Р-9А (Индекс ГРАУ - 8К75, по классификации МО США и НАТО — SS-8 Sasin) — советская двухступенчатая, жидкостная (на низкокипящем окислителе) межконтинентальная баллистическая ракета наземного и шахтного базирования с моноблочной головной частью, разработанная в ОКБ-1 С. П. Королёва. Система управления разработана харьковским НПО "Электроприбор". Р-9А относится к ракетам первого поколения. Находилась на вооружении частей РВСН ВС СССР дислоцировавшихся в Козельске и Плесецке с 1964 по 1976 год.
История
После дополнительных проработок ОКБ-1 предложило разработать два варианта ракеты: Р-9А (индекс 8К75) и Р-9В (индекс 8К76), которые отличались используемыми компонентами ракетных топлив и двигательными установками. Особенностью ракеты Р-9В было использование двигательной установки, разрабатываемой в ОКБ А.М.Исаева как связки четырёх двигателей с тягой по 40 т каждый (на высококипящих компонентах топлива "керосин - азотная кислота"). При создании этого варианта предполагалась кооперация с ОКБ М.К.Янгеля, заключавшаяся в совместной разработке эскизного проекта. Такая концепция была принята в связи с тем, что на этом этапе развития боевой ракетной техники было не вполне ясно, какая из пар компонентов обеспечит лучшие условия эксплуатации в воинских частях и минимальное время подготовки ракеты к пуску. Эти показатели определялись сложностью систем для поддержания компонентов топлива в готовности к заправке и их токсичностью, временем, необходимым для заправки ракеты, и временем раскрутки гироскопов перед пуском. Учитывая, что время готовности к пуску у обоих вариантов ракеты было примерно одинаково, а эксплуатационные качества, включая безопасность работ с ракетой, были предпочтительнее для компонентов "керосин-кислород", ОКБ-1 настояло на принятии к дальнейшей разработке ракеты Р-9 на этих компонентах.
В Постановлении Совета Министров СССР по ракете Р-9, принятом 13 мая 1959 г., специально отмечалось, что в качестве окислителя должен применяться переохлажденный кислород. Это позволяло обеспечить хранение кислорода в наземной емкости и заправку его в ракету практически без потерь и за минимальное время, не превышающее времени подготовки приборов системы управления к пуску (главным "ограничителем" выступало время подготовки гироскопов).
Одним из основных достоинств ракеты, как боевого оружия, считается максимально возможное время пребывания ракеты в готовности N1 и минимальное время подготовки к пуску. Решение этих задач облегчалось при хранении ракеты длительное время в заправленном состоянии. Для кислородной ракеты длительное хранение в заправленном состоянии было практически исключено, поэтому требовались иные подходы. Следовало добиться, чтобы все системы и агрегаты ракеты Р-9 позволяли бы её пребывание в готовности N1 в течение года при условии периодического проведения (без снятия со старта) регламентных работ, а также чтобы время заправки ракеты укладывалось в общее время подготовки ракеты Р-9 к пуску из готовности N1. Таким образом исключалась необходимость длительного хранения её в заправленном состоянии.
В ходе эскизного проектирования были рассмотрены пять принципиальных схем ракеты, в том числе с различным количеством ступеней, с поперечным делением ступеней, обеспечивающих требуемые тактико-технические характеристики при максимально возможной простоте и мобильности и минимально возможной массе конструкции.
Это было достигнуто принятием целого ряда конструктивно-компоновочных решений, например, применение открытых ферменных отсеков для сочленения ступеней ракеты, сбрасываемого хвостового отсека на второй ступени, пары наддува бака горючего второй ступени использовались для отделения ГЧ и т.д.
Габариты ракеты выбирались так, чтобы обеспечивалось транспортирование её в собранном виде в одном железнодорожном вагоне и чтобы можно было использовать сварочно-штамповочное оборудование ракеты Р-7 для производства блоков ракеты Р-9.
Нужная аэродинамика была достигнута применением стабилизаторов на блоке А (первая ступень)и аэродинамических щитков на хвостовом отсеке блока Б, (вторая ступень), а также установкой обтекателей для защиты от воздействия воздушного потока выступающих частей сопел двигателя блока А. Каждый из стабилизаторов блока А состоял из двух частей: пилона, жёстко связанного с корпусом, и консоли, крепящейся к нему. Для обеспечения транспортирования консоли были сделаны съемными, впоследствии съемная часть стабилизаторов не использовалась.
Разделение ступеней происходило по "горячей" схеме, принятой и успешно используемой для третьей ступени ракеты-носителя "Восток" (типа Р-7). Предусматривались силовая открытая рама, отнесенная к блоку А, и переходный отсек, состоящий из трёх разъёмных створок, который до разделения выполнял функции хвостового отсека блока Б, а после разделения сбрасывался.
При этом силовая схема отражателя выполнена с учетом разгрузки внутренним давлением бака окислителя. Двигательная установка разрабатывалась с учетом возможности проведения скоростной заправки баков топливом (кислород-керосин), пребывания ракеты в заправленном состоянии в течение 24 ч, дистанционного управления операциями на старте, максимальной автоматизации подготовки к старту, запуска двигателя первой ступени как автоматически, по сигналу окончания заправки баков компонентами, так и вручную, в нужное время, без вскрытия люков и без доступа обслуживающего персонала к агрегатам и приборам ракеты Р-9.
Для блока А ракеты было проанализировано несколько вариантов схем двигателя и был выбран четырёхкамерный двигатель с единым турбонасосным агрегатом, расположенным между камерами, при этом камеры сгорания, ТНА, газогенераторы и другие элементы двигателя вместе с рамой объединялись в единый технологический агрегат. Подобное построение схемы двигателя было выбрано и для блока Б.
На блоке А управление ракетой осуществлялось качанием камер маршевого двигателя, а на блоке Б - специальными поворотными соплами с использованием отработанного турбинного газа.
Ракета Р-9 имела следующие характеристики двигателей: тяга у Земли двигателя первой ступени 141,24 т (в пустоте 162,73 т), тяга в пустоте двигателя второй ступени 30,5 т, тяга управляющих сопел второй ступени 0,5 т, удельный импульс двигателя первой ступени у Земли 227,4 с (в пустоте - 311,4 с), удельный импульс двигателя второй ступени в пустоте 330 с. Двигатель блока А был разработан в ОКБ Главного конструктора В.П.Глушко, а двигатель блока Б - в ОКБ С.А.Косберга (МАП).
Основные параметры ракеты Р-9 составляли: весовое соотношение ступеней 0, 23, начальное отношение массы к тяге на первой ступени 0,57, на второй ступени 0,61, длина ракеты 24 м, диаметр 2,68 м, начальная масса 100 т, масса ГЧ 1700 кг с тротиловым эквивалентом 1,65 Мгт. Наибольшая прицельная дальность полёта ГЧ составляла 12000-13000 км, наименьшая - 3000-3500 км, отклонения от цели при комбинированной СУ (автономное и радиоуправление): по дальности - до 8 км для 90% ракет и до 12 км для оставшихся 10%, боковое отклонение - до 5 км для 90% ракет и до 8 км для оставшихся 10%. При полностью автономной системе управления точности ухудшались: отклонение по дальности - до 20 км, боковое - до 10 км.
Конструкция ракеты предусматривала обслуживание на стартовой позиции в вертикальном положении без применения каких-либо специальных приспособлений и без открытия люков. Заправка блоков А и Б производилась на пусковом столе. На блоке А трубопроводы и кабели для связи с наземным оборудованием были проложены снаружи по борту ракеты и через разъёмные колодки и штекеры выводились на срез обтекателей камер двигателя блока А.
Для блока Б связь бортовых коммуникаций с наземным оборудованием осуществлялась через желоб бортовых коммуникаций (ЖБК) - мачту облегченного типа одноразового действия, являющуюся принадлежностью ракеты. При установке ракеты Р-9 на пусковой стол нижний конец ЖБК крепился шарнирно к поворотной части стола. Через ЖБК проходили коммуникации заправки блока Б компонентами ракетных топлив и газами, а также электрические цепи. Расстыковка коммуникаций ракеты и ЖБК и его отброс происходили непосредственно перед стартом ракеты.
Предстартовые проверки бортовых систем практически сводились к предпусковому включению и регулированию. Все операции максимально совмещались по времени.
К моменту завершения в октябре 1959 г. эскизного проекта ракеты Р-9 были выданы и согласованы задания всем смежным организациям, выпущен комплект рабочих чертежей, изготовлена технологическая оснастка и начато изготовление отдельных агрегатов ракеты. В эскизном проекте было также предусмотрено дальнейшее совершенствование характеристик ракеты Р-9. Для этой цели разрабатывались новые двигатели: двигатель НК-9 для блока А с улучшенными характеристиками за счёт использования замкнутой схемы (ОКБ Н.Д.Кузнецова) и связка из четырёх двигателей для блока Б на базе создаваемого в ОКБ-1 двигателя блока "Л" РН "Молния" (типа Р-7). Ракета с усовершенствованными двигателями получила индекс Р-9М.
Анализ показал, что при применении на блоках А и Б новых двигателей, при сохранении габаритов и начальной массы ракеты, без переделки баков максимальная дальность могла быть увеличена на 2700 км. При сохранении же заданной дальности и массы головной части с новыми двигателями начальная масса ракеты уменьшалась на 13 т.
Однако, ОКБ Н.Д.Кузнецова не смогло своевременно организовать работу по новому двигателю НК-9 для первой ступени из-за отсутствия экспериментальной базы, а В.П.Глушко добился решения оставить для ракеты Р-9 в качестве единственного варианта для первой ступени (блока А) разрабатываемый им двигатель, считая ненужной разработку двигателя НК-9 в ОКБ Н.Д.Кузнецова.
Чтобы расширить тактические возможности ракеты Р-9 прорабатывалась конструкция ракеты с экранно-вакуумной теплоизоляцией на кислородных баках (индекс ракеты 8К77), чтобы обеспечить длительное её хранение в заправленном состоянии. В качестве двигателей предлагалось использовать двигатели варианта ракеты Р-9М, рассмотренного ранее в эскизном проекте. Применение этих высокоэнергетических двигателей позволяло при сохранении рабочего запаса топлива оснастить ракету более тяжёлой и соответственно более мощной по тротиловому эквиваленту головной частью, а также иметь экранно-вакуумную теплоизоляцию на балках окислителя. Но этот вариант развития не получил, в связи с большими осложнениями при изготовлении защитной оболочки (сталь толщиной 0,5 мм) для экранно-вакуумной теплоизоляции (сложности со сваркой и её креплением).
Для проведения лётно-конструкторских испытаний ракеты было решено в максимальной степени использовать сооружения и наземное оборудование ракетного комплекса Р-7 и существенно сэкономить средства и время на подготовку лётных испытаний ракеты Р-9. Одновременно проводились поисковые работы по различным вариантам боевого базирования ракеты Р-9 (наземный, траншейный, шахтный, морской, контейнерный и др.). Особое внимание уделялось экономичности комплексов. Вначале в целях удешевления исходили из многоразового использования стартов и лишь после глубокого анализа пришли к выводу об оптимальности одноразового использования одиночно расположенного старта с высокой боевой готовностью, хотя это было гораздо дороже.
Принципиальной особенностью ракеты Р-9 было включение в её состав переходной рамы пускового стола. Дело в том, что для подготовки ракеты к пуску требовалось произвести подстыковку к ракете большого количества (до 50-ти) наземных гидро-, пневмо- электрокоммуникаций. Было предложено создать переходную раму пускового стола с размещением на ней основной массы узлов стыка наземных систем с ракетой. Благодаря этому резко уменьшился объём работ на старте, так как стыковка всех связей "земля-борт" теперь производилась на технической позиции, после пристыковки к ракете переходной рамы, а на старте же оставалось пристыковать существенно меньшее количество коммуникаций "земля-переходная рама" за счёт того, что, например, пять магистралей сжатых газов, подводимых к стартовому столу, при помощи пневмощитов, смонтированных на переходной раме, превращались в 22 магистрали ракеты.
Другой особенностью комплекса ракеты Р-9 явилось системное решение проблем, связанных с длительным хранением жидкого кислорода. Этому предшествовал комплекс научно-исследовательских, проектно-конструкторских и опытных работ, направленных на существенное сокращение потерь кислорода от испарения при хранении в наземных емкостях, при транспортировке и после заправки в баки ракеты.
За счёт применения принципиально новых видов изоляции емкостей с жидким кислородом (порошковая, экранно-вакуумная теплоизоляция ЭВТИ) в сочетании с вакуумом в теплоизолирующем пространстве емкости и выбора оптимальной формы наземных и транспортных емкостей хранения кислорода и баков ракеты, разработки специальных конструкций подвесок и опор емкостей хранения кислорода, новых конструкционных материалов, выбора оптимального способа термостатирования криогенных жидкостей, внедрения переохлаждения удалось сократить потери кислорода от испарения с 15% на начальном этапе до 0,05-0,2% в конце, перед выходом ракеты Р-9 на лётные испытания.
Замена существовавших видов изоляции (мипоры, шлаковаты) на порошки (аэрозоль, перлит и др.), которыми заполнялось пространство между емкостью и наружным кожухом, и вакуумирование этого пространства превращало емкость для хранения кислорода в большой термос и резко сокращало теплоприток к емкости кислорода, а следовательно, и его потери от нагревания и испарения. Это сходство ещё более усиливалось при использовании ЭВТИ, которая представляла собой маты из листов блестящей тонкой фольги (около 100 штук), разделенных друг от друга редкой стеклотканью. Блестящая поверхность фольги резко уменьшала передачу тепла к емкости с кислородом, а вакуум в теплоизолирующем пространстве емкости довершал дело.
Для создания системы вакуумирования на многочисленных объектах хранения кислорода был спроектирован и создан специальный форвакуумный насос в сочетании с двумя адсорбционными насосами с применением нового синтетического материала - цеолита, предварительно охлаждаемого жидким кислородом или азотом. Такая конструкция позволила довести вакуум с уровня 5x10-2 мм рт.ст. до 1x10-3-1x10-4. Это также потребовало освоения новой технологии сварки для получения полной герметичности многометровых сварных швов емкостей хранения, создания методики и аппаратуры контроля их качества. Все описанные выше мероприятия сводили к минимуму испарения криожидкости.
Для полного решения проблемы была создана специальная газовая холодильная машина на кислородном уровне температур, которая, будучи установлена на емкости с жидким кислородом, конденсировала испарившийся из емкости газообразный кислород и возвращала его обратно в емкость уже в жидком состоянии. Так впервые в отечественной практике была решена проблема хранения жидкого кислорода практически без потерь.
Однако, исследования показали, что есть ещё возможность повысить эффективность применения жидкого кислорода: если его температуру понизить ниже точки кипения при нормальных условиях (переохладить до температуры минус 203-2100С), то он приобретает новые качества, среди которых главное для заправки - высокая текучесть. Это позволяло резко сократить время заправки (с 25...30 до 3...8 мин), при этом вместо насосов можно было использовать сжатый воздух, который выдавливал жидкий переохлажденный кислород из емкости хранения (стационарной или транспортируемой) в баки ракеты.
Для переохлаждения жидкого кислорода применялась передвижная установка, в которой использовался принцип эжекции и уноса паров с поверхности жидкого кислорода в емкости за счёт перепада давления в эжекторе. Позже переохлаждение криожидкостей (кислорода, водорода, азота, гелия) нашло широкое применение в ракетно-космических комплексах Н1 и "Энергия-Буран" на тысячах тонн криокомпонентов.
Жидкий кислород может заправляться в баки ракеты с расходом до 700 т/ч, жидкий водород - 110 т/ч. Будучи переохлажденным, жидкий кислород обеспечивает готовность ракеты Р-9 к пуску в течение десяти часов при высоком уровне безопасности работ при заправке.
Полученные результаты потребовали коренной перестройки процессов получения, хранения, транспортировки и заправки криожидкостей. Была принципиально перестроена промышленная база, вышло соответствующее Постановление Правительства СССР, в 1972 г. создана крупнейшая научно-промышленная организация по этой проблеме - НПО "Криогенмаш" (г. Балашиха, Московской области), объединившая научные и производственные коллективы.
В докладных записках на имя министра Д.Ф.Устинова и заместителя Председателя Госплана СССР В.М.Рябикова в мае 1961 г. руководитель ОКБ-1 С.П.Королев изложил основные итоги работ по кислородной проблеме и подчеркнул фундаментальное значение полученных результатов для развития ракетной техники, в том числе для создания боевых ракетных комплексов высокой готовности, способных длительное время нести боевое дежурство практически без потерь кислорода.
Все это привело к тому, что стартовый комплекс "Десна-Н" был признан не соответствующим тактико-техническим требованиям и не был рекомендован для принятия на вооружение. Следует отметить, что комплекс "Десна-Н" был отвергнут не из-за грубых конструктивных просчётов. Причина была в том, что проектирование шло не системно, без учета опыта эксплуатации и повышенных требований заказчика. Высокие боевые и эксплуатационные качества ракеты Р-9, подтвержденные при ЛКИ, требовали создания совершенного стартового комплекса с высокой боевой готовностью.
С этой целью были выполнены проработки, подтвердившие реальность создания нового наземного комплекса "Долина" с высокой степенью автоматизации процессов подготовки и пуска ракеты Р-9. Была разработана и изготовлена новая переходная рама, втрое легче прежней, что позволило транспортировать ракету Р-9 в вагоне с пристыкованной рамой, создана система переохлаждения, длительного хранения и скоростной заправки ракеты переохлажденным жидким кислородом и решена проблема его длительного хранения без потерь, разработана система скоростной заправки ракеты горючим - керосином Т-1 с насосной подачей горючего.
Впервые была создана автоматизированная система подготовки ракеты к старту (АСПС) .
АСПС представляла собой единую автоматическую систему, охватывающую весь комплекс автоматических систем управления отдельными агрегатами и системами СК, которые участвуют в установке ракеты с ГЧ на пусковое устройство, пристыковке к ним наземных коммуникаций, заправке компонентами топлив, их термостатировании и подготовке к пуску ракеты.
АСПС также управляла операциями по полуавтоматическому сливу компонентов топлив из баков ракеты при несостоявшемся пуске, а также съемом ракеты с пускового устройства. Агрегаты и системы АСПС управлялись с центрального пульта подготовки автоматически или вручную.
Стартовый комплекс "Долина" ракеты Р-9 был рекомендован к приему на вооружение в 1965 г., а ракета Р-9 получила войсковой индекс 8К75.
Широким фронтом развернулись работы по изготовлению, монтажу, испытаниям и сдаче в эксплуатацию серийных боевых стартовых комплексов "Долина".
Пятнадцать лет на боевом дежурстве находились боевые ракетные комплексы "Долина", получив высокую оценку в воинских частях.
Для ракеты Р-9 необходимо было создать также шахтный вариант стартового комплекса. Никакого опыта по созданию такого комплекса ни в стране, ни за рубежом не было. В США для ракеты "Атлас" аналогичного класса предусматривалось только хранение ракеты в шахте, а для пуска её поднимали на поверхность Земли. Из шахты пускать боялись, так как подготовка и запуск двигателей были связаны с испарением жидкого кислорода и, следовательно, загазованностью шахты кислородом, что могло привести к взрыву. Нужно было время для исследований и экспериментов.
Однако, обстановка требовала ускоренного строительства защищенных стартовых комплексов Р-9 для обеспечения защиты стратегических ракет от возможного ядерного удара противника. Поэтому решили исследования и эксперименты проводить одновременно с проектированием и строительством экспериментального шахтного стартового комплекса на полигоне "Байконур". Его головным разработчиком стало ГСКБ Спецмаш (Главный конструктор В.П.Бармин).
Комплекс состоял из трёх шахт, расположенных в одну линию, недалеко друг от друга, командного пункта, хранилищ компонентов топлив и сжатых газов. Все сооружения были заглублены и соединены между собой ходами сообщения. Автономное электропитание обеспечивалось дизель-электростанцией. Под пусковым столом, размещенным на глубине 25 м, располагались три этажа для заправочного оборудования. Внутри бетон-ного сооружения шахты размещался стальной стакан диаметром около 8 м. Зазор между шахтой и стаканом служил газоходом для струй двигателя ракеты при пуске.
Ракета Р-9, предназначенная для пуска из шахты, не имела переходной рамы из-за ненадобности, а желоб бортовых коммуникаций был доработан в связи с тем, что он не отбрасывался, как это было при наземном варианте, а после отстыковки от ракеты отводился к стенке стакана и фиксировался.
Шахтный стартовый комплекс для ракеты Р-9, созданный на полигоне "Байконур" в том же районе, что и наземный комплекс "Долина", стал головным, на нем проверялись все расчётные данные и сама возможность пуска ракеты, заправленной кислородом и керосином из шахты. При пуске из шахты отрабатывались монтажная и эксплуатационная документации, технология строительства шахтных пусковых установок и т.д. Результатов пуска и опыта строительства с нетерпением ждали на серийных объектах.
В 1962 г. был проведён первый пуск ракеты Р-9 из шахты. Он прошёл с положительными результатами (все системы сработали нормально) и послужил отправной точкой для развертывания строительства серийных шахтных стартовых комплексов в различных районах страны).
После проведения лётно-конструкторских испытаний ракета Р-9 была принята на вооружение, с индексом 8К75, а её серийное производство в 1963 г. передано на Куйбышевский завод "Прогресс".
14 и 15 декабря 1964 г., соответственно, началась постановка на боевое дежурство первых четырех ракетных полков с наземными стартами, по два под г. Козельск (28-я гвардейская Краснознаменная ракетная дивизия) и на полигоне Плесецк, а 26 декабря - первого ракетного полка с ШПУ под г. Козельск. БРК с ракетой Р-9А находились на боевом дежурстве более 10 лет и получили высокую оценку в войсках. Однако к моменту постановки на боевое дежурство Р-9А уже не в полной мере удовлетворяла требованиям, предъявляемым к новейшим боевым стратегическим ракетам того времени. Она относилась к МБР первого поколения и, превосходя по боевым, техническим и эксплуатационным характеристикам американские МБР аналогичного класса Titan I и Atlas F (к моменту начала постановки Р-9А на боевое дежурство они уже снимались с вооружения, все американские МБР первого поколения были полностью сняты с вооружения к концу июня 1965 г.) и отечественные ракеты Р-7А и Р-16У, она уступала новейшим американским МБР Titan II и Minuteman IA/IB/II по показателям живучести, точности стрельбы и времени подготовки к пуску. К тому же ракетные комплексы с Р-9А оказались достаточно дорогими в эксплуатации, что не могло не сказаться на масштабах их развертывания (всего на боевое дежурство было поставлено 27 единиц под Козельском, Омском (20-я ракетная дивизия) и Тюменью (22-я ракетная дивизия), а также на полигонах Плесецк и Байконур). Р-9А стала последней боевой ракетой в группировке РВСН на кислородно-керосиновом топливе. Она была снята с вооружения РВСН в 1977 году.
По поводу строительства ШПУ для Р-9А между ОКБ-1 и руководством РВСН возникли разногласия. ОКБ предлагало размещать по одной шахте рядом с каким-либо населенным пунктом. Это обеспечивало экономию средств на строительстве специальных военных городков со всеми бытовыми службами в отдаленных и труднодоступных районах. Кроме того, по мнению представителей ОКБ-1, значительные грузопотоки к местам строительства в глухих районах страны неизбежно привлекли бы к себе внимание разведки вероятного противника, тогда как одношахтный вариант у населенных пунктов мог быть легко законспирирован. Но военное руководство, получив решающую поддержку Хрущева, настояло на принятии варианта расположения ШПУ подальше от густонаселенных мест. Наземный полуавтоматизированный стартовый комплекс «Долина» имел в своем составе 2 ПУ (каждая со стационарным установщиком), заглубленный КП, обвалованные хранилища компонентов топлива, хранилища ракет и пристартовый пункт радиоуправления. Комплекс «Долина» обеспечивал почти полное отсутствие боевого расчета на стартовой позиции. Самоходная тележка с ракетой, выйдя из монтажно-испытательного корпуса и достигнув упоров на ПУ, соединялась с подъемно-установочным устройством, которое поднимало ее в вертикальное положение, автоматически стыковало все коммуникации и закрепляло ракету на пусковом столе (благодаря переходной раме пускового стола и ЖБК объем работ на старте резко уменьшился). Конструкция ракеты предусматривала обслуживание на стартовой позиции в вертикальном положении без применения каких-либо специальных приспособлений и без открытия люков. Затем следовала скоростная заправка компонентами ракетных топлив, подготовка системы управления и прицеливание. Предстартовые проверки бортовых систем практически сводились к предпусковому включению и регулированию. Все операции максимально совмещались по времени. На все уходило не более 20 мин.
Глобальная ракета ГР-1 (8К713) (1961-1964 гг.)
Проектные проработки по межконтинентальной баллистической ракете ГР-1 нового типа - глобальной - были начаты в 1961 г. Кроме обычных возможностей для поражения целей по баллистическим траекториям, глобальная ракета позволяла поражать цель путём торможения головной части в заданный момент времени полёта ракеты по круговой орбите ИСЗ.
Теоретической базой боевого применения глобальной ракеты ГР-1 послужили следующие соображения.
Головные части БРДД длительное время считались неуязвимыми для средств противоракетной обороны (ПРО) противника. Однако, вскоре были разработаны системы, которые, используя сам принцип баллистического полёта ракеты (известный закон движения, максимальная высота траектории более 1000 км), давали возможность раннего обнаружения и точного прогнозирования траектории полёта ГЧ, указывали координаты намеченной цели, обеспечивали достаточное время для обнаружения ГЧ и позволяли вести эффективную борьбу с ними.
Известные способы защиты ГЧ (ложные цели, увод корпуса ракеты и др.) в большинстве своем до конца не решают задачу прорыва ГЧ к цели. Как показали исследования, радикальным решением, существенно снижающим эффективность средств ПРО противника в борьбе с ГЧ, могло стать создание глобальных ракет, т.е. обеспечение движения ракет не по баллистическим, а по низким орбитальным (глобальным) траекториям при высоте орбиты порядка 150 км с последующим выводом ГЧ на цель путём её торможения в заданной точке траектории ИСЗ, каким и являлась ГЧ.
Защита ГЧ обеспечивалась за счёт того, что на низких высотах полёта ракеты и ГЧ дальность обнаружения ГЧ средствами ПРО противника уменьшалась до 500-600 км против 4000-8000 км для баллистических траекторий, а время для поражения ГЧ сокращалось до 2 мин вместо 12-15 мин.
Недостатком поражения конкретных целей с помощью глобальных ракет является меньшая точность выведения ГЧ на цель. Этот недостаток удалось в значительной мере преодолеть путём введения в состав головной части устройства, названного регулятором движения головной части.
Это устройство представляло собой коническую юбку, закреплённую в хвостовой части ГЧ и выполняющую роль дополнительного аэродинамического сопротивления. Параметры этой юбки выбирались такими, чтобы при её наличии обеспечивалась точность по дальности при перелете, а при её отсутствии - при недолете. Это позволяло обеспечить повышение точности за счёт отстрела регулятора движения головной части в определенный момент полёта ГЧ после торможения по нисходящей траектории, рассчитываемый автоматической системой управления, и реализовать выполнение требований ТТТ.
Возможность стрельбы глобальными ракетами в прямом и противоположном направлениях по отношению к цели требовала от противника создания круговых средств ПРО.
Проведенные в 1961-1964 гг. проектно-исследовательские работы показали возможность создания трёхступенчатой глобальной ракеты на базе двигательных установок разрабатывавшейся ракеты 8К77 для первой и второй ступеней и двигательной установки С1.5400 на третьей ступени ракеты. Дальнейшая модификация двигателя С1.5400 была использована на разгонном блоке ДМ (двигатель 11Д58).
По глобальной ракете, получившей при разработке обозначение ГР-1, была выпущена конструкторская и эксплуатационная документация.
Ракета ГР-1 при стартовой массе 117 т была способна нести заряд с тротиловым эквивалентом 2,2 Мгт на неограниченную дальность и обеспечивать точность до +5 км по дальности и до ±3 км по боковому отклонению. Эксплуатационные особенности трёхступенчатой ракеты ГР-1 аналогичны таковым для ракеты Р-9.
К 1962 г. были созданы стендовые ракеты ГР-1, началась их наземная экспериментальная отработка, велось изготовление образцов для лётных испытаний, два из которых неоднократно провозились по Красной площади во время военных парадов. Однако, из-за трудностей с отработкой двигателя НК-9 конструкции Н.Д.Кузнецова для первой ступени ГР-1 в серию не пошли, хотя подобная машина, правда, значительно позже, была создана в ОКБ М.К.Янгеля.
Для ракеты ГР-1 можно было в принципе использовать те же стартовые позиции и наземное оборудование, что создавались для ракеты Р-9. Однако, специально для ГР-1 был создан стартовый комплекс с полной автоматизацией предстартовых операций на площадке N51, вблизи от стартовой площадки ракеты Р-7. Особенностью стартовой подготовки этой ракеты было то, что она комплектовалась контейнером, выполняющим функции транспортного контейнера, стартового стакана и служащим для прокладки заправочных и других коммуникаций связи верхних ступеней с наземным оборудованием.
Одновременно на базе ракеты ГР-1 велась разработка ракеты 8К513, предназначенной для уничтожения боевых спутников противника на их рабочих орбитах. Эта работа закончилась выпуском технического предложения, до производства таких ракет дело не дошло.
В 1964 г. работы по ГР-1 и 8К513 были прекращены, исходя из принятых СССР международных обязательств по неиспользованию космического пространства для размещения в нем оружия.
Тактико-технические характеристики
Глобальная ракета ГР-1 (8К713) (1961-1964 гг.)
Проектные проработки по межконтинентальной баллистической ракете ГР-1 нового типа - глобальной - были начаты в 1961 г. Кроме обычных возможностей для поражения целей по баллистическим траекториям, глобальная ракета позволяла поражать цель путём торможения головной части в заданный момент времени полёта ракеты по круговой орбите ИСЗ.
Теоретической базой боевого применения глобальной ракеты ГР-1 послужили следующие соображения.
Головные части БРДД длительное время считались неуязвимыми для средств противоракетной обороны (ПРО) противника. Однако, вскоре были разработаны системы, которые, используя сам принцип баллистического полёта ракеты (известный закон движения, максимальная высота траектории более 1000 км), давали возможность раннего обнаружения и точного прогнозирования траектории полёта ГЧ, указывали координаты намеченной цели, обеспечивали достаточное время для обнаружения ГЧ и позволяли вести эффективную борьбу с ними.
Известные способы защиты ГЧ (ложные цели, увод корпуса ракеты и др.) в большинстве своем до конца не решают задачу прорыва ГЧ к цели. Как показали исследования, радикальным решением, существенно снижающим эффективность средств ПРО противника в борьбе с ГЧ, могло стать создание глобальных ракет, т.е. обеспечение движения ракет не по баллистическим, а по низким орбитальным (глобальным) траекториям при высоте орбиты порядка 150 км с последующим выводом ГЧ на цель путём её торможения в заданной точке траектории ИСЗ, каким и являлась ГЧ.
Защита ГЧ обеспечивалась за счёт того, что на низких высотах полёта ракеты и ГЧ дальность обнаружения ГЧ средствами ПРО противника уменьшалась до 500-600 км против 4000-8000 км для баллистических траекторий, а время для поражения ГЧ сокращалось до 2 мин вместо 12-15 мин.
Недостатком поражения конкретных целей с помощью глобальных ракет является меньшая точность выведения ГЧ на цель. Этот недостаток удалось в значительной мере преодолеть путём введения в состав головной части устройства, названного регулятором движения головной части.
Это устройство представляло собой коническую юбку, закреплённую в хвостовой части ГЧ и выполняющую роль дополнительного аэродинамического сопротивления. Параметры этой юбки выбирались такими, чтобы при её наличии обеспечивалась точность по дальности при перелете, а при её отсутствии - при недолете. Это позволяло обеспечить повышение точности за счёт отстрела регулятора движения головной части в определенный момент полёта ГЧ после торможения по нисходящей траектории, рассчитываемый автоматической системой управления, и реализовать выполнение требований ТТТ.
Возможность стрельбы глобальными ракетами в прямом и противоположном направлениях по отношению к цели требовала от противника создания круговых средств ПРО.
Проведенные в 1961-1964 гг. проектно-исследовательские работы показали возможность создания трёхступенчатой глобальной ракеты на базе двигательных установок разрабатывавшейся ракеты 8К77 для первой и второй ступеней и двигательной установки С1.5400 на третьей ступени ракеты. Дальнейшая модификация двигателя С1.5400 была использована на разгонном блоке ДМ (двигатель 11Д58).
По глобальной ракете, получившей при разработке обозначение ГР-1, была выпущена конструкторская и эксплуатационная документация.
Ракета ГР-1 при стартовой массе 117 т была способна нести заряд с тротиловым эквивалентом 2,2 Мгт на неограниченную дальность и обеспечивать точность до +5 км по дальности и до ±3 км по боковому отклонению. Эксплуатационные особенности трёхступенчатой ракеты ГР-1 аналогичны таковым для ракеты Р-9.
К 1962 г. были созданы стендовые ракеты ГР-1, началась их наземная экспериментальная отработка, велось изготовление образцов для лётных испытаний, два из которых неоднократно провозились по Красной площади во время военных парадов. Однако, из-за трудностей с отработкой двигателя НК-9 конструкции Н.Д.Кузнецова для первой ступени ГР-1 в серию не пошли, хотя подобная машина, правда, значительно позже, была создана в ОКБ М.К.Янгеля.
Для ракеты ГР-1 можно было в принципе использовать те же стартовые позиции и наземное оборудование, что создавались для ракеты Р-9. Однако, специально для ГР-1 был создан стартовый комплекс с полной автоматизацией предстартовых операций на площадке N51, вблизи от стартовой площадки ракеты Р-7. Особенностью стартовой подготовки этой ракеты было то, что она комплектовалась контейнером, выполняющим функции транспортного контейнера, стартового стакана и служащим для прокладки заправочных и других коммуникаций связи верхних ступеней с наземным оборудованием.
Одновременно на базе ракеты ГР-1 велась разработка ракеты 8К513, предназначенной для уничтожения боевых спутников противника на их рабочих орбитах. Эта работа закончилась выпуском технического предложения, до производства таких ракет дело не дошло.
В 1964 г. работы по ГР-1 и 8К513 были прекращены, исходя из принятых СССР международных обязательств по неиспользованию космического пространства для размещения в нем оружия.
Тактико-технические характеристики
| Длина, м | 24,19 |
| Диаметр, м | 2,68 |
| Стартовая масса, т | 81 |
| Масса топлива, т | 71 |
| Максимальная дальность стрельбы, км | 12500 - 16000 |
| КВО, м | 3000 - 3500 |
| Забрасываемая масса, кг | 1600 - 2000 |
| Боевая часть | термоядерная, моноблочная |
| Мощность БЧ, Мт | 1,65 или 2,3 |
| Система наведения | инерциальная |
| Двигатель первой ступени: | |
| Тяга у земли, тс | 141 |
| тяга в вакууме, тс | 163 |
| время работы, с | 105 |
| масса, т | 1,48 |
| Двигатель второй ступени: | |
| тяга в вакууме, тс | 31 |
| время работы, с | 165 |
Комментариев нет:
Отправить комментарий