Р-1 — первая крупная баллистическая ракета, созданная в Советском Союзе по образцу немецкой Фау-2.
Имела определённые конструктивные отличия от прототипа, обусловленные различием в материальной и конструкторской базе. Главный конструктор — Сергей Павлович Королёв.
В создании Р-1 были заняты 13 НИИ и 35 заводов. Двигатель РД-100 прошёл стендовые испытания в мае 1948 г. 10 октября 1948 г. начались его огневые испытания и уже 17 сентября 1948 года на полигоне Капустин Яр была запущена первая ракета Р-1, собранная на опытном заводе НИИ-88 в Подлипках.
Первый пуск оказался неудачным. Из-за отказа системы управления ракета отклонилась от трассы почти на 50 градусов. 10 октября 1948 года (по другим данным 31 октября) состоялся первый успешный пуск. Всего, в рамках лётно-конструкторских испытаний было пущено 10 ракет в 1948 году и 20 ракет в 1949 году. 10 октября 1948 года (по другим данным 31 октября) состоялся первый успешный пуск. Всего, в рамках лётно-конструкторских испытаний было пущено 10 ракет в 1948 году и 20 ракет в 1949 году.
7 мая 1949 г. был проведен первый пуск Р-1А - модификации ракеты для испытания отделяющейся головной части. В первой испытательной серии состоялось 4 пуска. 5-ый и 6-ой пуски были с научной аппаратурой на борту. *
30 ноября 1950 г. Ракета Р-1 была сдана на вооружение первого ракетного соединения – 92 Бригады Особого Назначения РВГК, дислоцированной на полигоне Капустин Яр. Она получила натовское обозначение SS-1 "Scunner".
В январе 1951 г 23-я бригада, вооруженная Р-1, была развернута в г. Камышин Волгоградской области. Каждая бригада имела на вооружении шесть ракет. В дальнейшем бригады с Р-1 разворачивались на Украине, в Литве, в Казахстане и на Дальнем Востоке.
Перевозка ракеты Р-1
Основными частями ракеты являлись: головная часть, приборный отсек, бак горючего, бак окислителя, хвостовой отсек с двигателем. Основными особенностями конструкции ракеты было применение неотделяющейся головной части с использованием подвесных (ненесущих) топливных баков, размещенных в силовом корпусе. Силовой корпус ракеты представлял собой жесткий каркас из стальных стрингеров и шпангоутов с оболочкой из листовой стали. Баки окислителя и горючего были выполнены из листового алюминиевого сплава.
За стабилизацию ракеты в полёте отвечали четыре мощных и тяжелых (масса около 300 кг) стабилизатора. Потребовались управляющие органы двух типов: воздушные (установленные на стабилизаторах) и газоструйные (размещенные в струе продуктов сгорания, истекающих из сопла) рули.
Однокамерный жидкостный ракетный двигатель работал на топливе - жидкий кислород и 75%-ый водный раствор этилового спирта. Система подачи топлива - насосная, незамкнутая (отработавший в турбине газ выбрасывался в атмосферу). В качестве рабочего тела турбины использовался парогаз, образующийся при разложении перекиси водорода в присутствии катализатора - раствора перманганата натрия; подача перекиси и перманганата в реактор была вытеснительной. Таким образом, для работы двигателя требовалось четыре жидких компонента. Их секундные расходы составляли: 75 кг/с жидкого кислорода, 50 кг/с спирта и 1,7 кг/с перекиси и перманганата натрия. При этом удельный импульс был равен 2021 м/с у Земли и - 2366 м/с в пустоте. Такие низкие значения удельного импульса объяснялись использованием низкокалорийного топлива (в горючее добавляли воду, т.к. иначе не могли обеспечить охлаждение камеры), невысокими параметрами рабочего процесса двигателя и применением незамкнутой схемы ДУ.
Ракета Р-1
Цифрами обозначены:
1. головная часть;
2. бак горючего;
3. тонельная труба с расходным трубопроводом горючего;
4. бак окислителя;
5. приборный отсек;
6. хвостовой отсек;
7. аэродинамический стабилизатор;
8. газоструйный руль.
Двигатель имел большую массу, что объяснялось несовершенством конструкции всех его основных агрегатов: камеры сгорания (низкое давление, плохая организация процессов сгорания топлива), турбонасосного агрегата (низкое число оборотов), парогазогенератора (вытеснительная система подачи компонентов). Воспламенение топлива в камере сгорания при запуске двигателя осуществлялось пиротехническим зажигательным устройством. Показатели, определяющие скорость, а, следовательно, и дальность полёта ракеты были у Р-1 крайне низкими. На ракете была применена автономная инерциальная система управления, включавшая контур стабилизации углового положения ракеты на активном участке траектории (АУТ) полёта и автомат управления дальностью, в котором использовался гироскопический интегратор ускорений. Система управления имела значительную массу (масса приборов управления около 200 кг при общей массе приборного отсека в 520 кг) и была нечувствительна к параллельному сносу ракеты. В итоге точность ракеты (1,5 км) должна оцениваться как низкая, если иметь ввиду, что она соответствовала дальности полёта всего примерно в 300 км.
Эффективность действия головной части по целям определялась тем, что в ГЧ содержался заряд взрывчатого вещества (ВВ) массой около 800 кг. Радиус разрушения городских зданий при этом не превышал 20 - 25 м, и ракета могла использоваться только для поражения крупных слабозащищённых целей стрельбой по площадям.
В состав наземного технологического оборудования комплекса входило, более 20 специальных машин и агрегатов. Подготовка ракеты к пуску осуществлялась расчётом из 11 человек на двух позициях - технической и боевой (стартовой). Основным содержанием работ на технической позиции были проверки систем ракеты, стыковка ее с головной частью. Перевозка ракеты на боевую позицию осуществлялась на грунтовом лафете 8У22 или 8У24, с помощь которого ракета устанавливалась затем на стартовый стол и который использовался для подготовки ракеты к пуску. На ракете, после установки её в вертикальное положение, проверялась система управления, заправлялось топливо и средства парогазогенерации, осуществлялось прицеливание. На боевой расчёт при этом возлагалась особая ответственность одевания на головную часть вертикально стоящей ракеты съёмной поворотной площадки обслуживания. При неосторожном проведении этой операции не исключена была возможность задевания опорным кольцом площадки за взрыватель головной части, расположенный на вершине её конуса.
Стартовая позиция ракетного комплекса Р-1
Техническая позиция ракетного комплекса Р-1
При подготовке ракеты к пуску проводились и ручные операции с двигателем ракеты - настройка редукторов давления парогазогенератора в зависимости от концентрации и температуры перекиси водорода. Этим параметры двигателя приближались к номинальным. В камеру двигателя снизу через сопло устанавливалось зажигательное устройство. Пуск ракеты осуществлялся из специальной бронемашины с пультом управления. Время для подготовки ракеты на технической позиции составляло 2 - 4 часа, на боевой позиции - до 4 часов. Таким образом, боеготовность комплекса, т.е. время от получения команды на пуск до старта ракеты составляло не менее 6 - 8 часов, после чего надо было либо её пускать, либо переносить пуск на следующие сутки. Слив кислорода, горючего, проверка систем и заправка требовали длительного времени.
Начиная с 1953 г., в Днепропетровске проходили проектно-конструкторские работы по модернизации Р-1, направленные на повышение технологичности производства и улучшение ее эксплуатации. В итоге ракета Р-1М отличалась от прототипа упрощённой конструкцией и значительно модифицированной системой управления, что позволило вдвое увеличить точность стрельбы. В 1955 г. после десяти пусков лётные испытания Р-1М успешно завершились, но в серийное производство не пошла, поскольку уже не удовлетворяла возросшим требованиям заказчиков, прежде всего по дальности.
Всего было проведено 162 пуска ракет Р-1, из них 5 неудачных, т.е. успешность составила 96,91%.
Ракета была снята с вооружения в 1964 году.
Тактико-технические характеристики
Показатель
|
Значение
|
Максимальная дальность стрельбы, км
|
270
|
Максимальная скорость полета, м/с
|
1465
|
Максимальная высота траектории, км
|
77
|
Приблизительное время полета, мин
|
5
|
Маршевый двигатель
|
однокамерный
ЖРД РД-100/8Д51
|
Тяга маршевого двигателя у земли/в пустоте, тс
|
27/31
|
Удельный импульс тяги у земли/в пустоте, с
|
199/232
|
Время работы маршевого двигателя, с
|
206
|
КВО, м
|
1500
|
Система наведения
|
автономная инерциальная
|
Тип головной части
|
моноблочная, неядерная, неотделяемая
|
Полезная нагрузка, кг
|
815
|
Стартовая масса, т
|
13,4
|
Длина ракеты, м
|
14,6
|
Диаметр ракеты, м
|
1,65
|
Масса топлива, кг
|
4085 (75% этиловый спирт)
|
Масса окислителя, кг
|
5160 (жидкий кислород)
|
Модификации:
Р-1А - экспериментальная ракета для отработки различных вариантов боевых частей.
Р-1Б - экспериментальная ракета для проведения научных исследований на высотах свыше 100 км, включая изучение космических лучей, солнечного спектра, влияния невесомости и космической радиации на животных и возможности возвращения ракеты с помощью парашютов для повторного использования.
Р-1В - экспериментальная ракета для проведения научных исследований на высотах свыше 100 км, включая изучение космических лучей, свойств атмосферы, солнечного спектра, влияния невесомости и космической радиации на животных и возможности возвращения ракеты с помощью парашютов для повторного использования.
Р-1Д - экспериментальная ракета для проведения научных исследований на высотах свыше 100 км, включая изучения ветров, ионосферы, влияния эффектов космического полета на животных, а также возможности их возвращения живыми.
Р-1Е - экспериментальная ракета для проведения научных исследований на высотах свыше 100 км, включая изучение ветров, состава воздуха, солнечной радиации, ионосферы, характеристик озонового слоя, влияния эффектов космического полета на животных, а также возможности их возвращения живыми.
Уже на ракете Р-1А для физических измерений параметров верхней разряженной атмосферы установили приборы системы, условно названной ФИАН-1. Это были первые геофизические эксперименты. Полученные данные послужили базой для подготовки широкой программы научных исследований по геофизике в интересах Академии наук СССР и разработки модификаций ракеты Р-1, специально предназначенных для этой цели (Р-1Б, Р-1В, Р-1Д и Р-1Е).
Все четыре пуска ракеты Р-1Б в июле - августе 1951 года были вертикальными, из которых один оказался неудачным. На борту ракеты находились подопытные животные в специальном герметичном отсеке, исследовалось их поведение в условиях невесомости. 22 июля 1951 года впервые на ракете Р-1В успешно летали собаки Дезик и Цыган.
Ракета Р-1В отличалась от ракеты Р-1Б только тем, что вместо аппаратуры ФИАН-1 монтировалась парашютная система спасения корпуса ракеты. Всего было проведено два пуска в июле - августе 1951 года.
На ракете Р-1Д в отличие от ракет Р-1Б и Р-1В, где подопытные животные спасались вместе с герметичным отсеком на парашюте, каждая из двух собак катапультировалась в скафандре, смонтированном на специальной тележке, имеющей парашютную систему и систему жизнеобеспечения. Кроме того, на ракете Р1-Д вместо отсека с аппаратурой ФИАН-1 была установлена аппаратура для исследования распределения по высоте плотности ионизации в ионосфере и изучения распространения сверхдлинных волн в атмосфере и космическом пространстве. Три пуска ракет Р-1Д проводились в июне - июле 1951 года, и все были удачными.
При пусках ракеты Р1-Е была сделана еще одна попытка найти конструктивное решение, обеспечивающее спасение корпуса ракеты. Для этой цели на головной части установили три пороховых ускорителя, сообщавшие ей скорость отделения около 12 м/с. Однако этого оказалось недостаточно. Новый конструктивный вариант системы спасения корпуса ракеты заключался в использовании пиропушки, которая должна была не только вводить в действие вытяжные купола парашютов, но и одновременно освобождать парашютные пакеты, в которые были уложены основные купола парашютов. Всего провели шесть пусков с января 1955 по апрель 1956 года, четыре из которых были удачными.
Общие сведения о пусках ракет Р-1 8А11
В скобках указано количество пусков. Красным цветом выделено количество пусков, завершившихся неудачей.
Год
|
Ракетодром
|
Субъекты
|
Итого за год
|
1948
|
СССР из Капустин Яр (9-1)
|
СССР (9-1)
|
(9-1)
|
1949
|
СССР из Капустин Яр (21-3)
|
СССР (21-3)
|
(21-3)
|
1951
|
СССР из Капустин Яр (16)
|
СССР (16)
|
(16)
|
1952
|
СССР из Капустин Яр (7)
|
СССР (7)
|
(7)
|
1953
|
СССР из Капустин Яр (16)
|
СССР (16)
|
(16)
|
1954
|
СССР из Капустин Яр (22)
|
СССР (22)
|
(22)
|
1955
|
СССР из Капустин Яр (18)
|
СССР (18)
|
(18)
|
1956
|
СССР из Капустин Яр (16-1)
|
СССР (16-1)
|
(16-1)
|
1957
|
СССР из Капустин Яр (18)
|
СССР (18)
|
(18)
|
1958
|
СССР из Капустин Яр (18)
|
СССР (18)
|
(18)
|
1959
|
СССР из Капустин Яр (5)
|
СССР (5)
|
(5)
|
Источники:
Комментариев нет:
Отправить комментарий