23-10-2023
ГР-1 | |
---|---|
индекс ГРАУ - 8К713 | |
Ракета Р-9 у Центрального музея Вооруженных Сил | |
Тип | Баллистическая ракета |
Статус | проект (закрыт) |
Разработчик | ОКБ-1 |
Главный конструктор | С. П. Королёв |
Годы разработки | 1961 — 1964 гг. |
Производитель | Завод «Прогресс» |
Годы производства | 1961 — 1964 гг. |
Единиц произведено | ~ 2 |
Модификации | 8К711, 11А513 |
Основные технические характеристики: Масса полностю заправленной ракеты - > 117 т Стартовая масса - 116,6 т Общая длина - 35,38 м Длина ГЧ - > 2,6 м Максимальный диаметр - 2,9 м Максимальный поперечный размер по откинутым стабилизаторам - 4,8 м Дальность полёта - 40 000 км (глобальная) Высота орбиты - 155 км Дальность участка пикирования к цели - 2 000 км Точность попадания в цель: - по дальности - ± 5 000 м - по боковому отклонению - ± 3 000 м Топливо - LOX + РГ-1 |
|
↓Все технические характеристики |
ГР-1 (сокр. от Глобальная ракета, индекс УРВ РВСН — 8К713) — нереализованный проект трёхступенчатой глобальной баллистической ракеты с отделяющейся термоядерной головной частью дальностью полёта до 40 тысяч километров.
Кроме обычных возможностей для поражения целей по баллистическим траекториям, глобальная ракета позволяла выводить головную часть (ГЧ) на орбиту искусственного спутника Земли и поражать цель путём торможения ГЧ в заданный момент времени полёта её по круговой орбите ИСЗ.
Официальным началом работ по созданию ГР-1 считается 1962 год, когда были приняты соответствующие постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 1021—436 от 12 мая 1962 года и приказ Государственного комитета по оборонной технике (ГКОТ) № 640/06 от 13 октября 1962 года[1].
Следует отметить, что в начале 1962 года велись работы по лётно-конструкторским испытаниям (ЛКИ) межконтинентальной баллистической ракеты Р-9. Соответственно за основу проекта глобальной ракеты ГР-1 В ОКБ-1 было решено взять один из вариантов ракеты Р-9 — её модификацию МБР Р-9М (индекс — 8К77) с использованием на первой ступени двигателей НК-9, разработки ОКБ-276. Ракету ГР-1 проектировали трёхступенчатой для обеспечения вывода ГЧ заданной мощности на НОО высотой порядка 150 км с последующей выдачей тормозного импульса[1].
Проект новой глобальной МБР получил индекс 8К713. Непосредственное проектирование велось в специальном отделе № 3 ОКБ-1, группой конструкторов, что ранее были задействованы в проекте по ракете Р-9. Отдел возглавлял Сергей Сергеевич Крюков, баллистические расчёты проводил С. О. Лавров и Р. Ф. Апазов. Разработка системы управления (СУ) велась в НИИ-885, под руководством Николая Алексеевича Пилюгина, стартового комплекса в ГСКБ «Спецмаш», под руководством Владимира Павловича Бармина.
С самого начала ракета ГР-1 проектировалась как многоцелевая боевая баллистическая ракета, на базе которой предполагалось создать целый комплекс вооружения, способный решать весь спектр стратегических и тактических задач 1960-х годов, а за счёт широкой межвидовой унификации существенно упростить и удешевить производство и эксплуатацию ракет. В проектах стартового и наземного оборудования была предусмотрена возможность запуска и обслуживания всех нижеуказанных ракетных комплексов:
В первом техническом проекте по новой глобальной ракете ГР-1 в качестве основных узлов предполагалось использовать первую ступень от ракеты Р-9М (8К77), вторую ступень на основе блока «И» ракеты-носителя «Молния» (индекс — 8К78) и различные варианты третей ступени от других МБР или модифицированного блока «Л» ракеты-носителя «Молния»[1]. Впоследствии, в процессе более глубокой проработки проекта, конструкция ракеты была сильно изменена, а именно был увеличен запас топлива первой ступени. Вторая ступень ракеты, напротив, стала короче, в результате чего конструкция бака с горючим была изменена, а бак окислителя переместился вверх, в отличие от второй ступени ракет Р-9А и блока «И» от РН «Молния»[2].
В ходе проектирования конструкторы применяли расчёты с использованием ЭВМ, в частности, таким образом были рассчитаны эпюры продольных и перерезывающих сил, а также продольных нагрузок.
Эскизный проект ГР-1 был завершен в мае 1962 года, ещё до выхода соответствующих директивных документов. В том же году были построены, по разным данным, три или четыре, стендовых и макетных экземпляров ракеты. По крайней мере часть ракет была произведена на заводе «Прогресс» в Куйбышеве (ныне — Самара). Параллельно с работами над эскизным проектом велись работы по созданию наземной инфраструктуры для испытаний и эксплуатации ГР-1 на космодроме Байконур[3].
6 декабря 1963 года приказом командира в/ч 44275 была создана нештатная технологическая группа по испытаниям изделия 8К713 на площадке 51 космодрома Байконур. В 1964 году к работам по наземным испытаниям подключилась группа № 3 в/ч 44275 численностью 169 военнослужащих, ранее работавших по ракете Р-9 (8К75).
На ранних этапах проектных работ по ГР-1 предполагалось использовать те же стартовые позиции, что создавались для ракеты Р-9, но для ракеты 8К713 построили новый стартовый комплекс с полной автоматизацией предстартовых операций. ГР-1 комплектовалась контейнером, служащим для транспортировки и пуска, а также для прокладки заправочных и других коммуникационных связей между ступенями ракет и наземным оборудованием.
В 1964 году реализация проекта по ракете ГР-1 достигла высокой степени готовности, но все работы были свёрнуты. 1 декабря 1966 года испытательная группа № 3 на космодроме Байконур была расформирована, но обслуживание стартовых сооружения для ракеты ГР-1 было продолжено.
Ракеты ГР-1 была трёхступенчатой, все три ступени соединялись через ферменные переходники.
Блок первой ступени состоял из следующих конструктивных элементов[2]:
Внутри конической хвостовой юбки хвостового отсека первой ступени было размещено четыре четырёхкамерных жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) замкнутого цикла НК-9 (индекс — 8Д517), разработанный в ОКБ-276 под руководством Николая Дмитриевича Кузнецова. Двигатель был установлен в шарнирах и имел возможность качания в одной плоскости. На внешней обшивке хвостовой юбки были размещены четыре решетчатых стабилизатора, которые при транспортировке были прижаты к хвостовому отсеку, а после старта откидывались в полётное положение[2].
Основные параметры первой ступени:
Силовая схема второй ступени осуществляла передачу тяги непосредственно на нижнее днище бака горючего, к которому через цилиндрический межбаковый отсек крепился бак окислителя[2].
Блок второй ступени был оснащён одним шарнирно закрепленным ЖРД замкнутого цикла НК-9В (индекс — 11Д53), разработанный в 1962 году в ОКБ-276 под руководством Николая Дмитриевича Кузнецова. Двигатель был закреплен в карданном подвесе для качания в двух плоскостях, имел рулевые машины, два сопла крена, агрегат подачи топлива в камеру сгорания, агрегаты управления тягой, соотношением компонентов и соплами крена[2].
Основные параметры первой ступени:
Блок третий ступени состоял из следующих конструктивных элементов[2]:
Система управления предполагала управление по крену небольшими соплами, расположенными между баками на наружной поверхности силового корпуса. Также стоит отметить что блок третей ступени имела систему обеспечения повторных запусков двигателя. Компоненты топлива осаживались с помощью двух сопел, работавших на сжатом азоте. Первые порции окислителя вытеснялись в турбонасосный агрегат (ТНА) двигателя из внутренней полости бака, горючее поступало самотеком, а ТНА раскручивалось от пиростартера[2].
В проёме бака горючего третей ступени должна был располагался маршевый однокамерным (ЖРД) замкнутого цикла 8Д726, разработанный в ОКБ-1. Согласно проектной документации двигатель третей ступени предполагалось включать в полёте, как минимум два раза, причём повторные запуски должны были осуществляться в условиях невесомости. Согласно проектной документации двигатель третей ступени предполагалось включать в полёте, как минимум два раза, причём повторные запуски должны были осуществляться в условиях невесомости[2].
Основные параметры третей ступени:
Коническая головная часть ГР-1 состоял из следующих конструктивных элементов[2]:
БЧ выводилась на околоземную орбиту и могла совершить несколько витков. Во время полёта высота орбиты уточнялась с помощью бортового радиовысотомера. Перед выдачей тормозного импульса довольно хитро ориентировалась, совершая почти полный разворот: угол между её продольной осью и вектором орбитальной скорости составляет около 120°. Затем двигатель включался повторно, уже на торможение, и боеголовка сходила с орбиты, пикируя на цель. Настильная траектория снижения позволяла БЧ быть практически невидимой для радиолокаторов ПРО вероятного противника.
Советские и российские баллистические ракеты | |
---|---|
Орбитальные | |
МБР | |
БРСД | |
ТР и ОТРК | |
Неуправляемые ТР |
2К1 «Марс» • 2К4 «Филин» • 2К5 «Коршун» • 2К6 «Луна» • 9К52 «Луна-М» |
БРПЛ | |
Порядок сортировки — по времени разработки. Курсивом выделены экспериментальные или не принятые на вооружение образцы. |
ГР-1.