Проект межконтинентальной баллистической ракеты 8К713 ГР-1 (СССР)

Проект межконтинентальной баллистической ракеты 8К713 ГР-1 (СССР)

ГР-1 (сокр. от «Глобальная ракета», индекс ГРАУ – 8К713) – нереализованный проект трехступенчатой баллистической ракеты с отделяющейся термоядерной головной частью с дальностью стрельбы до 40 тысяч километров. Помимо обычных возможностей для поражения целей по баллистическим траекториям, глобальная ракета позволяла выводить головную часть на орбиту искусственного спутника Земли и поражать цель путем торможения боеголовки в заданный момент времени ее полета по круговой околоземной орбите. Официальным началом работ по созданию ГР-1 считается 1962 год, когда было принято соответствующее постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 1021-436сс от 12 мая 1962 года и выпущен приказ Государственного комитета по оборонной технике № 640/06 от 13 октября 1962 года.

За основу проекта глобальной ракеты ГР-1 было решено взять один из вариантов ракеты Р-9 – ее модификацию Р-9М (8К77) с использованием на 1-й ступени двигателей НК-9 (8Д517), разработки ОКБ-276. Ракету ГР-1 проектировали трехступенчатой для обеспечения вывода головной части низкую околоземную орбиту высотой порядка 150 километров с последующей выдачей тормозного импульса. Непосредственное проектирование ракеты велось в специальном отделе № 3 ОКБ-1 группой конструкторов, что ранее были задействованы в проекте по ракете Р-9. Разработка системы управления велась в НИИ-885 под руководством Н. А. Пилюгина, стартового комплекса в ГСКБ «Спецмаш» под руководством В. П. 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 счет широкой межвидовой унификации существенно упростить и удешевить производство и эксплуатацию ракет.

В первом техническом проекте по ГР-1 в качестве основных узлов предполагалось использовать 1-ю ступень от ракеты Р-9М, 2-ю ступень на основе блока «И» ракеты-носителя «Молния» (8К78) и различные варианты 3-й ступени от других МБР или модифицированного блока «Л» ракеты-носителя «Молния». Впоследствии, в процессе более глубокой проработки проекта, конструкция ракеты была сильно изменена, а именно был увеличен запас топлива 1-й ступени. 2-я ступень ракеты, напротив, стала короче, в результате чего конструкция бака с горючим была изменена, а бак окислителя переместился вверх, в отличие от 2-й ступени ракет Р-9А и блока «И» от носителя «Молния».

Блок 1-й ступени состоял из хвостового отсека с четырьмя двигателями в хвостовой части, бака горючего, межбакового отсека, бака окислителя и ферменного переходника. Внутри конической хвостовой юбки хвостового отсека 1-й ступени было размещено четыре четырех-камерных ЖРД замкнутого цикла НК-9 с тягой на уровне моря 152 тс и в вакууме 174 тс, и удельным импульсом 286,5 секунды на уровне моря и 328 секунд в вакууме. 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 полетное положение. Общая длина 1-й ступени составляла 18,34 метра, максимальный диаметр – 2,9 метра, диаметр баков – 2,68 метра, максимальный поперечный размер по стабилизаторам – 4,8 метра.

Силовая схема 2-й ступени осуществляла передачу тяги непосредственно на нижнее днище бака горючего, к которому через цилиндрический межбаковый отсек крепился бак окислителя. Блок 2-й ступени был оснащен одним шарнирно закрепленным ЖРД замкнутого цикла НК-9В (11Д53) с тягой в вакууме 46 тс и удельным импульсом 345 секунд, также разработанный в ОКБ-276. 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. Общая длина 2-й ступени составляла 10,252 метра, максимальный диаметр – 2,689 метра, диаметр баков – 2,68 метра.

Блок 3-й ступени состоял из тороидального бака горючего, бака окислителя, приборного отсека, межбакового отсека и ферменного переходника. Система управления предполагала управление по крену небольшими соплами, расположенными между баками на наружной поверхности силового корпуса. Также блок 3-й ступени имел систему обеспечения повторных запусков двигателя. В проеме бака горючего 3-й ступени располагался маршевый однокамерный ЖРД замкнутого цикла 8Д726 с тягой в вакууме 6,8 тс и удельным импульсом более 340 секунд, разработанный в ОКБ-1. Согласно проектной документации двигатель 3-й ступени предполагалось включать в полете как минимум два раза, причем повторные запуски должны были осуществляться в условиях невесомости. Общая длина 3-й ступени составляла 6,788 метра, максимальный диаметр – 2,35 метра, диаметр баков – 2,68 метра.

Эскизный проект ГР-1 был завершен в мае 1962 года, еще до выхода соответствующих директивных документов. В том же году были построены, по разным данным, три или четыре стендовых и макетных экземпляров ракеты. Часть ракет была произведена на заводе «Прогресс». Параллельно с работами над эскизным проектом велись работы по созданию наземной инфраструктуры для испытаний и эксплуатации ГР-1 на космодроме Байконур. На ранних этапах проектных работ предполагалось использовать те же стартовые позиции, что создавались для ракеты Р-9. В 1964 году реализация проекта по ракете ГР-1 достигла высокой степени готовности. Однако затем все работы были свернуты. Пуски ГР-1 никогда не производились, хотя макеты ракеты были продемонстрированы во время военного парада на Красной площади в Москве в 1963 году.

авторы статьи: А.Б. Железняков
первоисточник: «100 лучших ракет СССР и России»

ГР-1 / 8К713 – SS-X-10 SCRAG (ошибочно)

ДАННЫЕ НА 2014 г. (стандартное пополнение)
ГР-1 / 8К713 – SS-X-10 SCRAG (ошибочно)

Межконтинентальная баллистическая ракета (МБР) / глобальная ракета. Разработка ракеты велась специальный отделом №3 (руководитель – Крюков Сергей Сергеевич) ОКБ-1 генерального конструктора С.П.Королева с 1961 г. Проектирование глобальной ракеты велось с расчетом на использование на первой и второй ступенях двигательных установок варианта ракеты Р-9М – 8К77, а на третье ступени двигательной установки С1.5400. В результате разработки ракеты выпущена конструкторская и эксплуатационная документация. Эксплуатация ракеты предполагалась с теми же ограничениями и особенностями как и эксплуатация ракеты Р-9.

Эскизный проект ГР-1 выпущен в мае 1962 г. Официально разработка ракеты была начата по Постановлению ЦК КПСС и Совета Министров СССР №1021-436 от 12 мая 1962 г. и по приказу Государственного комитета по оборонной технике (ГКОТ) №640/06 от 13 октября 1962 г.

В 1962 г. выпущены ракеты для стендовых испытаний испытаний и начата подготовка серии ракет для летных испытаний. Всего выпущено по разным данным 3-4 эксземпляра ракет. Минимум две ракеты этой серии позже принимали участие в парадах в Москве. Производство ракет велось на Заводе Экспериментального Машиностроения ОКБ-1 в г.Калининград Московской области, а так же на заводе “Прогресс” (г.Куйбышев).6 декабря 1963 г. приказом командира в/ч 44275 на космодроме Байконур была создана нештатная технологическая группа по испытаниям ракеты 8К713 на площадке №51. В 1964 г. к работам подключилась испытательная группа №3 той же в/ч ранее работавших по испытаниям МБР 8К75 / Р-9 (численность – 169 чел).

Разработка ракет ГР-1 и её модификаций прекращена в июле 1964 г. официально “в связи с исполнением СССР обязательств по неиспользованию космического пространства в военных целях”.

Отдельная благодарность за подготовку подборки источников по ракете пользователю “С-300” нашего сайта и форума.

Теоретическое обоснование целесообразности создания глобальных ракет кратко можно свести к нескольким тезисам:
– высота орбиты боевой части глобальной ракеты не превышает 150 км, в то время как апогей траектории обычной баллистической ракеты может достигать и 1000 км – тем самым значительно сокращается время между моментом обнаружения атакующей ракеты и временем поражения цели, что сводит возможность противодействия практически на нет;
– глобальная ракета может применяться по цели пуском практически по любому азимуту, что заставляет противника обеспечивать круговую ПРО, а так же могло затруднять определение цели удара при обнаружении пуска ракет по факелу двигателей;

Ракеты ГР-1 принимали участие в параде 7 ноября 1965 г. на Красной площади в Москве.

Наименование SS-X-10 SCRAG было присвоено ракете после появления на парадах в Москве ошибочно. На самом деле наименование относится к ракете УР-200, испытания которой были обнаружены западными разведывательными средствами.

Пусковая установка – теоретически для примнения ракеты ГР-1 могло использоваться стартовое оборудование МБР Р-9. Для испытаний ракеты ГР-1 на площадке №51 полигона Байконур ГСКБ “Спецмаш” (главный конструктор – Бармин Владимир Павлович) был создан стартовый комплекс с полной автоматизацией предстартовых операций. Особенностью стартовой подготовки 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.

Ракета ГР-1 / 8К713:
Конструкция – ракета трехступенчатая классической компоновки с последовательным расположением ступеней.

Здесь и далее под “ступенями” подразумеваются ракетные блоки соответствующих ступеней.

Состав ракеты:
– 1 ступень – в первоначальном проекте предполагалось использование 1-й ступени от ракеты 8К77 / Р-9М. При доработке проекта эта ступень и была взята за основу, но запас топлива был увеличен. Снаружи в хвостовой части ступени расположены 4 решетчатых стабилизатора.
Длина – 18.34 м
Диаметр максимальный – 2.9 м
Диаметр баков – 2.68 м
Масса стартовая – 75 000 кг

– 2 ступень – в первом проекте планировалось использование ступени на основе блока “И” ракеты-носителя 8К78 “Молния”. В результате доработки бак горючего решили уменьшить выполнив его в форме чечевицы, ступень вцелом так же уменьшались. Бак оксилителя переместился вверх.
Длина – 10.252 м
Диаметр максимальный – 2.689 м
Диаметр баков – 2.68 м
Масса стартовая – 31 000 кг

– 3 ступень – в первом варианте проекта – вариант блока “Л” ракеты-носителя 8К78 “Молния”. Позже ступень была разработана заново, тороидальный бак окислителя был заменен чечевицеобразным для снижения площади поверхности бака и тепловых потерь. Бак горючего – тороидальной формы. Новая ступень – блок В – ступень обеспечивала выведение орбительной ступени на орбиту, а так же торможение для схода с орбиты;
Длина – 6.788 м
Диаметр максимальный – 2.35 м
Масса стартовая – 7 440 м

– головная часть / орбитальная ступень – содержала боезаряд.
Длина ГЧ – 2.6 м
Масса ГЧ – 2 500 кг

Головная часть оснащалась регулятором движения головной части – устройством, которое обеспечивало аэродинамическую стабилизацию головной части на заатмосферном этапе траектории. 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.

Система управления – автономная инерциальная с радиокоррекцией на участке торможения. Разработчик – НИИ-885, главный конструктор – Пилюгин Николай Алексеевич.

Двигатели:
– 1 ступень – установка 8Д717 из 4-х ЖРД НК-9 / 8Д517 разработки ОКБ-276, главный конструктор – Н.Д.Кузнецов. Разработка двигателя НК-9 для ракеты Р-9 начата в мае 1959 г. по техзаданию ОКБ-1. Двигатель НК-9 был однокамерным, выполненным по замкнутой схеме с дожиганием окислительного газогенераторного газа. В 1962 г. конструкция ЖРД была полностью отработана, в 1963-1964 г.г. развернуто серийное производство двигателей НК-9. Установка 8Д717 была оснащена общим входным устройством для подвода окислителя и горючего, а так же агрегатом наддува баков.
Тяга:
– у земли – 152 т
– в вакууме – 174 т
Удельный импульс:
– у земли – 286,5 сек
– в вакууме – 328 сек
Топливо:
– окислитель – жидкий кислород
– горючее – РГ-1
Давление в камере сгорания – 105 атм
Время работы – 105 сек
Рулевые двигатели отсутствуют. Управление вектором тяги за счет качания основных ЖРД, установленных на шарнирах.

– 2 ступень – ЖРД НК-9В / 8Д718 / 11Д53 разработки ОКБ-276, главный конструктор – Н.Д.Кузнецов. Вариант двигателя НК-9 с высотным соплом. испытания двигателя впервые проведены в сентябре 1962 г.
Тяга – 46 т (в вакууме)
Удельный импульс – 345 сек (в вакууме)
Топливо:
– окислитель – жидкий кислород
– горючее – РГ-1
Время работы – 155 сек
Рулевые двигатели отсутствуют. Управление вектором тяги за счет качания ЖРД в кардановом подвесе, управление по крену – двумя рулевыми соплами.

ЖРД НК-9В / 8Д718 (http://militaryrussia.ru/forum/).

Двигатель НК-19 / 11Д53 9ДМА – развитие ЖРД НК-9В. Вид справа (фото И.Маринина, http://yubik.net.ru).

Двигатель НК-19 / 11Д53 9ДМА – развитие ЖРД НК-9В. Вид справа (фото И.Маринина, Новости космонавтики. №8 / 2009 г.).

– 3 ступень – ЖРД многократного запуска 8Д726 разработки ОКБ-1. При проектировании (в 1961 г.) предполагалось использование на ступени двигательной установки С1.5400 с ЖРД 11Д33 блока “Л” ракеты-носителя 8К78 “Молния”. Модификация ЖРД 9Д726 позже была использована на разгонном блоке ДМ (двигатель 11Д58). Отработка ЖРД 8Д726 начата в 1963 г. После завершения испытаний опытный завод №88 ОКБ-1 изготовил 230 ЖРД такого типа.
Тяга – 6.8 т (в вакууме)
Удельный импульс – 340 сек (в вакууме)
Топливо:
– окислитель – жидкий кислород
– горючее – РГ-1
Минимальное количество запусков – 2
Рулевые двигатели отсутствуют. Управление вектором тяги за счет качания ЖРД в кардановом подвесе, управление по крену – рулевыми соплами.

в начале 1960-х годов на базе двигателей НК-9 созданы отнокамерные высотные ЖРД НК-19 / 11Д53 и НК-21 / 11Д59 для третьей и четвертой ступеней ракеты-носителя Н-1.

ТТХ ракеты:
Длина:
– общая – 35.38 м
– 1 ступени – 18.34 м
– 2 ступени – 10.252 м
– 3 ступени – 6.788 м
– ГЧ – 2.6 м
Размах стабилизаторов – 4.8 м
Диаметр максимальный:
– 1 ступени – 2.9 м
– 2 ступени – 2.689 м
– 3 ступени – 2.35 м

Масса стартовая:
– общая – 116 600 кг
– 1 ступени – 75 000 кг
– 2 ступени – 31 000 кг
– 3 ступени – 7 440 кг
Масса ГЧ – 2 500 кг

Дальность:
– 13000 км
– неограниченная / ок.40000 км
– участка спуска с орбиты – 2000 км
Высота орбиты – 155 км
Точность:
– по дальности +-5000 м
– по азимуту – +- 3000 м
Продолжительность полета – до 5 часов (ист. – “Блоки Крюкова”).

Типы БЧ:
– орбитальная боевая часть с термоядерным зарадом мощностью 2.2 / 2.3 Мт (по разным данным).

Модификации:
– 8К713 (аванпроект) – первый вариант проекта ракеты включал 1-ю ступень от ракеты 8К77 / Р-9М, 2-ю ступень – на основе блока “И” ракеты-носителя 8К78 “Молния” и 3-ю ступень – вариант блока “Л” ракеты-носителя 8К78 “Молния”.

– 8К713 – глобальная ракета ГР-1. Разработка прекращена в 1964 г.

– 8К513 / 11А513 – ракета-носитель противоспутниковой системы, предназначенной для поражения спутников противника на рабочих орбитах. Проектирование велось на базе ракеты 8К713, выпущено техническое предложение на проект. Разработка прекращена в 1964 г.

– 2-х ступенчатая МБР – проект ракеты на базе 1-й и 2-й ступеней ракеты ГР-1 (не реализован).

– 1-ступенчатая БРСД – проект ракеты на базе 1-й ступени ракеты ГР-1 (не реализован).

Статус: СССР – произведена опытная небольшая серия для испытаний, летные испытания ракеты не проводились, на вооружении не состояла.

Пять легендарных межконтинентальных баллистических ракет СССР (2 фото + 4 видео)

20 января 1960 года в СССР была принята на вооружение первая в мире межконтинентальная баллистическая ракета Р-7. На базе этой ракеты было создано целое семейство ракет-носителей среднего класса, внесших большой вклад в освоение космоса. Именно Р-7 вывела на орбиту корабль «Восток» с первым космонавтом — Юрием Гагариным. Мы решили рассказать о пяти легендарных советских баллистических ракетах.

Двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета Р-7, которую ласково называли «семеркой», имела отделяющуюся головную часть массой 3 тонны. Ракета разрабатывалась в 1956–1957 годах в подмосковном ОКБ-1 под руководством Сергея Павловича Королева. Она стала первой межконтинентальной баллистической ракетой в мире. Р-7 была принята на вооружение 20 января 1960 года. Она имела дальность полета 8 тыс. км. Позднее была принята модификация Р-7А с увеличенной до 11 тыс. км дальностью. В Р-7 использовалось жидкое двухкомпонентное топливо: в качестве окислителя — жидкий кислород, в качестве горючего — керосин Т-1. Испытания ракеты начались в 1957 году. Первые три запуска оказались неудачными. Четвертая попытка была успешной. Р-7 несла термоядерный боевой заряд. Забрасываемый вес составлял 5400–3700 кг.

Видео

В 1962 году в СССР была принята на вооружение ракета Р-16. Ее модификация стала первой советской ракетой, способной стартовать из шахтной пусковой установки. Для сравнения — американские SM-65 Atlas также хранились в шахте, но стартовать из шахты не могли: перед запуском они поднимались на поверхность. Р-16 также первой советской двухступенчатой межконтинентальной баллистической ракетой на высококипящих компонентах топлива с автономной системой управления. Ракета была принята на вооружение в 1962 году. Необходимость разработки этой ракеты определялась низкими тактико-техническими и эксплуатационными характеристиками первой советской МБР Р-7. Первоначально Р-16 предполагалось запускать только с наземных пусковых установок. Р-16 оснащалась отделяемой моноблочной головной частью двух типов, отличавшихся мощностью термоядерного заряда (порядка 3 Мт и 6 Мт). От массы и соответственно мощности головной части зависела максимальная дальность полёта, колебавшаяся в пределах от 11 тыс. до 13 тыс. км. Первый запуск ракеты закончился аварией. 24 октября 1960 года на полигоне Байконур во время намеченного первого испытательного пуска ракеты Р-16 на этапе выполнения предстартовых работ, примерно за 15 минут до старта, произошел несанкционированный запуск двигателей второй ступени из-за прохождения преждевременной команды на запуск двигателей от токораспределителя, что было вызвано грубым нарушением процедуры подготовки ракеты. Ракета взорвалась на стартовой площадке. Погибли 74 человека, в том числе командующий РВСН маршал М. Неделин. Позднее Р-16 стала базовой ракетой для создания группировки межконтинентальных ракет РВСН.

РТ-2 стала первой советской серийной твердотопливной межконтинентальной баллистической ракетой. Она была принята на вооружение в 1968 году. Эта ракета имела дальность — 9400–9800 км. Забрасываемый вес — 600 кг. РТ-2 отличалась малым временем подготовки к пуску — 3–5 минут. Для Р-16 на это уходило 30 минут. Первые летные испытания были проведены с полигона Капустин Яр. Было произведено 7 успешных запусков. Во время второго этапа испытаний, который проходил с 3 октября 1966 года по 4 ноября 1968 года на полигоне Плесецк, из 25 запусков 16 были успешными. Ракета эксплуатировалась вплоть до 1994 года.

Ракета РТ-2 в музее «Мотовилихи», Пермь

Р-36 представляла собой ракету тяжелого класса, способную нести термоядерный заряд и преодолевать мощную систему ПРО. Р-36 имела три боевых блока по 2,3 Мт. Ракета была принята на вооружение в 1967 году. В 1979 году была снята с вооружения. Старт ракеты производился из шахтной пусковой установки. В процессе испытаний было проведено 85 пусков, из них 14 отказов, 7 из которых приходятся на первые 10 пусков. Всего же было проведено 146 пусков всех модификаций ракеты. Р-36М — дальнейшее развитие комплекса. Эта ракета также известна как «Сатана». Это был самый мощный в мире боевой ракетный комплекс. Он значительно превосходил и своего предшественника — Р-36: по точности стрельбы — в 3 раза, по боеготовности — в 4 раза, по защищенности пусковой установки — в 15–30 раз. Дальность ракеты составляла до 16 тыс. км. Забрасываемый вес — 7300 кг.

Видео

«Темп-2С»

«Темп-2С» — первый мобильный ракетный комплекс СССР. Подвижная пусковая установка базировалась на шестиосном колесном шасси МАЗ-547А. Комплекс предназначался для нанесения ударов по хорошо защищенным средствами ПВО/ПРО и расположенным в глубине территории противника важным объектам военной и промышленной инфраструктуры. Летные испытания комплекса «Темп-2С» начались первым пуском ракеты 14 марта 1972 года на полигоне Плесецк. Летно-конструкторский этап в 1972 году проходил не слишком гладко: 3 пуска из 5 были неудачными. Всего в процессе летных испытаний проведено 30 пусков, 7 из них аварийные. На завершающем этапе совместных летных испытаний в конце 1974 года, был проведен залповый пуск двух ракет, а последний испытательный пуск выполнен 29 декабря 1974 года. Подвижный грунтовый ракетный комплекс «Темп-2С» был принят на вооружение в декабре 1975 года. Дальность ракеты составляла 10,5 тыс. км. Ракета могла нести термоядерную боеголовку 0,65–1,5 Мт. Дальнейшим развитием ракетного комплекса «Темп-2С» стал комплекс «Тополь».