РТ-1 / 8К95

Автор: DIMMI
Создана: 27.01.2013 00:35:58
Изменена: 18.11.2024 23:41:26
Комментариев: 0
Категории: ЗЕМЛЯ / Баллистические ракеты земля-земля / Баллистические ракеты средней дальности / РТ-1 / 8К95 /

ДАННЫЕ НА 2024 г. (стандартное пополнение)

Ракета РТ-1 / 8К95
Ракета РТ-1-63 / 8К95-63

Экспериментальная твердотопливная баллистическая ракета средней дальности. Постановлением Совета министров СССР от 27 июня 1958 г. на базе ЦНИИ-58 В.Г.Грабина был создан филиал ОКБ-1, который занялся разработкой твердотопливных ракет. Создание ракеты начато по Постановлению Совмина СССР №1291-570 от 20 ноября 1959 г. "О создании изделия РТ-1 и выполнении работ по теме РТ-2". Постановлением определен перечень разработчиков ракеты:
- ОКБ-1 ГКОТ (главный конструктор С.П.Королев, заместитель главного конструктора по ракетам на твердом топливе И.Н.Садовский) - по ракете и комплексу в целом;
- КБ-11 Минсредмаша (главные конструкторы Негин, Кочарянц) - по специальному заряду с автоматикой, системой инициирования, электропитанием, контактным и неконтактным датчиками, контрольно-измерительной аппаратурой и технологическому оборудованию для сборки и проверки специального заряда на технической и стартовой позициях;
- НИИ-125 ГКОТ (главный конструктор - Б. Жуков, заместители главного конструктора - Смирнов и Победоносцев) - по созданию твердого топлива - продукта «Нейлон-Б», промышленной технологии его производства, зарядов и двигателей. Разработка и испытания двигателей должны были осуществляться совместно с ОКБ-1;
- НИИ-885 ГКРЭ (главные конструкторы - Рязанский, Пилюгин) - по системе управления в целом;
- НИИ-944 ГК по судостроению (главный конструктор - Кузнецов) - по гироскопическим приборам;
- НИИ-627 и ВНИИТ ГК по автоматизации и машиностроению (главные конструкторы - Иосифьян и Лидоренко) - по бортовому электрооборудованию и источникам тока;
- ГСКБ Спецмаш ГКОТ (главный конструктор - Бармин) - по комплексу наземного пускового, стыковочного, подъемно-транспортного, компрессорного, вспомогательного оборудования и разработке боевых стартовых станций;
- ОКБ-686 Московского совнархоза (главный конструктор - Гольцман) - по комплексу наземного электросилового оборудования.

Согласно Постановлению, в мае 1960 г. разработчики должны были представить эскизный проект ракеты РТ-1 и варианты боевых стартовых станций (комплекса наземного оборудования). Разработку двигателей вело НИИ-125 при участии бригады конструкторов ОКБ-1. Эскизный проект изделия 8К95 выпущен в августе 1960 г. Испытания ракет РТ-1 с комбинированной системой управления планировалось начать в 4-м квартале 1960 г., а с автономной системой управления - в 4 квартале 1961 г. Место испытаний - Государственный Центральный Полигон Капустин Яр.

Старт ракеты РТ-1 / 8К95 (http://www.energia.ru, обработано).

В 1961 г. проведены стендовые испытания двигателей ракеты. Всего проведено по 30-40 огневых испытаний блоков РДТТ двигателей всех трех ступеней. та кже на специальной установке была проведена отработка отделения головной части, проверялись отсеки ступеней, проведены огневые испытания рулевых двигателей 1-й и 3-й ступеней. Проведены прочностные испытания, макетирование ракеты и примерочные испытания ракеты и стартового комплекса. На полигоне в районе г.Красноармейска Московской области было проведено по три огневых испытания каждой из трех ступеней ракеты в сборе. Отдельно проводилась отработка системы обогрева зарядов РДТТ с проверкой её работы на крайних режимах, отработка теплозащитных покрытий и графитовых вкладышей камер сгорания, уточнение аэродинамических характеристик ракет, а также системы управления полётом и эксплуатационных характеристик твёрдотопливных зарядов на стендах организаций-разработчиков (ист. - Гудилин В.Е.).

Макет ракеты РТ-1 (http://www.b14643.de).

Проведение стендовых испытаний позволило в начале 1962 г. перейти к летно-конструкторским испытаниям ракеты. Первый пуск ракеты РТ-1 на полную дальность произведен на полигоне Капустин Яр 28 апреля 1962 г. Район прицеливания при испытаниях - оз.Балхаш (полигон Сары-Шаган). Всего в ходе испытаний выполнено 9 пусков в т.ч. 3 пуска были успешными (ист. - Гудилин В.Е.). По западным данным количество успешных пусков было больше. Испытания завершились в июне 1963 г. с подтверждением требуемых ТТХ ракеты.

Испытания ракеты РТ-1 / 8К95:

№пп	Дата	Полигон / пусковая установка	Результат	Описание
1	01.03.1962 г.	ГЦП Капустин Яр	Взрыв на высоте 10 км (источник)	Вероятно, испытания пусковой установки - бросковый пуск.
2	28.04.1962 г. / 24.05.1962 г. (ист. - Мишин)	ГЦП Капустин Яр	Первый успешный старт (ист. - Андреев и др.)	В некоторых источниках пуск указан как первый пуск РТ-1 (источник). Согласно воспоминаниям Мишина - 1-я ступень отработала штатно, 2-я ступень не запустилась (ист. - Мишин).
3	вторая половина 1962 г.	ГЦП Капустин Яр	Удачный старт, сбой отделения ГЧ (источник)
4	вторая половина 1962 г.	ГЦП Капустин Яр	Удачный старт, сбой отделения ГЧ (источник)
5	начало 1963 г.	ГЦП Капустин Яр	Удачный старт, сбой отделения ГЧ (источник)
6	18.03.1963 г.	ГЦП Капустин Яр	Первый успешный пуск (ист. - Гудилин В.Е.)	Первый успешный пуск РТ-1 (ист. - Мишин)
7	25.04.1963 г.	ГЦП Капустин Яр	Успешный пуск (источник)	Второй успешный пуск РТ-1 (ист. - Мишин)
8	11.05.1963 г.	ГЦП Капустин Яр	Успешный пуск (источник)	Третий успешный пуск РТ-1 (ист. - Мишин)
9	01.06.1963 г.	ГЦП Капустин Яр	Последний пуск летно-конструкторских испытаний Успешный пуск (источник)	Боковое отклонение от цели - 2.7 км, перелет - 12,4 км (источник)
10	сентябрь 1965 г.	ГЦП Капустин Яр, наземная ПУ с ТПК		Ракета РТ-1-63
11	сентябрь-ноябрь 1965 г.	ГЦП Капустин Яр, наземная ПУ с ТПК		Ракета РТ-1-63
12	ноябрь 1965 г.	ГЦП Капустин Яр, наземная ПУ с ТПК		Ракета РТ-1-63

В 1963 г. на базе ракеты РТ-1 для отработки решений для МБР РТ-2 была разработана экспериментальная ракета РТ-1-63 на которой отрабатывались 3-я и 2-я ступени МБР РТ-2. Всего построено три ракеты. Испытательные пуски ракет РТ-1-63 велись с наземной пусковой установки 8У258 на полигоне Капустин Яр. Из трех пусков лишь один был успешным.

Пуск ракеты РТ-1-63, 1965 г. (кадр кинохроники Министерства обороны СССР).

На этом работы по ракете РТ-1 были прекращены.

Пусковая установка - согласно Постановлению о создании предполагалось два вида пускового оборудования - шахтная пусковая установка и пуск из наземного пускового устройства. Пуск осуществлялся на маршевых двигателях ракеты.

Разработка комплекса наземного пускового, стыковочного, подъемно-транспортного, компрессорного, вспомогательного оборудования и разработка боевых стартовых станций (пусковых установок) 8У258 поручалась ГСКБ Спецмаш ГКОТ (главный конструктор - Бармин). ОКБ-686 Московского совнархоза (главный конструктор - Гольцман) занималось разработкой комплекса наземного электросилового оборудования.

Первые испытательные пуски ракеты РТ-1 выполнялись со стартового стола.

Ракета 8К95 на стартовом столе перед одним из пусков. Полигон Капустин Яр (монтаж кадров кинохроники Министерства обороны СССР).

Наземное пусковое устройство 8У258 выполняло пуск ракеты из поднимаемого в вертикальное положение транспортно-пускового контейнера (ТПК) СМ-162 (источник). Пуски ракеты РТ-1-63 выполнялись из указанного стартового устройства.

Пусковая установка 8У258 с ТПК СМ-162

Испытательные пуски ракет 8К95 из шахтной пусковой установки не проводились и о её создании информации нет.

Транспортный агрегат ракеты 15Т3 и агрегат загрузки ракеты в контейнер - 15Т6.

Конструкция ракеты - трехступенчатая, каждая ступень состоит из 4 блоков РДТТ объединенных в пакет. Корпуса двигателей изготовлялись из стеклопластика методом тканевой намотки и имели отъемные стальные днища. Сопловые блоки выполнялись из титанового сплава. Цилиндрическая обечайка и днища корпуса соединялисьс помощью ленточной резьбы. Каждый пакет имел огневую связь с другими пакетами для выравнивания рабочих давлений в двигателях. В переднем днище двигателей имелись сопла противотяги, вскрывавшиеся с помощью детонирующих шнуров по команде системы управления на обнуление тяги двигателей. Управление полетом осуществляось с помощью рулевых РДТТ (на 1-й и 3-й ступенях) и аэродинамических рулей, размещенных на второй ступени (ист. - Андреев).

Разделение ступеней выполнено "горячим", т.е. последующая ступень ракеты запускалась при ещё работающей предыдущей ступени. Ступени соединялись ферменными конструкциями, команда на разделение ступеней выдавалась от датчика перегрузок. Для снижения массы 3-й ступени предусматривался сброс её хвостового отсека после отделения от 2 ступени, это обеспечивало некоторое увеличение дальности полёта ГЧ (ист. - Гудилин В.Е.).

Ракеты 8К95 / РТ-1 и 8К95-63 / РТ-1-63 с плаката в демонстрационном зале филиала МГТУ им. Н.Баумана в Орево (обработка MilitaryRussia.Ru, 2019 г.)

Ракеты РТ-1-63 (вариант со 2-й и 3-й ступенями МБР РТ-2, третья справа) и РТ-2П (вторая справа) в выставочном зале музея РКК "Энергия" (источник).

Ракеты РТ-1-63 (вариант со 2-й и 3-й ступенями МБР РТ-2) в выставочном зале музея РКК "Энергия" (источник).

Система управления и наведение: согласно Постановлению о создании ракеты планировалось два варианта системы управления - автономная (инерциальная) и комбинированная (вероятно, инерциальная с радиокоррекцией) с размещением в третьей ступени ракеты. Точность стрельбы ракетами должна была быть не хуже точности стрельбы ракетами Р-12 (по Постановлению). Разработчики бортового оборудования и системы управления (по Постановлению о создании):
- НИИ-885 ГКРЭ (главные конструкторы - Рязанский, Пилюгин) - по системе управления в целом;
- НИИ-944 ГК по судостроению (главный конструктор - Кузнецов) - по гироскопическим приборам;
- НИИ-627 и ВНИИТ ГК по автоматизации и машиностроению (главные конструкторы - Иосифьян и Лидоренко) - по бортовому электрооборудованию и источникам тока;
- ОКБ МЭИ - темеметрическая система "Трал" (источник).

Управление дальностью полёта ракеты осуществлялось обнулением тяги двигателя третьей ступени в нужный момент. Вскрывались с помощью пирозарядов узлы отсечки на верхнем днище РДТТ 3-й ступени, которые создавали необходимую противотягу. Для уменьшения разброса импульса последействия выключение двигателя 3-й ступени проводилось в два этапа: сначала вскрывались два узла отсечки из четырёх, после чего двигатель переходил на пониженную тягу, а затем, с некоторой временной задержкой, - два оставшихся узла отсечки "выключали" двигатель (обнуляли тягу) окончательно. После этого происходило отделение головной части со спецзарядом, и она продолжала самостоятельный полёт к цели по баллистической траектории. Такая схема обнуления РДТТ последней ступени оказалась очень удачной и используется с тех пор на всех отечественных твёрдотопливных ракетах средней и межконтинентальной дальности (ист. - Гудилин В.Е.).

Управление на стадии работы 1-й ступени осуществлялось специальными поворотными управляющими РДТТ. На втадии работы 2-й ступени - решетчатыми аэродинамическими рулями и на стадии работы 3-й ступени - снова поворотными РДТТ.

Масса оборудования системы управления - до 150 кг (по Постановлению о создании)

Двигатели: согласно Постановлению о создании ракеты предполагалось использование РДТТ на твердом баллиститном топливе "Нейлон-Б" ("Б" - баллиститное). Разработка топлива "Нейлон-Б" поручена НИИ-125 ГКОТ - по созданию продукта «Нейлон-Б», промышленной технологии его производства, зарядов и двигателей (главный конструктор - Жуков, заместители главного конструктора - Смирнов и Победоносцев). Разработка и испытания двигателей осуществлялись НИИ-125 совместно с ОКБ-1.

В конце 1950-х годов НИИ-125 под руководством Б.П.Жукова продемонстрирована возможность изготовления пороховых зарядовдиаметром до 1 м и длиной 5-6 м. В 1958 г. Ю.А.Победоносцев (возглавлял лабораторию в НИИ-125) предложил подключить к теме С.П.Королева и с использованием его авторитета предполагалось, что возможно будет создать оборудование и освоенить промышленностью выпуск шашек порохового топлива массой до 4-5 т и диаметром до 1 м. По распоряжению С.П.Королева в начале 1959 г. создана инициативная группа (руководитель - И.Н.Садовский, ОКБ-1) по изучению вопроса. В том же 1959 г. группа выпустила отчет, который показывал, что для ракет с дальностью более 2000 км на смесевом твердом топливе необходима разработка моноблочных РДТТ с диаметром более 1 м, что было невозможно при том уровне развития производства. Предложено создание двигателей ракеты РТ-1 с использованием уже имеющейся технологии (диаметр шашек до 800 мм) и из баллиститного топлива с применением пакетов РДТТ (ист. - Андреев).

Заряд топлива имел бронирование по наружной поверхности и устанавливался в корпус двигателя с упором в районе заднего днища и с периферийным радиальным зазором для формирования застойных зон и разгрузки заряда от растягивающих тангенциальных напряжений при работе двигателя. Корпуса двигателей изготовлялись из стеклопластика методом тканевой намотки и имели отъемные стальные днища. Сопловые блоки выполнялись из титанового сплава. Цилиндрическая обечайка и днища корпуса соединялисьс помощью ленточной резьбы. Каждый пакет имел огневую связь с другими пакетами для выравнивания рабочих давлений в двигателях. В переднем днище двигателей имелись сопла противотяги, вскрывавшиеся с помощью детонирующих шнуров по команде системы управления на обнуление тяги двигателей. Управление полетом осуществляось с помощью рулевых РДТТ и аэродинамических рулей, размещенных на второй ступени (ист. - Андреев).

Топливо РДТТ всех ступеней - баллиститное - "Нейлон-Б" (нитроглицериновый порох РСТ-4В) разработки НИИ-125 (ист. - Гудилин В.Е.).
Диаметр заряда топлива 1-й ступени - 800 мм (источник)
Диаметр заряда топлива 2-й и 3-й ступеней - 700 мм (источник)

- 1 ступень - 4 блока РДТТ ОПРД-1, сопла основных двигателей неподвижные, управление направлением полета осуществляется отклоняемыми на угол до 45 град. рулевыми РДТТ. Двигатель работает до полного выгорания топлива.
Тяга основных РДТТ - 100000 кг (ист. - Андреев)
Давление в камере сгорания - 40 кг/кв.см
Время работы двигателя - ок. 30 сек

1-я ступень ракеты РТ-1 (кадр кинохроники Министерства обороны СССР).

- 2 ступень - 4 блока РДТТ ОПРД-1, сопла основных двигателей неподвижны, управление направлением полета осуществляется аэродинамическими рулями. Двигатель работает до полного выгорания топлива.
Тяга основных РДТТ - 50990 кг (ист. - Андреев)
Давление в камере сгорания - 40 кг/кв.см
Время работы двигателя - ок. 30 сек

- 3 ступень - 4 блока РДТТ ОПРД-1, сопла основных двигателей неподвижные, управление направлением полета осуществляется отклоняемыми на угол до 45 град. рулевыми РДТТ. Управление дальностью полета ракеты осуществлялось обнулением тяги РТДД за счет вскрытия верхнего днища двигателей.
Тяга основных РДТТ - 24475 кг (ист. - Андреев)
Давление в камере сгорания - 40 кг/кв.см
Время работы двигателя - ок. 30 сек

3-я ступень ракеты РТ-1 (кадр кинохроники Министерства обороны СССР).

Огневые испытания 3-й ступени ракеты РТ-1 (кадр кинохроники Министерства обороны СССР).

На ракете РТ-1-63 использовалась третья ступень с моноблочным четырёхсопловым двигателем - прототипом двигателя 3-й ступени межконтинентальной ракеты РТ-2 с улучшенными лётно-техническими и эксплуатационными характеристиками.Предположительно на ракете отрабатывались управляемые сопла маршевых РДТТ.

ТТХ ракеты РТ-1:
Длина - 18.3 м (ист. - Андреев)
Длина ракетного блока 1 ступени - 4,8 м (ист. - Андреев)
Длина ракетного блока 2 ступени - 4 м (ист. - Андреев)
Длина ракетного блока 3 ступени - 2,8 м (ист. - Андреев)
Диаметр максимальный - 1.84 м (ист. - Андреев)
Диаметр ракетного блока 2 ступени - 1.49 м (ист. - Андреев)
Диаметр ракетного блока 3 ступени - 1.4 м (ист. - Андреев)
Размах стабилизаторов - 2 м (ист. - Андреев)

Масса стартовая:
- не более 35 т (по Постановлению о создании)
- 31.9 т (ист. - Андреев)
Масса ракетного блока второй ступени - 10000 кг (ист. - Андреев)
Масса ракетного блока третьей ступени - 3000 кг (ист. - Андреев)
Масса конструкции ракетного блока второй ступени - 1500 кг (ист. - Андреев)
Масса БЧ - 800 кг (по Постановлению о создании)

	РТ-1 (Постановление СМ СССР)	РТ-1	РТ-1-63
Дальность действия	2500 км	1850-2000 км (в ходе испытаний, ист. - Андреев, источник)	1950 км (источник)

КВО:
- комбинированная СУ - по дальности +-5 км, боковое +-4 км (по Постановлению о создании)
- автономная СУ - не хуже КВО ракеты Р-12 с уточнением после рассмотрения эскизного проекта (по Постановлению о создании) - т.е. до 5000 м

Гарантированный срок нахождения ракеты в боевой готовности на позиции - не менее 3 лет (по Постановлению о создании)
Время произведения пуска после получения команды на пуск - до 15 мин (по Постановлению о создании)

Боевое оснащение:
- по Постановлению о создании - ядерная моноблочная БЧ мощностью 0,5-1 Мт (ист. - Андреев, Карпенко) с автоматикой, системой инициирования, электропитанием, контактным и неконтактным взравателями. Разработчик - КБ-11 Минсредмаша (главные конструкторы Негин, Кочарянц) - по специальному заряду с автоматикой, системой инициирования, электропитанием, контактным и неконтактным датчиками, контрольно-измерительной аппаратурой и технологическому оборудованию для сборки и проверки специального заряда на технической и стартовой позициях.

Модификации:
8К95 / РТ-1 - первый вариант ракеты с 4-х секционными РТДД малого диаметра на всех трех ступенях.

8К95-63 / РТ-1-63 - второй вариант ракеты с более совершенными двигателями, летные испытания проводились в 1965 г.

Статус: СССР - ракета была создана и испытывалась, но на вооружение принята не была.

Источники:
Андреев С.В. Баллистические ракеты. Самара, ООО "Книга", 2011 г.
Гудилин В.Е., Слабкий Л.И., Ракетно-космические системы. М., 1996 г.
Карпенко А.В., Попов А.Д., Уткин А.Ф. Отечественные стратегические ракетные комплексы. Санкт-Петербург, 1999 г.
Мишин В.П. Дневники. Записи и воспоминания (1960-1974 годы). Том 1. // Воронеж, Кварта, 2014 г.
Постановление от 20 ноября 1959 г. №1291-570 "О создании изделия РТ-1 и выполнении работ по теме РТ-2". 1959 г. (источник).

Обсудить на форуме