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

Автор: DIMMI
Создана: 29.03.2014 23:16:27
Изменена: 19.11.2024 00:13:20
Комментариев: 0
Категории: ЗЕМЛЯ / Баллистические ракеты земля-земля / Межконтинентальные баллистические ракеты / ГР-1 / 8К713 - SS-X-10 SCRAG (ошибочно) /

ДАННЫЕ НА 2024 г. (стандартное пополнение)
ГР-1 / 8К713 - SS-X-10 SCRAG (ошибочно)

Межконтинентальная баллистическая ракета (МБР) / глобальная ракета. Разработка ракеты велась специальным отделом №3 (руководитель - Крюков Сергей Сергеевич) ОКБ-1 генерального конструктора С.П.Королева с 1961 г. Письмо от ОКБ-1 от 07.09.1961 г. «О возможности создания ГР на базе Р-9А и Р-7А» в адрес: Смирнова Л.В., Калмыкова В.Д., Москаленко К.С. Далее - докладная записка на имя Н.С. Хрущева от 22.02.1961 г. «О новой схеме межконтинентальных ракет ГР» за подписью С.П.Королева, Мишина, Рязанского, Пилюгина, Кузнецова. Далее - предложения по разработкам ОКБ-1 в т.ч. и ГР-1 от 05.03.1962 г. на имя Устинова, Малиновского, Смирнова, Москаленко, Семенова и Сербина.

Проектирование глобальной ракеты велось с расчетом на использование на первой и второй ступенях двигательных установок варианта ракеты Р-9М - 8К77, а на третьей 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. В конце 1961 г. принято предложение ОКБ-1 о разработке ракеты с двигателями НК-9 главного конструктора Н.Д.Кузнецова и двигателем 11Д726 ОКБ-1 (ист. - Мишин).

Эскизный проект ГР-1 с двигателями НК-9 на 1-й и 2-й маршевых ступенях и ЖРД 8Д726 на 3-й ступени завершен в апреле 1962 г. (ист. - Мишин). Официально разработка ракеты была начата по Постановлению ЦК КПСС и Совета Министров СССР №1021-436 от 12 мая 1962 г., Постановлению №1021-438 от 24.09.1962 г. и по Приказу Государственного комитета по оборонной технике (ГКОТ) №640/06 от 13 октября 1962 г.

18 декабря 1962 г. на коллегии ГКОТ по ГР-1 приняты следующие планы работ:
1. 3-й кв. 1963 г. - начать испытания на площадке №51 полигона Байконур. Министерство обороны СССР в августе 1963 г. должно переоборудовать пл.51 под МБР ГР-1.
2. 1-й кв. 1963 г. - представить предложения о трассах и режимах посадки (МО с ГКОТ и ГКРЭ)
3. 1-й кв. 1963 г. - комплексное проектное задание на боевую стартовую станцию] (БСС) ракеты ГР-1.

Тактико-технические требования к ракете ГР-1 начаты прорабатываться 02.01.1963 г. и согласованы с заказчиком 15.02.1963 г. 23 марта 1963 г. в ОКБ-1 прошла защита эскизного проекта ГР-1.

В 1962 г. начата подготовка серии ракет для летных испытаний. Всего выпущено по разным данным 3-4 экземпляра 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).

06.02.1964 г. на совещании у С.П.Королева впервые прозвучали доводы о нецелесообразности доводки ГР-1, а также о возможности разработки легкой космической ракеты-носителя на её базе и большой противоракеты. 14.02.1964 г. представлены предложения по ПРО на базе ГР-1. 03.05.1964 г. при стендовых испытаниях блока Б ГР-1 (2-я ступень) произошел взрыв и пожар (на 23-й секунде работы блока). 14.05.1964 г. принято решение о прекращении разработки ГР-1. Официально разработка ракеты ГР-1 и её модификаций прекращена в июле 1964 г. "в связи с исполнением СССР обязательств по неиспользованию космического пространства в военных целях".

17.08.1965 г. руководству Министерства обороны СССР ушло письмо С.П. Королева с предложением об использовании ГР-1 для перехвата спутников (возможно, индекс ракеты - 8М111).

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

Ракеты ГР-1 на Красной площади, парад 7 ноября 1965 г. (РГАНТД, http://www.rusarchives.ru/).

Ракеты ГР-1 на Красной площади, парад 7 ноября 1965 г. (из архива автора, обработано).

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.

Ракеты ГР-1 после одного из парадов на Красной площади в Москве. Перед ними везут ракеты Р-26 (фото из архива пользователя dimon-13, http://only-paper.ru/forum).

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

В Центре развития технологий и подготовки кадров ЗЭМ РКК "Энергия"Музее РВСН. Слева - направо: ракета Р-9А, первая ступень ракеты ГР-1, ракета РТ-1-63, ракета РТ-2, вторая и третья ступени ракеты ГР-1 в сборе (фото - И.Маринина, Новости космонавтики. №8 / 2009 г.).

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.

Ракета ГР-1 после одного из парадов на Красной площади в Москве (из архива автора, обработано).

Система управления - автономная инерциальная с радиокоррекцией на участке торможения. Разработчик - НИИ-885, главный конструктор - Пилюгин Николай Алексеевич.
Согласно эскизному проекту масса системы управления 320 кг (по аванпроекту НИИ-885 было 360 кг).

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. 04.12.1962 г. заводу "40-летия Октября" было выдано задание на создание экспериментальной системы заправки ракеты окислителем. 25.04.1963 г. проведено огневое испытание двигательной установки 1-й ступени - продолжительность работы 2.5 сек (аварийное выключение).
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 / 11Д726 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 8Д726 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.

Источники:
Афанасьев И., Воронцов Д. Парадная ракета. // Новости космонавтики. №8 / 2009 г.
"Блоки Крюкова. К 90-летию конструктора", Новости космонавтики №10, 2008 г.
Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Ракетно-космические системы. М., 1996 г.
Мишин В.П. Дневники. Записи и воспоминания (1960-1974 годы). Том 1. // Воронеж, Кварта, 2014 г.
С-300. ГР-1 / 8К713, первый вариант темы форума http://militaryrussia.ru/forum, 2013 г.

Обсудить на форуме