ДАННЫЕ НА 2022 г. (стандартное пополнение)
Комплекс К8К82, ракета УР-500 / 8К82 "Протон" - SL-9
Межконтинентальная баллистическая ракета (МБР) тяжелого класса. Разработка ракеты начата ОКБ-52 генерального конструктора В.Н.Челомея в инициативном порядке весной 1961 г. Официальное решение о разработке ракеты принято Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР №409-183 от 24 апреля 1962 г. Тактико-технические требования на ракету приняты Министерством обороны СССР решением №Т726 от 17.01.1963 г. Главный ведущий конструктор темы УР-500 на первом этапе - П.А.Ивенсен. С 1962 г. главный конструктор темы - Ю.Н.Труфанов. На проектном этапе непосредственное участие в определении технических параметров ракеты приняли Д.А.Полухин (позже назначен главным ведущим конструктором темы), В.К.Карраск, Г.Д.Дермичев, В.А.Выродов, Э.Т.Радченко, Е.С.Кулага, Н.Н.Миркин, Ю.П.Колоснов, В.Ф.Гусев и А.Т.Тарасов.
Проработки проекта ракеты были начаты еще во второй половине 1961 г. по инициативе В.Челомея. Разработка проекта ракеты была задана в трех вариантах:
- межконтинентальная баллистическая ракета тяжелого класса;
- глобальная ракета;
- ракета-носитель космических аппаратов массой 12-13 тонн;
На начальной стадии разработки проект прошел несколько значительно отличающихся вариантов компоновки ракеты (см.Модификации). В итоге в январе 1962 г. для доработки была выбрана схема с пакетной компоновкой первой ступени. 24 апреля 1962 г. вышло Постановление Совмина СССР (см.выше) о разработке ракеты УР-500 с окончательной компоновкой первой ступени. В мае 1962 г. на базе этого варианта был выпущен аванпроект ракеты УР-500. Эскизный проект ракеты УР-500 завершен в 1963 г. Проектирование УР-500 вцелом завершено к концу 1964 г.
В 1962 г. в НИИ-1011 (ныне - ВНИИТФ) начата разработка боеприпаса со 100-мегатонным зарядом разработки КБ-11 (ВНИИЭФ) для МБР на базе УР-500 (источник). Разработка доведена до эскизного проекта и сборки конструкторского макета. Также НИИ-1011 в 1963 г. разрабатывались боеприпасы для неуправляемой и управляемой орбитальных модификаций МБР. В середине 1960-х годов работы по тяжелым МБР в ОКБ-52 и в смежных организациях-разработчиках БЧ прекращены.
После октября 1964 г. в связи со снятием с должности Н.С.Хрущева проект УР-500 был пересмотрен и разработка боевого варианта ракеты была прекращена. В работе осталась только ракета-носитель космических аппаратов.
 Ракета-носитель УР-500 / 8К82 на старте пуска одного из ИСЗ "Протон", площадка №81 космодрома Байконур, предположительно 16.07.1965 г. (реконструкция фото по кадрам кинохроники, http://militaryrussia.ru, апрель 2014 г.).
В 1964 г. в заключении НИИ-4 на эскизный проект УР-500 была отмечена недостаточность энергетических возможностей этой ракеты, как носителя космических объектов. В то же время, наличие достаточных запасов по начальным тяговооруженностям ступеней, удельным импульсом двигателей и прочности конструкции, дало повод к выдвижению предложения о создании дополнительной третьей ступени для этой ракеты. Мнение НИИ-4 оказалось близким к аргументации Президента АН СССР М.В.Келдыша, который в 1964 г. доказал правительству, что нужда в трёхступенчатой РН на базе УР-500 с грузоподъёмностью около 20 т на орбите высотой 200 км и наклонением 51 град. чрезвычайно велика. На этом же этапе, вероятно, была прекращена разработка ракеты УР-500 в качестве МБР.
Весной 1965 г. Завод имени М.В. Хруничева изготовил блоки ракеты УР-500. Спутник-лаборатория, названный «Протон» и предназначенный для изучения космических частиц высоких энергий, включающий, кроме научной, служебную аппаратуру, солнечные батареи и сбрасываемый головной обтекатель, был изготовлен в ОКБ-52 на базе корпуса третьей ступени ракеты будущей трехступенчатой УР-500К.
Летно-конструкторские испытания ракеты 8К82 (образец ракеты - "Геркулес" или "Атлант" по разным данным - ист. - 24 апреля...) начаты 16 июля 1965 г. со стартового комплекса на площадке №81 5 НИИП МО запуском ИСЗ "Протон-1". В ходе летно-конструкторских испытаний ракеты проводились запуски космических аппаратов серии "Протон" - всего в 1965-1966 г.г. на низкую орбиту были выведены три тяжёлых исследовательских ИСЗ "Протон-1, -2, -3", массой около 12 т каждый. В варианте ракеты-носителя УР-500 / 8К82 в базовом двухступенчатом исполнении обеспечивала доставку на орбиту высотой 200 км и наклонением 60 град. полезных грузов массой до 13 тонн.
Пуски ракеты УР-500 / 8К82 (ист. - 24 апреля):
| №пп | Дата | Место старта | Результат | Примечание | | 1 | 16.07.1965 г. | Полигон Байконур, пл.81 | успешный пуск
| Запуск ракеты с зав.№207 с ИСЗ "Протон-1", ракета "Геркулес" или "Атлант"
| | 2 | 02.11.1965 г.
| Полигон Байконур, пл.81 | успешный пуск | Запуск ИСЗ "Протон-2" | | 3 | 24.03.1966 г.
| Полигон Байконур, пл.81 | аварийный пуск
| Авария на этапе работы второй ступени ракеты, обломки носителя упали в районе Акмолинска (Целиноград / Акмола) | | 4 | 06.07.1966 г. | Полигон Байконур, пл.81 | успешный пуск | Запуск ИСЗ "Протон-3" |
Наименование "Протон" стало использоваться для обозначения ракет-носителей семейства УР-500 / 8К82 позже (ист. - 24 апреля...).
3 августа 1964 г. Постановлением Совмина СССР "О работах по исследованию Луны и космического пространства" был определен срок советской экспедиции на Луну - 1967-1968 г.г. На основании Постановлений ЦК КПСС и Совета Министров СССР №532-205 от 07.07.1965 г. в соответствии с дополнениями и уточнениями к ТТТ, в разработке и обосновании которых принимал участие институт, Центральным конструкторским бюро машиностроения под руководством Генерального конструктора В.Н.Челомея и его первого заместителя В.Н.Бугайского был разработан космический ракетный комплекс К8К82К с трёхступенчатой ракетой УР-500К или 8К82К ("Протон-К"). В марте 1967 г. запуском КА "Космос-146" начались летно-конструкторские испытания ракеты-носителя "Протон-К", совмещенные с целевыми пусками ряда КА, автоматических станций и других важнейших космических объектов. Так же было принято решение о разработке проекта ракеты-носителя УР-500К - Л1, который предусматривал пилотируемый облет Луны на корабле Л-1 разработки ОКБ-1.
Пусковая установка - по первоначальному проекту должна была обеспечивать горячий старт в соответствии с ТТТ МО СССР №Т726 от 17.01.1963 г.
Наземный незащищенный стартовый комплекс 8П882К для проведения летно-конструкторских испытаний ракеты был оборудован на площадке №81 5-го НИИП Министерства Обороны (космодром Байконур). комплекс состоял из двух стартовых позиций, разнесенных на 600 м. В составе каждой позиции были: сооружение с пусковым устройством, подъемно-установочным агрегатом, агрегатом (башней) обслуживания, транспортно-установочной тележкой. Здесь же - командный пункт, хранилище горючего и окислителя, другие служебные сооружения. На стартовой позиции носитель переводился из горизонтального в вертикальное положение и устанавливался на стартовый стол подъемным устройством установщика. УР-500 крепилась своей хвостовой частью непосредственно на поворотных опорах пускового стола. Обслуживание проводилось с помощью передвижной башни на рельсовом ходу, отводимой перед стартом. Роль кабельных и кабель-заправочных мачт выполнял специальный механизм стыковки со сложным электро-, гидро-, пневморазъемом, ответная часть которого располагалась на днище центрального блока первой ступени (ист. - 24 апреля...).
 Одна из первых ракет УР-500 / 8К82 "Протон" и ферма обслуживания стартового комплекса, Байконур, площадка №81 (фото из архива ANT13, http://leninsk.ru).  Ракета УР-500 / 8К82 на стартовой позиции, площадка №81 космодрома Байконур ( http://cosmopark.ru/).
Пусковой стол имеет двухлотковый газоотводной канал. В момент старта и в первые мгновения полета ракеты шесть поворотных опор стола отслеживают движение носителя до высоты примерно 100-150 мм, а затем убираются в индивидуальную нишу и закрываются защитными створками (ист. - 24 апреля...).
Механизм стыковки разъемов, так же как и опоры, поднимается, отслеживая путь ракеты, а затем отбрасывается пневмоускорителем вниз, герметично закрываясь специальной стальной бронекрышкой, образующей рассекатель газовой струи (ист. - 24 апреля...).
Головной исполнитель по стартовому комплексу - КБ общего машиностроения (ист. - 24 апреля...). Установщик ракеты на стартовый стол 8У260 смонтирован в Байконуре для испытаний ракеты в сентябре 1963 г. Производитель установщика - Новокраматорский машиностроительный завод (г.Краматорск, Украина, источник).
  Установка ракеты-носителя "Протон-К" с космическим аппаратом серии "Космос" на пусковой стол на стартовой площадке №81, космодром Байконур, 24.06.2008 г. ( http://www.federalspace.ru/).
Для подготовки ракеты-носителя (сборка ракеты, контрольные испытания) на полигоне на площадке №92 к 1965 году была создана техническая позиция с монтажно-испытательным корпусом (МИК), которая к 1980 году была дооснащена вторым монтажно-испытательным корпусом МИК-К. Головной исполнитель технической позиции - филиал № 2 ЦКБМ (ОКБ «Вымпел») - (ист. - 24 апреля...).
На стадии проектирования (1961-1964 г.г.) прорабатывалась и шахтная пусковая установка для боевого варианта ракеты УР-500. Макет ШПУ был продемонстрирован Н.С.Хрущеву в 1964 г. во время его визита на Байконур.
Ракета УР-500 / 8К82:
Конструкция - базовый вариант ракеты УР-500 / 8К82 представлял из себя двухступенчатую ракету с пакетным размещением 6 ЖРД в отдельных гондолах на первой ступени. Вторая ступень последовательно соединялась с первой.
Здесь и далее под "ступенями" подразумеваются ракетные блоки соответствующих ступеней.
- 1 ступень 8С810 - аванпроект ракеты УР-500 предполагал пакетную компоновку с размещением бака окислителя и 4-х неуправляемых ЖРД в корпусе ступени и 4 управляемых ЖРД и баков с горючим в 4/8 боковых гондолах. После переделки двигателей ОКБ-456 в 1961-1963 г.г. ступень была перекомпонована. Боковых блоков стало 6, а мощность двигательной установки выросла на 12.5%.
- 2 ступень 8С811 - аванпроектом предусматривалось использование доработанной первой ступени ракеты УР-200.
- 3 ступень - аванпроектом предлагалось, что ступень будет такого же диаметра как и вторая ступень, с торообразными топливными баками, неподвижным основным и управляемым рулевым (с 4 камерами) двигателями.
Система управления: автономная инерциальная, гавный конструктор - Н.А.Пилюгин. Предполагалось использование и системы радиокоррекции - при первых испытаниях использовался пункт радиокоррекции площадки №83 полигона Байконур.
Двигатели:
- 1 ступень - на начальном этапе проектирования предполагалось использование двигателей РД-0203 / 8Д43 разработки КБХА (главный конструктор С.А.Косберг), но тяга этих двигателей (50 т) оказалась недостаточной. В ноябре 1961 г. было принято решение об использовании двигателей тягой по 150 т разработки ОКБ-456 (главный конструктор - В.П.Глушко), который так же работал на высококипящих компонентах. Было принято решение двигательную установку 1-й ступени ракеты УР-500 собрать из 4-х неподвижных ЖРД РД-253 / 11Д43 ОКБ-456 (в центре) и 4-х качающихся ЖРД 8Д43 КБХА, которые обеспечивали управление ракетой.
Предварительная проработка моделей ЖРД на высококипящих компонентах для лунной ракеты Н-1 была начата ОКБ-456 в 1960-1961 г.г. Вариант РД-253 представлял из себя двигатель с тягой 100-150 т на азотном тетроксиде и НДМГ. Однако ОКБ-1 (разработчик ракеты) настаивало на применении керосина и жидкого кислорода. В результате разработка двигателей для ракеты Н1 была поручена ОКБ-276 Н.Д. Кузнецова. 24 апреля 1962 года вышло Постановление Совета Министров СССР о разработке ракеты УР-500 (8К82). В конструктивно-компоновочной схеме, утвержденной в мае 1962 года, на первой ступени было установлено 4 неподвижных двигателя РД-253 (11Д43) и 4 качающихся ЖРД РД-0203 (8Д43) от УР-200 разработки ОКБ-154 С.А. Косберга. Однако уже в эскизном проекте, законченном в 1963 году, эта связка была заменена на 6 двигателей РД-253 на качающемся подвесе (источник).
В связи с явной сложностью комбинированной двигательной установки с двумя типами двигателей В.Н.Челомей обратился к В.П.Глушко с просьбой изменить конструкцию двигателя, перекомпоновав его и установив узел подвеса для управления вектором тяги. Просьба была выполнена, а заодно был проведен ряд работ, направленных на упрощение ЖРД и увеличение его надежности. С 1961 г. по 1963 г. велись испытания отдельных агрегатов и узлов и выбиралась штатная схема двигателя. С июня 1963 г. по январь 1965 г. проводилась отработка запуска ЖРД в условиях, максимально приближенных к летным, и на режимах, более напряженных по сравнению с представленными в техническом задании.
ЖРД РД-253 выполнен по закрытой схеме с турбо-насосным агрегатом (ТНА).
- 2 ступень - на этапе аванпроекта планировалось использвание ступени подобной первой ступени ракеты УР-200 и потому оснащенной 4 двигателями разработки КБХА с увеличенной степенью расширения сопел. Управление полетом - качанием двигателей с помощью рулевых машинок. Разработка двигателей начата в 1962 г.
Топливо - самовоспламеняющееся
Горючее - несимметричный диметилгидразин
Окислитель - тетраоксид азота
- 3 ступень - неподвижный ЖРД разработки КБХА (высотная модификация РД-0203) + рулевой 4-х камерный ЖРД открытой схемы разработки КБХА.
| Аванпроект "моноблок" /
УР-500 (вариант 2)
| Аванпроект "пакетная схема" /
УР-500 (вариант 3), 1962 г.
| УР-500 / 8К82
| Двигатели,
1-я ступень
| 4 х ЖРД РД-253 / 11Д43
4 х ЖРД 8Д43
Топливо:
- горючее - азотный тетроксид
- окислитель - несимметричный диметилгидразин (НДМГ)
Тяга суммарная:
- на земле - 808 т
- в пустоте - 916,4 т
Время работы двигателей - 115,2 с
| 4 х ЖРД РД-253 / 11Д43
4 х ЖРД 8Д43
Топливо:
- горючее - азотный тетроксид
- окислитель - несимметричный диметилгидразин (НДМГ)
Тяга суммарная:
- на земле - 808 т
- в пустоте - 916,4 т
Время работы двигателей - 118,6 с | 6 х ЖРД РД-253 / 11Д43
Топливо:
- горючее - азотный тетроксид
- окислитель - несимметричный диметилгидразин (НДМГ)
Время работы двигателей - 127-130 с
ТТХ РД-253:
Высота - 3000 мм
Диаметр - 1500 мм
Масса сухого ЖРД - 1080 кг
Масса залитого ЖРД - 1260 кг
Тяга у земли - 150 тонн
Тяга в пустоте - 166 тонн
Давление в камере сгорания - 14.7 МПа
Удельный импульс тяги у земли - 2796 м/с
Удельный импульс тяги в пустоте - 3100 м/с | Двигатели,
2-я ступень | 4 х ЖРД 8Д48
Топливо:
- горючее - азотный тетроксид
- окислитель - несимметричный диметилгидразин (НДМГ)
Тяга в пустоте - 324.5 т
Время работы двигателей - 118,8 с | 4 х ЖРД 8Д48
Топливо:
- горючее - азотный тетроксид
- окислитель - несимметричный диметилгидразин (НДМГ)
Тяга в пустоте - 324.5 т
Время работы двигателей - 118,8 с | 3 х ЖРД РД-0208 / 8Д411
1 х ЖРД РД-0209 / 8Д412
ЖРД с дожиганием окислительного генераторного газа, РД-0209 отличается отводом для наддува баков ступени.
Топливо:
- горючее - азотный тетроксид
- окислитель - несимметричный диметилгидразин (НДМГ)
Тяга в пустоте - 58.1 т
Удельный импульс тяги в пустоте - 326 сек
Масса - 540 кг
Высота двигателя - 2327 мм
Диаметр двигателя - 1470 мм
Давление в камере - 150 кг/кв.см
Время работы двигателей - 150 с
(источник)
Время работы двигателей - 210-230 с (по др.данным) | Двигатели,
3-я ступень | установка 8Д49, которая включает однокамерный ЖРД замкнутой схемы 8Д48 и 4-х камерный рулевой ЖРД открытой схемы 8Д611
Тяга в пустоте - 62,5 т
Время работы двигателей - 110,3 с | установка 8Д49, которая включает однокамерный ЖРД замкнутой схемы 8Д48 и 4-х камерный рулевой ЖРД открытой схемы 8Д611
Тяга в пустоте - 62,5 т
Время работы двигателей - 110,3 с | - |
ТТХ ракеты:
| | Аванпроект "моноблок" /
УР-500 (вариант 2) | Аванпроект "пакетная схема" /
УР-500 (вариант 3), 1962 г.
| УР-500 / 8К82 | | Длина 1-й ступени | 30 м | 21,18 м | 21,18 м
19.9 м (боковые блоки) | | Длина 2-й ступени | 10,882 м | 10,882 м | 9,62 м | | Длина 3-й ступени | 3,7 м | 3,7 м | - | | Максимальный поперечный размер 1-й ступени | 6,2 м | 7,4 м | 7,4 м | | Диаметр блоков 1-й ступени | | | 1,55 м боковые блоки
4,05 м центральный блок | | Диаметр 2-й ступени | 4.1 м | 4.1 м | 4,05 м | | Диаметр 3-й ступени | 4.1 м | 4.1 м | - | | Масса стартовая | ок.500 т | ок.500 т | 580 т | | Масса общая 1-й ступени | | | 457,5 т | | Масса общая 2-й ступени | | | 105,76 т | | Масса сухая | | | 50.5 т | | Масса конструкции 1-й ступени | 25,56 т | 26,9 т | 32,5 т | | Масса конструкции 2-й ступени | 16 т | 16 т | 5,8 т | | Масса конструкции 3-й ступени | 2,1 т | 2,1 т | - | | Масса топлива | | | 527,960 т | | Масса топлива 1-й ступени | 341,8 т | 352 т | 425 т | | Масса топлива 2-й ступени | 121,7 т | 121,7 т | 99,96 т | | Масса топлива 3-й ступени | 21,76 т | 21,76 т | |
Масса полезной нагрузки:
- ИСЗ, официально - 12-13 т
- ИСЗ, реально - 8.3-8.4 т (12-13 т - с учетом массы аппаратуры, размещенной на второй ступени ракеты-носителя, ист. - Афанасьев И.)
- ИСЗ, высота орбиты 200 км, наклонение 57град - 12200 кг (ист. - Кобелев)
Дальность действия (расчетная, МБР) - более 12000 км (при забрасываемой массе около 12 т, ист. - Кобелев)
Типы БЧ:
Тяжелая БЧ 8Ф117 с термоядерным зарядом мощностью 6 / 10 / 15 Мт по разным данным. Именно таким типом БЧ ракету планировалось оснастить по экскизному проекту.
В 1962 г. в НИИ-1011 (ныне - ВНИИТФ) начата разработка боеприпаса со 100-мегатонным зарядом разработки КБ-11 (ВНИИЭФ) для МБР на базе УР-500 (источник). Разработка доведена до эскизного проекта и сборки конструкторского макета. В середине 1960-х годов работы по тяжелым МБР в ОКБ-52 прекращены.
Масса ГЧ - более 10 тонн
В 1963 г. в НИИ-1011 начата разработка термоядерных боеприпасов для неуправляемой орбитальной и управляемой орбитальной боевых частей МБР УР-500 (источник). Работа доведена до стадии согласования конструктивно-компоновочных схем. Разработка прекращена вместе с работами по вариантам МБР УР-500.
Модификации:
- УР-500 (вариант 1) - первый вариант компоновки МБР УР-500:
- первая ступень - пакет из 4-х ракет УР-200
- вторая ступень - вторые ступени пакета из 4-х ракет УР-200
- третья ступень - модернизированная одиночная вторая ступень ракеты УР-200
Проведена подробная оценка системы и построен динамически подобный макет.
- УР-500 (вариант 2) - второй вариант компоновки МБР УР-500 - трехступенчатая ракета с последовательным расположением ступеней. Вторая ступень - результат глубокой переработки 2-й ступени ракеты УР-200. Проработка варианта велась филиалом №1 ОКБ-52 (главный конструктор В.Н.Бугайский) под руководством ведущего конструктора М.К.Мишетьяна.
- УР-500 (вариант 3) - третий вариант компоновки МБР УР-500 - трехступенчатая ракета с пакетом блоков с горючим и двигателями на первой ступени. Разработка варианта ракеты велась филиалом №1 ОКБ-52, ведущий конструктор Э.Т.Радченко. В январе 1962 г. схема 1-й ступени была доработана до современного почти вида. В мае 1962 г. на базе этой ракеты выпущен аванпроект ракеты УР-500.
- УР-500 / 8К82 "Протон" - базовый проект тяжелой МБР / двухступенчатой ракеты-носителя.
- ГР-2 / УР-500 - модификация тяжелой МБР 8К82 - глобальная / орбитальная ракета. В 1963 г. начата разработка боеголовок для неуправляемого орбитального боевого блока и для управляемого орбитального боевого блока (источник)
- УР-500К / 8К82К "Протон-К" - трехступенчатая ракета-носитель "Протон".
 Ракета УР-500К / 8К82К с кораблей 7К-Л1, 22.11.1967 г. (фото из коллекции П.Дружинина, http://cosmopark.ru/).  Ракета-носитель "Протон-К" с космическим аппаратом серии "Космос" на стартовой площадке №81, космодром Байконур, 24.06.2008 г. ( http://www.federalspace.ru/).  Запуск ракеты-носителя "Протон-М" с космическим аппаратом "Экспресс-АМ5", космодром Байконур, 26.12.2013 г. ( http://www.federalspace.ru/).
Статус: СССР - в качестве МБР ракета проектировалась, но так и не была создана, не испытывалась и на вооружении не состояла.
- 1964 г. октябрь - прекращение разработки боевых вариантов ракеты УР-500 - МБР и глобальной ракеты.
Источники:
24 апреля - 50 лет назад вышло Постановление ЦК КПСС и Совмина СССР о создании ракеты УР-500К. 2012 г. (источник).
Афанасьев И. 35 лет РН Протон. // Новости космонавтики. №1-5 / 1998 г.
Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Ракетно-космические системы. М., 1996 г.
Кобелев В.Н., Милованов А.Г. Средства выведения космических аппаратов. М., "Рестарт", 2009 г. |
