18 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Видео «ГР- 1» — глобальная ракета

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.

Читать еще:  ПК - единый пулемёт

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.

Проект «Глобальная ракета»

Сегодня мы продолжаем гулять по страницам истории и снова расскажем вам о очередном мега проекте времён СССР, который должен был воплотиться в виде реальной угрозы всей планете! Это ракета ГР-1, которая произвела на столько сильное впечатление на Госдепартамент США, что он даже потребовал от СССР прояснить свое отношение к резолюции ООН о недопущении вывода в космос оружия массового поражения.

На фото левее. 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.).

Часть1. Проектирование.

Официальной датой начала работы над ГР-1 можно считать дату 12 мая 1962 года. Хотя стоит заметить, что с самого начала этого года велись испытания межконтинентальной баллистической ракеты Р-9. И для работы над проектом ГР-1 В ОКБ-1 было решено взять один из вариантов ракеты Р-9 — её модификацию МБР Р-9М 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.

Читать еще:  ОКБ имени О.К. Антонова

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:

  • трёхступенчатой многоцелевой ракеты ГР-1 (индекс — 8К713) в межконтинентальной версии с дальностью до 13 000 км и глобальной версии с практически неограниченной дальностью действия (40 000 км);
  • противоспутниковой ракеты 8К513, способной поражать спутники на низких орбитах (НОО);
  • двухступенчатой баллистической ракеты дальнего действия (БРДД) на базе первой и второй ступеней ракеты ГР-1;
  • одноступенчатой баллистической ракеты среднего действия (БРСД) на базе первой ступени ракеты ГР-1.

В ходе проектирования конструкторы применяли расчёты с использованием ЭВМ, в частности, таким образом были рассчитаны эпюры продольных и перерезывающих сил, а также продольных нагрузок. Так же параллельно с этой работой, велось сооружение необходимой наземной структуры на космодроме Байконур. Хотя стоит заметить, что 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.

Часть 2. Закрытие проекта.

И уже в том же 1962 году были выпущены ракеты для стендовых испытаний и начата подготовка серии ракет для летных испытаний. Всего выпущено по разным данным 3-4 экземпляра. 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).

По заявлениям конструкторов, они смогли обеспечить вывод головной части с ядерным боезарядом на орбиту высотой около 150 километров. После ориентации в пространстве и коррекции происходило торможение. Боеголовка сходила с орбиты и пикировала к цели с огромной скоростью. Предполагалось, что дальность полета ГР-1 будет порядка 40 000 км (т.е. практически неограниченной).

Руководство было страны на столько впечатлено характеристиками, что 7 ноября 1965 года ракеты были продемонстрированы во время парада на Красной площади в Москве (на фото правее). Увиденное произвело сильное впечатление на Госдепартамент США, который даже потребовал от СССР прояснить свое отношение к резолюции ООН о недопущении вывода в космос оружия массового поражения.

Однако по правде говоря, демонстрация этих ракета была настоящим блефом — ракету никак не могли довести до летных испытаний — во время вывоза на стартовый комплекс отказов было так много, что их не успевали устранять. Вскоре работы над ГР-1 были прекращены. По официальной версии, это произошло «в связи с исполнением СССР обязательств по неиспользованию космического пространства в военных целях». Хотя скорее всего факт неудачных испытаний тут так же сыграл не последнюю роль.

Часть 3. Технические характеристики ГР-1.

Ракета ГР-1 была трёхступенчатой, все три ступени соединялись через ферменные переходники.

Первая ступень

Блок первой ступени состоял из следующих конструктивных элементов:

  • хвостовой отсек с четырьмя двигателями в хвостовой юбке;
  • бак горючего;
  • межбаковый отсек;
  • бак окислителя;
  • ферменный переходник;

Внутри конической хвостовой юбки хвостового отсека первой ступени было размещено четыре четырёхкамерных жидкостных ракетных двигателя (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.

Основные параметры первой ступени:

  • Общая длина — 18,34 м;
  • Максимальный диаметр — 2,9 м;
  • Диаметр баков — 2,68 м;
  • Максимальный поперечный размер по стабилизаторам — 4,8 м;
  • Число и тип двигателя — 4 х НК-9 (8Д717);
  • Тяга на уровне моря — 152 тс;
  • Удельный импульс у Земли — 286,5 сек;
  • Тяга в вакууме — 174 тс;
  • Удельный импульс в вакууме — 328 сек.

Вторая ступень

Силовая схема второй ступени осуществляла передачу тяги непосредственно на нижнее днище бака горючего, к которому через цилиндрический межбаковый отсек крепился бак окислителя.

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.

Читать еще:  БТР-152 - бронетранспортер

Основные параметры второй ступени:

  • Общая длина — 10,252 м;
  • Максимальный диаметр — 2,689 м;
  • Диаметр баков — 2,68 м;
  • Число и тип двигателя — 1 х НК-9В;
  • Тяга в вакууме — 46 тс;
  • Удельный импульс в вакууме — 345 сек.

Третья ступень

Блок третьей ступени состоял из следующих конструктивных элементов:

  • тороидальный бак горючего;
  • бак окислителя — конструкция бака была разделена при помощи цилиндрической обечайки на две полости, во внутренней размещался эластичный вытеснительный мешок;
  • приборный отсек — конструкция конической формы, которая также выполняла функцию переходника к ГЧ, а во внутреннем отсеке на пластинах из многослойной фанеры монтировались основные приборы системы управления;
  • межбаковый отсек;
  • ферменный переходник;

Система управления предполагала управление по крену небольшими соплами, расположенными между баками на наружной поверхности силового корпуса. Также стоит отметить что блок третьей ступени имел 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 раскручивался от пиростартера.

В проёме бака горючего третьей ступени должна был располагался маршевый однокамерный (ЖРД) замкнутого цикла 8Д726, разработанный в ОКБ-1. Согласно проектной документации двигатель третьей ступени предполагалось включать в полёте, как минимум два раза, причём повторные запуски должны были осуществляться в условиях невесомости.

Основные параметры третьей ступени:

  • Общая длина — 6,788 м;
  • Максимальный диаметр — 2,35 м;
  • Число и тип двигателя — 1 х 8Д726;
  • Тяга в вакууме — 6,8 тс;
  • Удельный импульс в вакууме — > 340 сек.

Головная часть

Коническая головная часть ГР-1 состоял из следующих конструктивных элементов:

  • силовой корпус покрытый абляционной защитой;
  • боевая часть (БЧ) с термоядерным зарядом;
  • регулятор движения головной части (РДГЧ) — конструкция в форме конической юбки в хвостовой части боеголовки.

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.

102. Опытная МБР ГР-1 (СССР)

— собственно глобальная ракета (индекс изделия 11А513), способная вывести на околоземную орбиту орбитальный блок, который, после нескольких витков вокруг Земли, своей боеголовкой мощностью 2,2 мегатонны мог поразить цель в любой точке Земли;
— межконтинентальная баллистическая ракета (индекс изделия 8К713), способная доставить на дальность 12000 км моноблочный термоядерный заряд мощностью около 5 мегатонн;
— противоспутниковая ракета (индекс изделия 8К513), способная поражать спутники на рабочих орбитах.

Защита БЧ обеспечивалась за счёт того, что на низких высотах полёта головной части дальность обнаружения оной средствами ПРО уменьшалась до 500-600 км вместо 4000-8000 км для баллистических траекторий и время поражения сокращалось до 2 минут вместо 12-15 минут. Недостатком поражения точечных целей с помощью ракет такого типа является меньшая точность.Но этот недостаток удалось тогда компенсировать путём установки регулятора движения головной части(РДГЧ).Третья ступень выводилась на околоземную орбиту вместе с термоядерной головной частью,в заданный момент осуществлялась ориентация ступени, включались тормозные двигатели, после чего ГЧ сходила с орбиты и пикировала на цель. Очень настильная траектория снижения позволяла ГЧ быть практически невидимой для радиолокационных станций.

Ракета проектировалась трехступенчатой.На первой ступени должен был стоять четырехкамерный жидкостный ракетный двигатель замкнутого цикла НК-9 (разработчик-ОКБ- 276; Главный конструктор — Николай Дмитриевич Кузнецов). Двигатель имел тягу в пустоте 152 т и тягу у Земли 147 т.Вторая ступень оснащалась однокамерным ЖРД замкнутого цикла НК-19 (разработчик-ОКБ-276; Главный конструктор — Николай Дмитриевич Кузнецов) с тягой в пустоте около 46 т.На третьей ступени устанавливался разработанный в ОКБ-1 однокамерный ЖРД замкнутого цикла 8Д726 с тягой в пустоте 6,8 т. В двигателях всех трех ступеней в качестве топлива доджен был использоваться керосин, а в качестве окислителя — кислород.

Ракета ГР-1 имея стартовый вес 117 тонн и тягу двигательной системы у земли 147 тонн могла нести заряд практически на неграниченную дальность и обеспечивала точность около 5 км по дальности и около 3 км по боковому отклонению. С введением в систему наведения РДГЧ круговое вероятное отклонение составило бы около 1 км.Пуск ракеты предполагалось осуществлять из шахтной пусковой установки. На позицию ракета должна была поставляться в транспортно-пусковом контейнере.
В 1962 году были созданы стендовые образцы ГР-1,началась их наземная отработка.,велось изготовение экземпляров для лётных испытаний.Два образца ГР-1 регулярно возили по Красной площади во время парадов.Но из-за трудостей с двигательной установкой НК-9 в ОКБ-276 для первой ступени,ракета ГР-1 в серию не пошла. Работы по комплексу с глобальной ракетой были прекращены в 1964 году.

Тактико-технические характеристики : стартовый вес-117000 кг, общая длина-36,5 м, диаметр максимальный-2,85 м, дальность полёта-40000 км, круговое вероятное отклонение-1 км, вес БЧ-2300 кг, мощность БЧ-2,2 мегатонны.

Ссылка на основную публикацию
Статьи c упоминанием слов:
Adblock
detector