Межконтинентальная баллистическая ракета Р-7 ( 8К71 ) / Р-7А ( 8К74 )

Базирование:
Система управления:
Боевая часть:
Применение:
Страна:
Дальность:
9500 км.
Год разработки:
1960 г.
Материалы предоставлены: М.А.Пашнев (г.Обнинск); С.В.Гуров (г.Тула).

]]>Ракета Р-7 перед запуском]]>

Первая в мире межконтинентальная баллистическая ракета Р-7 (8К71) - несла термоядерный боевой заряд и могла его доставить практически в любую точку территории вероятного противника. Предварительные изыскания по созданию такой ракеты начались в 1950г. при выполнении работ по теме Н3 "Исследование перспектив создания РДД различных типов с дальностью полёта 5000-10000 км с массой боевой части 1-10т". Тема выполнялась по Постановлению Совета Министров СССР от 4 декабря 1950г. К работе привлекались ведущие научные и производственные организации страны: ОКБ-1 НИИ-88 (С.П.Королев), ОКБ-456 (В.П.Глушко), НИИ-885 (М.С.Рязанский, Н.А.Пилюгин), НИИ-3 (В.К.Шебанин), НИИ-4 (А.И.Соколов), ЦИАМ, ЦАГИ (А.А.Дородницын, В.В.Струминский), НИИ-6, НИИ-125 (Б.П.Жуков), НИИ-137 (В.А.Костров), НИИ-504 (С.И.Карпов), НИИ-10 (В.И.Кузнецов), НИИ-49 (А.И.Чарин), Математический институт им. А.Н.Стеклова (М.В.Келдыш) и др. При выполнении темы был исследован широкий круг проблемных в то время вопросов и намечены пути их решения, доказана принципиальная возможность создания "составных" баллистических ракет с полезной нагрузкой 3-5т, работающих на компонентах "жидкий кислород - керосин", проведён детальный анализ схемы ракеты, её оптимальных параметров, числа ступеней, начальной массы, тяги двигателей и других характеристик.

Продолжением темы Н3 явилась тема Т-1 "Теоретические и экспериментальные исследования по созданию двухступенчатой баллистической ракеты с дальностью полёта 7000-8000км". Работы проводились согласно Постановлению Совета Министров СССР от 13 февраля 1953г. В рамках этой темы была осуществлена разработка эскизного проекта двухступенчатой баллистической ракеты дальнего действия массой до 170т с отделяющейся головной частью массой 3т на дальность 8 тыс. км. Однако в октябре 1953 г. по указанию заместителя Председателя Совета Министров СССР В.А.Малышева масса головной части в проекте была увеличена до 5500кг (к тому времени еще не была решена проблема создания термоядерных зарядов с высокой удельной мощностью) при сохранении дальности полёта, в связи с чем требовалась серьёзная переработка проекта (так как с головной частью такой массы спроектированная ракета могла обеспечить дальность не более 5500 км).

В январе 1954 г. состоялось совещание Главных конструкторов (С.П.Королев, В.П.Бармин, В.П.Глушко, Б.М.Коноплев, В.И.Кузнецов, Н.А.Пилюгин) с участием М.И.Борисенко, К.Д.Бушуева, С.С.Крюкова и В.П.Мишина, на котором обсуждался вопрос о дальнейших работах по ракете в связи с увеличением массы головной части. На совещании было принято решение об использовании двигателя сравнительно небольших размеров унифицированного для всех блоков, ограничении габаритов блоков, допускающих их транспортирование железнодорожным транспортом. Из-за условий эксплуатации было решено отказаться от привычного стартового стола и создать системы наземного оборудования с нетрадиционным способом подвески ракеты на специальных отбрасываемых фермах, что позволило снизить нагрузки на нижнюю часть ракеты и уменьшить её массу. Для обеспечения заданной точности стрельбы разброс импульса последействия тяги двигателей должен был быть в строго фиксированном диапазоне, однако, на стадии эскизного проектирования ОКБ-456 не сумело решить этот вопрос. Тогда было решено в качестве управляющих органов впервые использовать рулевые камеры, которые обеспечивали бы конечную ступень тяги после выключения основного маршевого двигателя и требуемый импульс последействия. Вследствие отказа В.П.Глушко разрабатывать рулевые двигатели эта работа была поручена С.П.Королевым начальнику отдела ОКБ-1 НИИ-88 М.В.Мельникову (позже, при создании на базе Р-7 ракет-носителей, использовались рулевые двигатели, разработанные в ОКБ-456).

20 мая 1954г. было принято совместное Постановление Совета Министров СССР и ЦК КПСС по разработке двухступенчатой баллистической ракеты Р-7 (8К71). Постановлением были определены: головной разработчик ОКБ-1 НИИ-88 и соисполнители: ОКБ-456 (двигатели), НИИ-885 (системы управления), ГСКБспецмаш (наземное оборудование), НИИ-10 (гироприборы), КБ-11 (специальный заряд) и НИИ-4 МО (полигонные испытания). Постановлением от 28 июня 1954г. "О плане НИР по специальным изделиям" были уточнены содержание, порядок и сроки работ по ракете Р-7. В приказе Министра оборонной промышленности от 6 июля 1954г. особо подчеркивалось, что создание ракеты Р-7 является задачей государственной важности и все работы должны завершиться в указанные сроки. Возглавлявший ОКБ-1 НИИ-88 С.П.Королёв получил широкие полномочия на привлечение не только специалистов различных отраслей промышленности, но и на использование необходимых материальных ресурсов. Эскизный проект по ракетному комплексу Р-7 был готов уже в середине июля 1954г. Такие стремительные темпы были во многом обеспечены за счёт использования задела по теме Т-1.

20 ноября 1954 г. представленный эскизный проект ракеты Р-7 (8К71) был одобрен Советом Министров СССР. В ноябре 1954 г. в ОКБ-1 состоялось совещание с участием К.Н.Руднева, В.П.Бармина, Н.А.Пилюгина, М.С.Рязанского и представителей заказчика. На совещании было рассмотрено предложение ОКБ-1 по сборке пакета ракеты не вертикально на стартовом сооружении, как это предусматривалось в проектных проработках, а горизонтально в монтажном корпусе c последующим подвешиванием в собранном виде в стартовой системе за силовые узлы на боковых блоках. Предложение было встречено неоднозначно: нужно было ломать уже налаженный механизм организации работ, однако доводы в пользу предложения были настолько весомыми, что все сомнения отпали сами собой. 20 марта 1956 г. было принято Постановление Совета Министров СССР о мероприятиях по обеспечению испытаний ракеты Р-7 и других мерах, создающих благоприятные условия для её разработки. Резко возрос темп работ по отработке ракеты Р-7, а с ним и нагрузка на исполнителей, для которых были введены аккордная оплата труда и дополнительное премирование.

Кроме рабочей документации на штатную ракету была создана документация на полноразмерные макеты для экспериментальной отработки всех систем ракеты. В 1956 г. было изготовлено по два комплекта блоков А (центрального) и Б (одного из боковых) для стендовых испытаний и три макетных образца для наземных испытаний. Одновременно был изготовлен первый лётный образец, заводские контрольные испытания которого проводились в филиале №2 НИИ-88 (впоследствии НИИ-229). Несмотря на все трудности, первый лётный образец ракеты Р-7 уже в конце 1956 г. был отправлен на полигон. Во второй половине 1956 г. было принято решение о подключении к серийному изготовлению ракеты Р-7 Куйбышевского авиационного завода "Прогресс" (А.Я.Линьков). Первые ракеты на заводе "Прогресс" собирались из деталей и узлов, изготовленных на заводе №88. В дальнейшем при заводе "Прогресс" был организован филиал ОКБ-1 во главе с заместителем Главного конструктора Д.И.Козловым.

Новизна конструкции ракеты, новые принципы построения пусковой установки потребовали проведения значительного объёма экспериментальной отработки систем ракеты и ракеты в целом. Требовалось провести и обучение служб вновь создаваемого полигона. В этих целях создается комплексная программа испытаний, включающая:

  • Испытания разработанной системы радиоуправления ракеты Р-7 в реальных условиях полета на ракете Р-5Р. Взамен головной части на ракете Р-5Р устанавливался контейнер с бортовой аппаратурой Р-7. С 31 мая по 15 июня 1956 г. было проведено три успешных пуска ракеты Р-5Р.
  • Испытания в реальных условиях полёта системы регулирования ракеты Р-7 в составе: системы одновременного опорожнения баков центрального блока, системы регулирования кажущейся скорости; системы нормальной и боковой стабилизации, телеметрической системы "Трал" и системы контроля "Факел". Отработка проводилась на ракете М5РД на ГЦП в два этапа по пять пусков на каждом (первый этап с 16 февраля по 23 марта 1956г., второй - с 20 июля по 18 августа 1956г.). Результаты испытаний были оценены как "положительные".
  • Отработка безударного выхода ракеты из стартовой системы, на Ленинградском металлическом заводе (ЛМЗ). На ЛМЗ имелись бетонированные колодцы диаметром 19м, предназначенные в свое время для изготовления орудийных башен, и два 300-тонных крана. Эти испытания позволили осуществить контрольную сборку и проверить функционирование всех систем и агрегатов новой пусковой установки (ПУ) "Тюльпан", проверить безударный выход ракеты из ПУ. Испытания проводились с макетно-технологическим образцом ракеты Р-7СН, который позволял осуществлять заправку баков водой с антикоррозийной присадкой. Для этого ракета устанавливалась в пусковую установку, заправлялась до стартовой массы и поднималась (имитация старта) двумя кранами на специальной траверсе, закреплённой за силовые головки боковых блоков. При этом измерялись скорость движения и углы отходящих от ракеты элементов пусковой установки (нижних направляющих), опорных ферм, кабель-мачты и т.д. Обработка проведенных измерений путём пересчёта опытных данных, несмотря на недостаточную полноту имитации старта (различие в скоростях выхода ракеты из пускового устройства и другие параметры), позволила сделать вывод о безударном выходе ракеты из пускового устройства при реальном пуске. На Ленинградском металлическом заводе (ЛМЗ) также были отработаны технология сборки ракеты из транспортабельных блоков в "пакет", методика и технология установки ракеты на пусковую установку, передачи её массы на опорные фермы, вертикализация и разворот ракеты на заданный угол. Испытания проводились с июня по сентябрь 1956г., после чего пусковая установка и ракета Р-7СН были разобраны для отправки их на полигон. В начале декабря 1956г. ракета Р-7СН прибыла на полигон.
  • Огневые испытания ракетных блоков и ракеты в целом (с июля 1956г. по март 1957г.) на стендовой базе филиала №2 НИИ-88. Испытания включали холодные испытания одиночных блоков с целью отработки режимов заправки и подпитки баков жидким кислородом и азотом, получения данных по температурным режимам в баках, топливных магистралях и отсеках блоков, а также огневые испытания одиночных блоков с целью проверки режимов запуска и работы маршевых и рулевых двигателей в составе двигательной установки, проверки работоспособности систем питания двигателей, получения данных по температурным и вибрационным нагрузкам на элементы конструкции блоков, проверку реальных динамических характеристик аппаратуры автомата стабилизации и систем регулирования кажущейся скорости и опорожнения баков. Было проведено пять огневых испытаний трёх боковых блоков (15 августа, 1 и 24 сентября, 11 октября и 3 декабря 1956г.), три испытания центрального блока (27 декабря 1956г. (блок 2ЦС), 10 и 26 января 1957г. (блок 1ЦС)) и огневые испытания двух собранных в "пакет" ракет (20 февраля - "пакет" 2С, 30 марта 1957 г. - "пакет" 4СЛ - лётный вариант). Огневые испытания всех трёх боковых блоков прошли удовлетворительно. Двигательные установки запускались в соответствии с заданной циклограммой. При подготовке к огневым испытаниям первого центрального блока после заправки кислородом произошла авария: из-за гидроударов была разрушена тоннельная труба подачи кислорода в двигатель. Причиной аварии стал перегрев жидкого кислорода в тоннельной трубе из-за её большой длины. Для устранения этого недостатка был введён постоянный проток кислорода из нижней точки трубопровода на выброс, который впоследствии был заменен системой циркуляции. После ремонтно-восстановительных работ испытания были продолжены и дали положительные результаты. Первое испытание ракеты продолжалось всего 20с за счёт уменьшения заправки компонентами топлива. При последующих испытаниях время работы двигательных установок всех блоков соответствовало времени их работы при полёте, а бортовой системой управления полётом производилось отклонение рулевых камер на максимальные углы. Параллельно с огневыми испытаниями на специальном стенде была отработана отстыковка наземных коммуникаций и технология обслуживания хвостовых отсеков ракеты на старте, по результатам которых была откорректирована эксплуатационная документация.
  • Отработка кабины обслуживания пусковой установки и проверка её сопряжения с хвостовыми отсеками блоков ракеты. Эти работы проводились в филиале №2 НИИ-88. Их целью была проверка работы всех механизмов кабины обслуживания, методики её развертывания и отвода в нишу, а также проверка возможности и удобства обслуживания хвостовых отсеков ракеты с площадок кабины. Для этого была собрана специальная установка, которая включала реальную кабину обслуживания и макеты хвостовых частей блоков ракеты. В процессе испытаний кабина многократно выдвигалась из ниши, поднимались её площадки, раскладывались и подсоединялись к хвостовым отсекам ракеты заправочные шланги, а также складывание и эвакуация кабины в нишу. По окончанию этих работ кабина была отправлена на полигон для монтажа на стартовой системе.
  • Отработка системы отделения боковых блоков ракеты от центрального блока на специальной установке в филиале №2 НИИ-88. Целью этих работ было определение реальных характеристик и параметров системы разделения блоков. Результаты измерений показали, что система разделения функционирует нормально и её параметры не превышают проектных значений.
  • Отработка технологии подготовки ракеты к пуску и взаимодействия служб полигона. В декабре 1956 г. на полигон прибыла первая ракета Р-7СН для примерочных и отладочных работ. Программа этих работ как часть общей комплексной программы испытаний ракеты Р-7 предусматривала проведение:
    • на технической позиции - полного объёма всех механосборочных работ с ракетой, проверку герметичности всех магистралей ракеты, проверку удобства обслуживания систем ракеты с агрегатов наземного оборудования и отработку технической документации на подготовку ракеты и обучения расчётов;
    • на стартовой позиции - транспортирование ракеты, её подъём в вертикальное положение и установку на пусковое устройство, вертикализацию и прицеливание, подключение к ракете всех пневмо- и гидрокоммуникаций, заправку ракеты компонентами топлива, газами и проведение всех предстартовых операций (опускание ферм обслуживания, отвод кабины обслуживания в нишу), отстрел пневмо- и гидроколодок от ракеты, слив компонентов топлива и эвакуацию ракеты со стартовой позиции, отработку технической документации и обучение боевых расчётов. При этих работах контролировались готовность к работе всех служб полигона. Испытания проводились в декабре 1956 г. - феврале 1957 г.

В декабре 1956 г. были произведены самолётные облёты всех пунктов полигонного измерительного комплекса, расположенных вдоль трассы полёта и в районе падения головной части. В марте 1957 г. на техническую позицию полигона прибыла первая ракета Р-7 (№5) для проведения ЛКИ. Процесс подготовки ракеты предусматривал электропневмоиспытания каждого блока, проверку соосности блоков ракеты после транспортирования, сборку пакета, проведение электро- и пневмоиспытаний ракеты в целом (автономные и комплексные испытания), установку ответных пневматических и гидравлических колодок на блоки ракеты для подсоединения на стартовом комплексе наземных магистралей, перекладку "пакета" на установщик и пристыковку головной части. По сравнению с ранее разработанными "изделиями" (ракеты Р-1, Р-2, Р-5, Р-11) объем и сложность программы испытаний были беспрецедентными.

10 апреля 1957 г. состоялось первое заседание Государственной комиссии по проведению лётных испытаний, утвержденной Советом Министров СССР 31 августа 1956 года, в составе В.М.Рябикова (председатель), М.И.Неделина (заместитель председателя), С.П.Королева (технический руководитель), В.П.Бармина, В.П. Глушко, В.И.Кузнецова, А.Г.Мрыкина, Н.А.Пилюгина, М.С.Рязанского (заместители технического руководителя), С.М.Владимирского, А.И.Нестеренко, Г.Н.Пашкова, И.Т.Пересыпкина и Г.Р.Ударова. С.П.Королев на заседании комиссии доложил о результатах проведенной экспериментальной отработки и о подготовке ракеты Р-7 к началу лётных испытаний. Весомыми аргументами о готовности ракеты к лётным испытаниям были положительные результаты огневых стендовых испытаний блоков и ракеты в целом. В своем докладе С.П.Королев затронул также вопрос о структуре испытательных расчётов и их персональном составе, о схеме контроля ответственных операции подготовки ракеты к пуску ("исполнитель-контролер испытательного управления - контролер Главного конструктора"), которая в дальнейших работах, особенно при подготовке пилотируемых космических комплексов, нашла широкое применение. Перед лётными испытаниями стояли задачи проверки правильности принципиальных решений, заложенных в конструкцию ракеты, двигателей, системы управления, комплекса наземного оборудования, их доводки и отработки в лётных условиях, получения и накопления опытных данных по дальности и кучности при пусках на расчётную дальность порядка 6300км, а также опытных данных по всем системам и агрегатам ракеты, комплексу наземного оборудования и измерительным средствам. Исходя из этих задач, целями первых пусков были отработка техники старта, динамики управляемого полёта 1 ступени и процесса разделения ступеней, а последующих - проверка и отработка системы радиоуправления, динамики полёта 2 ступени и движения головной части до цели. Кроме того, две ракеты из двенадцати, предназначенных для лётно-конструкторских испытаний, после соответствующих доработок были использованы для запуска первых двух искусственных спутников Земли типа "ПС" ("Простейший Спутник").

Второй этап начался 5 мая 1957 г., когда ракета Р-7 №5 была вывезена на стартовую позицию. Работы по подготовке ракеты к пуску на стартовой позиции, учитывая новизну и ответственность, были разбиты на несколько дней, в частности заправка ракеты компонентами топлива предусматривалась на восьмой день. Первый пуск состоялся 15 мая 1957г. в 19 ч 01 мин по московскому времени. По визуальным наблюдениям полёт протекал нормально до 60с, затем в хвостовом отсеке стали заметны изменения в пламени истекающих газов из двигателей. Обработка телеметрической информации показала, что на 98с полёта отвалился боковой блок Д и ракета потеряла устойчивость. Причиной аварии явилась негерметичность топливной магистрали горючего. Несмотря на неудачу, этот пуск позволил получить опытные данные по динамике старта и управляемому полёту 1 ступени.

Второй пуск, назначенный на 11 июня 1957 г., не удался, несмотря на три попытки: при первых двух попытках из-за примерзания тарели главного кислородного клапана блока В происходил сброс схемы запуска, на третьей попытке произошло аварийное выключение двигательных установок на режиме предварительной ступени из-за ошибки, допущенной на технической позиции при установке клапана азотной продувки магистрали окислителя центрального блока. Ракета была снята с пускового устройства и возвращена на техническую позицию.

Третий пуск состоялся 12 июля 1957 г. в 15 ч 53 мин. На 33с полёта ракета потеряла устойчивость. Причиной аварии оказалось замыкание на корпус цепей управляющего сигнала интегрирующего прибора по каналу вращения.

Четвёртый пуск 21 августа 1957 г. в 15 ч 25 мин оказался успешным, и ракета впервые достигла района цели. Основным недостатком этого пуска явилось разрушение головной части в плотных слоях атмосферы на нисходящем участке траектории, причём экспериментальных данных о причинах этого разрушения получено не было, так как телеметрические записи прекратились за 15-20с до падения головной части. Анализ упавших элементов конструкции головной части позволил установить, что разрушение началось с наконечника головной части, и одновременно уточнить величины уноса её теплозащитного покрытия. Это позволило доработать документацию на головную часть, уточнить компоновку, конструкторские и прочностные расчёты и изготовить её в кратчайшие сроки для очередного пуска. В средствах массовой информации 27 августа 1957 г. было опубликовано сообщение ТАСС, что в Советском Союзе была испытана межконтинентальная баллистическая ракета.

Пятый пуск ракеты Р-7 7 сентября 1957 г. в основном подтвердил результаты предыдущего пуска.

Положительные результаты полёта ракет на активном участке траектории позволили использовать их для запуска первых двух искусственных спутников Земли (типа "ПС"). В качестве их носителей были использованы ракеты №№ 1ПС и 2ПС, которые были доработаны с учетом решаемых задач. В целом выведение двух первых искусственных спутников Земли было решено успешно: 4 октября 1957 года на орбиту ИСЗ был выведен первый искусственный спутник Земли, а 3 ноября того же года на орбиту ИСЗ был выведен спутник с первым живым существом на орбите - собакой по кличке Лайка. Ракета Р-7 на долгие годы стала "рабочей лошадкой" отечественной космонавтики. Это была не только первая межконтинентальная ракета, но и первая ракета-носитель. РН на основе МБР Р-7 без дополнительных верхних ступеней получила название "Спутник". По результатам первых шести запусков ракеты Р-7 были доработаны головная часть (заменена новой) и система её отделения, применены щелевые антенны телеметрической системы "Трал" и др., эффективность которых была подтверждена последующими пусками. Лётно-конструкторские испытания второго этапа были завершены пусками ракет Р-7 24 мая и 10 июля 1958г., при этом впервые полностью успешно прошёл пуск ракеты Р-7 29 марта 1958г, ракета была оснащена прототипом штатной ГЧ М1-6А. Программа лётно-конструкторских испытаний экспериментальных ракет Р-7 в основном была выполнена. Получены опытные данные, показывающие правильность основных принципиальных решений, заложенных в конструкцию ракеты, двигателей и систему управления. Отработаны техника старта, динамика управляемого полёта на 1 и 2 ступенях, система радиоуправления и отделения головной части. Проверены и реализованы мероприятия по обеспечению достижения головной частью цели. Получены опытные данные по действительной траектории полёта на заданную дальность, принятые гарантийные запасы компонентов топлива достаточны. Однако полученные данные по рассеиванию были недостаточны для полной оценки кучности, хотя предварительная оценка показала, что рассеивание не превышает пределов, принятых при проектировании. Полученные данные по упругим колебаниям конструкции и давлений в двигательных установках с частотой 10-13 Гц на 1 ступени полёта, было недостаточно для исчерпывающего ответа на этот вопрос.

В целом ракета Р-7 с учетом устранения в установленные сроки замечаний и недостатков, выявленных и не устраненных в процессе испытаний, допускалась к очередному этапу лётных испытаний. Целью этих испытаний были проверка основных лётных и эксплуатационных характеристик МБР Р-7 (конструкции третьего этапа) требованиям Постановления от 20 мая 1954 г.; проверка правильности и достаточности конструктивных решений, принятых по результатам ЛКИ ракет Р-7 второго этапа и определяющих надёжность ракет, заданную дальность и точность стрельбы, и выдача рекомендаций о возможности принятия конструкции третьего этапа на вооружение Советской Армии.

Совместные лётные испытания проводились с 24 декабря 1958г. по 27 ноября 1959 г. Испытаниям подверглись 16 ракет, из которых восемь были изготовлены уже на серийном заводе "Прогресс". Испытаниям предшествовали контрольные огневые стендовые испытания специальной сборки, состоящей из центрального и одного бокового блока, прошедшие в августе-ноябре 1958г. на стендах филиала №2 НИИ-88. Испытание 17 ноября 1958г., на котором боковой блок был закреплён по схеме "пакет", подтвердили эффективность мероприятий по исключению резонансных колебаний в контуре "упругая конструкция - двигательная установка", которые ранее приводили к разрушению ракеты. На ракетах третьего этапа был ликвидирован межбаковый приборный отсек на центральном блоке (приборы разместили в едином блоке в верхней части блоков), введены рулевые двигатели повышенной тяги и улучшенной схемы их питания, СОБИС вместо СОБ (для одновременного опорожнения всех баков на каждом блоке и синхронизации их опорожнения в заданных пределах), изменены условия наддува баков и применен ряд других конструктивных усовершенствований. Из 16 запущенных ракет 10 достигли цели с заданной точностью, две ракеты превысили дальность из-за отклонений в работе системы управления, одна ракета не долетела до цели 28км из-за ненормальной работы системы наддува трубопровода окислителя на конечной ступени, одна ракета перелетела цель на 16,8 км из-за неустойчивой работы системы радиоуправления и две ракеты прекратили полёт из-за отклонений в работе двигательной установки.

 

]]>Р-7 на стартовой позиции]]>

Одновременно с проведением ЛКИ осуществлялись запуски космических ракет-носителей (РН "Спутник" и новой РН "Восток", с третьей ступенью (блок Е)) на базе ракет Р-7 третьего этапа (май 1958г. - ноябрь 1959г.). На орбиту ИСЗ был выведен новый советский спутник рекордной массой 1327кг, снабженный большим количеством научной аппаратуры. РН "Восток" обеспечила в 1959 году отправку к Луне автоматических межпланетных станций.

Кроме этого, при разработке РН "Восток" удалось решить весьма важные научно-технические проблемы: запуск ракетных двигателей в вакууме и невесомости или знакопеременных нагрузках. Впоследствии РН "Восток" обеспечила 12 апреля 1961 году запуск первого в мире космического корабля "Восток-1", который пилотировал первый космонавт, гражданин СССР Юрий Алексеевич Гагарин. Были созданы усовершенствованные РН "Восход" и "Союз" (с новой более мощной третьей ступенью "блок И") и "Молния" (с третьей ступенью "блок И" и новой четвертой ступенью "блок Л"), с помощью которых было совершено немало новых достижений как в пилотируемой, так и в автоматической космонавтике. Таким образом, РН на базе МБР Р-7 подняли авторитет СССР на небывалую высоту. Новые модификации РН "Союз" работают до сих пор, став самой надежной ракетой в истории космонавтики. Значительная роль в модернизации ракет типа Р-7 принадлежит Куйбышевскому (ныне - Самара) филиалу ОКБ-1, а затем ЦСКБ (Д.И. Козлов) и заводу "Прогресс", изготавливающему эти ракеты. Четвёртую ступень "блок Л" с 1965 года курировали и изготавливали в НПО им. Лавочкина.

Смотрите на нашем сайте галерею Памятник стартовой площадке с ракетой-носителем "Восток" на территории Всероссийского выставочного центра (ВВЦ) (г.Москва).

Особый интерес представляет создание термоядерной головной части для ракеты Р-7. Первоначально МБР предполагалось оснастить термоядерным зарядом типа РДС-6с (первый в мире годный к боевому применению термоядерный заряд и первый отечественный термоядерный заряд, выполнен по одностадийной схеме, авторы идеи - сотрудник КБ-11 А.Д. Сахаров и сотрудник ФИАН СССР В.Л. Гинзбург - см. ]]>фото]]>). При этом необходимо было исключить применение в этом заряде дейтерида-тритида лития из-за дефицитности трития и существенного ухудшения эксплуатационных характеристик заряда в случае использования трития. Также необходимо было увеличить энерговыделение заряда.

Однако оценки показали, что заряд типа РДС-6с с требуемой мощностью будет иметь чрезвычайно большие массу и габариты. Поэтому было принято решение исследовать возможность увеличения мощности заряда РДС-6с в его бестритиевом варианте за счет применения дополнительной значительной массы делящихся материалов. Этому заряду было присвоено обозначение РДС-6сД. В ходе его разработки постепенно становилось ясным, что на пути использования физической схемы заряда РДС-6с не может быть решена проблема создания высокоэффективного термоядерного боеприпаса необходимой мощности.

Разработка мощных термоядерных зарядов по новой двухстадийной схеме позволила отказаться от пути их создания по одностадийной схеме - двухстадийная схема термоядерных зарядов позволяла резко поднять удельную мощность боеприпасов, т.е. отношение мощности боеприпаса к его массе. Разработанный заряд РДС-37 (заряд для первой отечественной двухстадийной термоядерной бомбы, выполненный на основе идеи "ядерной имплозии", авторы идеи - сотрудники КБ-11 В.А. Давиденко и А.П. Завенягин - см. ]]>фото]]>), хотя и удовлетворял по уровню энерговыделения требованиям, предъявленным к боевому оснащению МБР Р-7, требовал серьезной модернизации. Разработка нового заряда с самого начала стала носить острый конкурентный характер между вариантами, разрабатываемыми в двух основных ядерных центрах страны- КБ-11 (ныне ВНИИЭФ, г. Саров) и НИИ-1011 (ныне ВНИИТФ, г. Снежинск). Например, только в 1956 г. КБ-11 провело в целях усовершенствования схемы заряда РДС-37 5 испытаний термоядерных устройств. Однако проблему решить не удалось, причем в трех испытаниях был получен отказ термоядерных узлов, что стало серьезным ударом, свидетельствовавшим о недостаточности имевшихся на тот момент времени представлений о процессах, происходивших в зарядах типа РДС-37.В это же время на базе конструкции РДС-37 разработкой мощных термоядерных зарядов занимался и НИИ-1011. В апреля 1957 г. НИИ-1011 на Семипалатинском полигоне провел испытания двух термоядерных зарядов, в целом показавших хорошие результаты. Испытания проводились со специально сниженным энерговыделением в интересах безопасности.

По результатам проведенных работ было принято следующее решение:

  1. "принять для носителя Р-7 заряд КБ-11, состоящий из термоядерного узла НИИ-1011 и первичного атомного заряда на базе РДС-4 (первый отечественный заряд для тактической ядерной авиабомбы - см. ]]>фото]]> );
  2.  испытания провести на полную мощность взрыва".

Заряд для ракеты Р-7 испытывался в корпусе авиабомбы. Ввиду расчетной высокой мощности термоядерного заряда и в соответствии с принятым решением о проведении полномасштабного испытания, взрыв проводился на Северном полигоне (архипелаг Новая Земля). 6 октября 1957 г. заряд в корпусе авиабомбы был сброшен с борта дальнего бомбардировщика Ту-16. Испытание завершилось полным успехом - полученная после обработки данных мощность взрыва термоядерного заряда составляла 2,9 Мт и превышала расчетную на 20%. После проведенного затем существенного усовершенствования заряда данного типа, в том числе и в направлении увеличения мощности взрыва (это было вызвано сравнительно низкой точностью первой МБР и вызвало снижение соответствующее снижение дальности за счет увеличения массы заряда), он был принят на вооружение в составе ракетного комплекса с МБР 8К71.

В процессе разработки конструкции ГЧ ракеты Р-7, кроме широкой наземной лабораторно-конструкторской отработки, были проведены летно-конструкторские испытания с целью определения состояния ее конструкции, температурного воздействия на нее, перемещений и деформаций узлов в условиях действия реальных перегрузок и температур при полете ГЧ. При летно-конструкторских испытаниях соответствующая телеметрическая информация передавалась на наземные регистрационные комплексы. Летные испытания показали сохранность целостности конструкции ГЧ и заряда, величины перегрузок, температурных воздействий и перемещений узлов конструкции были в пределах допустимых значений. В целом это позволило сделать вывод о высокой надежности ГЧ ракеты Р-7.

Однако уже в 1957 г. была завершена разработка, а в 1958 г. было проведено первое натурное испытание нового типа термоядерного заряда, получившего название "изделие 49". Идеологами этого проекта и разработчиками физической схемы заряда были сотрудники КБ-11 Ю.А. Трутнев и Ю.Н. Бабаев. Особенность нового заряда состояла в том, что при использовании основных принципов заряда РДС-37 в нем удалось:

  • существенно уменьшить габаритные параметры за счет нового оригинального решения задачи переноса рентгеновского излучения, определяющего имплозию термоядерного узла;
  •  упростить "слоеную" структуру термоядерного узла, что оказалось чрезвычайно важным практическим решением.

По условиям адаптации к конкретным носителям "изделие 49" разрабатывалось в меньшей габаритно-весовой категории по сравнению с зарядом РДС-37, однако его удельное объемное энерговыделение оказалось в 2,4 раза больше. "Первичный атомный заряд" (по классификации того времени, в настоящее время используется обозначение первичный ядерный узел или триггер) для "изделия 49" был испытан автономно еще в 1957 г. При его разработке удалось существенно, в 1,5 раза, уменьшить размер узла, обеспечив при этом его достаточно высокое энерговыделение. В 1958 г. КБ-11 провело 8 испытаний устройств, созданных на основе "изделия 49", их энерговыделение находилось в пределах от 0,2 до 2,8 Мт.

Как результат проведенных работ, в конце 1958 г. КБ-11 был испытан новый термоядерный заряд по схеме "изделия 49" для оснащения усовершенствованной МБР Р-7А (см. ]]>фото]]>). По сравнению с зарядом, разработанным ранее для оснащения МБР Р-7, при сохранении уровня энерговыделения были радикально уменьшены массогабаритные параметры заряда (к примеру, диаметр заряда был уменьшен в 1,75 раза). В качестве первичного атомного заряда использовался заряд с газовым тритиево-дейтериевым бустингом (усилением реакции деления "термоядерными" нейтронами). Модифицированный по результатам испытаний термоядерный заряд был позднее принят на вооружение в составе комплекса с ракетой Р-7А.

Постановлением Совета Министров СССР от 20 января 1960 г. межконтинентальная баллистическая ракета Р-7 (8К71) была принята на вооружение Советской Армии. Однако еще в ходе работ над ракетой Р-7 стало ясно, что ракета имеет потенциал для совершенствования. Так, с 24 декабря 1959 г. начались лётно-конструкторские испытания улучшенной ракеты Р-7А (8К74) с головной частью новой конструкции (новый, более легкий термоядерный заряд 46А, удовлетворявший, помимо массогабаритных характеристик, всем траекторным воздействиям и эксплуатационным требованиям) и с усовершенствованной системой радиоуправления. Дальность полёта ракеты существенно увеличилась. Были применены массосберегающие технологии. Упрощена была и методика подготовки ракеты к пуску. Задание на разработку новой ракеты ОКБ-1 получило 2 июля 1958г., когда было утверждено соответствующее Постановление Совета Министров СССР. В ходе ЛКИ было испытано восемь ракет, из которых семь свою задачу выполнили. Ракета Р-7А была принята на вооружение 12 сентября 1960г., заменив собою ракету Р-7. Согласно имеющимся данным, ракета Р-7 непосредственно на боевом дежурстве никогда не стояла, в отличие от Р-7А (последняя была снята с вооружения в 1968г.; максимальное количество МБР этого типа, одновременно стоявших на боевом дежурстве - не более 5 штук). Но добиться заметного улучшения боевых и эксплуатационных характеристик у Р-7А по сравнению с Р-7 не удалось. Очень быстро стало ясно, что Р-7 и её модификация не могут быть поставлены на боевое дежурство в массовом количестве. Для базирования этих ракет с января 1957г. началось строительство боевой стартовой станции (объект "Ангара") в районе посёлка Плесецк (Архангельская область, РСФСР).

Летом 1959 года впервые в Вооруженных Силах самостоятельно на объекте "Ангара" проведен учебно-боевой пуск со стартовой позиции. 31 декабря 1959 года первый ракетный комплекс с МБР Р-7А был поставлен на боевое дежурство (часть полковника Г. Михеева). Перед стартом ракету доставляли с технической позиции на железнодорожном транспортно-установочном лафете и устанавливали на массивное пусковое устройство. Весь процесс предстартовой подготовки длился более двух часов. Ракетный комплекс получился громоздким, уязвимым и очень дорогим и сложным в эксплуатации. К тому же в заправленном состоянии ракета могла находиться не более 30 суток. Для создания и пополнения необходимого запаса кислорода для развернутых ракет нужен был целый завод. Комплекс имел низкую боевую готовность (готовность к пуску составляла не менее 7 часов). Недостаточной была и точность стрельбы. Ракета данного типа не годилась для массового развертывания. Всего на объекте "Ангара" было построено четыре стартовых сооружения (площадка №41 "Лесобаза", площадка №16, площадка №43 (2-а комплекса)). Еще два имелись на полигоне "Тюра-Там" (площадка №1 "Гагаринский старт", площадка №31), но только один из двух (№31) мог использоваться для полноценного боевого дежурства МБР. Все пять стартовых комплексов были приняты на вооружение к июлю 1961г. Согласно имеющимся данным, в начале 60-х годов были проведены ЛКИ МБР Р-7А, оснащенной легким боезарядом уменьшенной мощности (максимальная дальность достигала 12000 км), но данная модификация не была запущена в серийное производство.

Вместе с тем, несмотря на все недостатки Р-7 / Р-7А, одно лишь наличие этих ракет на вооружении, пусть и в малом количестве, было недвусмысленным сигналом для сторонников агрессии против СССР - стало ясно, что от заслуженного возмездия в случае развязывания войны уйти уже не удастся. Кроме того, разработка этих ракет свидетельствовала о том, у СССР существует соответствующая научно-техническая, промышленная и кадровая база, на основе которой в скором будущем будут разработаны более совершенные образцы ракет различного класса, что и было продемонстрировано.

Задуманная и эксплуатировавшаяся как боевая, ракета Р-7 имела надёжную и удачную конструкцию, обладала энергетическими возможностями, позволяющими вывести в космос (на околоземную орбиту) полезную нагрузку значительной массы. Поэтому после успешных пусков 8К71 как баллистической ракеты, она была использована в 1957 году для запуска первых в мире искусственных спутников Земли. С тех пор ракеты-носители семейства Р-7 активно применяются для запуска космических аппаратов различного назначения, а с 1961 года эти ракеты-носители широко используются и в пилотируемой космонавтике. Надёжность и удачность конструкции позволило создать на её основе целое семейство ракет-носителей. Трудно переоценить вклад "семёрки", но ещё труднее представить дар предвидения С. П. Королёва, заложившего на многие десятилетия фундамент для отечественной космонавтики. Всего с 1957 года к середине 2010 года запущено уже более 1800 ракет, базирующихся на конструкции Р-7, из которых более 97 % — успешно. На базе уже проверенных РН "Союз-У" и "Союз-У2" разработана значительно усовершенствованная РН "Союз-2", которая будет применяться не только с традиционных стартовых площадок - полигонов "Байконур" и "Плесецк" - но и с территории космодрома Европейского космического агентства "Куру" (Французская Гвиана, Южная Америка). Ракеты, основанные на конструкции Р-7, будут применяться еще много лет и несколько потеснить их сможет лишь создаваемое российской кооперацией производителей для замены РН типа "Союз" и "Протон" семейство перспективных РН "Ангара", однако начало "смены поколений" вряд ли стоит ожидать ранее конца второй половины 2010-х годов.

На Западе ракета 8К71 (Р-7) получила обозначение SS-6 mod.1 Sapwood, а 8К74 (Р-7А) - SS-6 mod.2 Sapwood.

Состав

]]>Двигатель ракеты Р-7]]>Конструкция ракеты Р-7 (см. ]]>схему]]>) принципиально отличалась от всех ранее разработанных ракет своей компоновочной и силовой схемами, габаритами и массой, мощностью двигательных установок, количеством и назначением систем и т.п. Она была выполнена по "пакетной" схеме и состояла из четырёх одинаковых боковых ракетных блоков (каждый длиной 19 м и наибольшим диаметром 3м) , которые крепились к центральному блоку верхним и нижним поясами силовых связей. Конструкция всех блоков была одинакова и включала опорный конус, топливные баки, силовое кольцо, хвостовой отсек и двигательную установку. На каждом блоке первой ступени устанавливались ЖРД РД-107 (8Д74) конструкции ОКБ-456 с насосной подачей компонентов топлива. РД-107 (см. ]]>фото]]>) был выполнен по открытой схеме и имел шесть камер сгорания. Две из них использовались как рулевые. Центральный блок ракеты состоял из приборного отсека, баков для окислителя и горючего, силового кольца, хвостового отсека, маршевого двигателя и четырёх рулевых агрегатов. Топливные баки всех блоков были "несущими". Двигатели всех пяти блоков начинали работать с Земли. При разделении ступеней боковые двигатели выключались, а центральная часть продолжала полёт, являясь 2-й ступенью.

Рулевые двигатели с углами качания, совмещенными с магистралями подвода компонентов топлива, отбираемых за турбонасосным агрегатом основного двигателя имели тягу 2,5тс. На каждом боковом блоке устанавливались по два рулевых двигателя, а на центральном блоке - четыре. Создание рулевого двигателя потребовало решения многих научно-технических проблем и новых конструкций, нашедших применение и дальнейшее развитие в последующих разработках. К их числу относятся камера сгорания, работающая на топливе "жидкий кислород и керосин Т-1", охлаждаемая керосином и имеющая высокие для того времени энергетические и массовые характеристики; герметичные поворотные узлы, совмещенные с магистралями подвода компонентов топлива, обеспечивающие качание камеры сгорания на угол 45 градусов и имеющие малые моменты трения; пироклапан, работающий в жидком кислороде, позволивший существенно уменьшить импульс тяги последствия; пирозажигательное устройство для жидкого топлива при запуске камеры сгорания.

На второй ступени устанавливался ЖРД РД-108 (8Д75) (см. ]]>фото]]>), аналогичный по конструкции с РД-107, но отличавшийся большим числом рулевых камер. Он развивал тягу у земли до 75 т и работал дольше, чем ЖРД боковых блоков. Для всех двигателей использовалось двухкомпонентное топливо: окислитель — жидкий кислород, горючее — керосин Т-1. Для обеспечения работы турбонасосных агрегатов ракетных двигателей, применялась перекись водорода, а для наддува баков — жидкий азот. Чтобы достичь заданной дальности полёта, конструкторы установили автоматическую систему регулирования режимов работы двигателей и систему синхронного опорожнения баков (СОБ), что позволило сократить гарантийный запас топлива. Конструктивно-компоновочная схема Р-7 обеспечивала запуск всех двигателей при старте на земле с помощью специальных пирозажигательных устройств, установленных в каждую из 32 камер сгорания. Маршевые ЖРД ракеты имели высокие энергетические и массовые характеристики, а также высокую надёжность. Для своего времени они были выдающимся достижением в области ракетного двигателестроения.

Р-7 оснащалась комбинированной системой управления. Её автономная подсистема обеспечивала угловую стабилизацию и стабилизацию центра масс на активном участке траектории. Радиотехническая подсистема осуществляла коррекцию бокового движения центра масс в конце активного участка траектории и выдачу команды на выключение двигателей, что повышало точность стрельбы. Исполнительными органами системы управления являлись поворотные камеры рулевых двигателей и воздушные рули. Для реализации алгоритмов радиокоррекции были построены два пункта управления (основной и зеркальный), удаленных на 276 км от стартовой позиции и на 552 км друг от друга. Измерение параметров движения Р-7 и передача команд управления ракетой осуществлялась импульсной многоканальной линией связи, работающей в 3-х сантиметровом диапазоне волн кодированными сигналами. Специальное счётно-решающее устройство, находившееся на главном пункте, позволяло совершать управление по дальности полёта, оно давало команду выключения двигателя второй ступени, при достижении заданной скорости и координат.

Аппаратура автономного управления была очень громоздкой и размещалась, в основном, в межбаковом отсеке центрального блока в больших (высотой около 1 м) стойках - кассетах. Система управления включала автомат стабилизации, обеспечивающий нормальную и боковую стабилизацию, регулирования кажущейся скорости и радиосистему управления дальностью и направлением. При пакетной схеме, принятой для ракеты Р-7, нельзя было обойтись без регулирования двигательных установок. На первых порах решили ограничиться только самыми необходимыми системами, поэтому на центральном блоке установили систему регулирования одновременного опорожнения баков, ибо отсутствие такой системы приводило к большой потере дальности.

Головная часть ракеты Р-7, которая должна входить в плотные слои атмосферы со скоростью 7900 м/с (что в 2,5 раза больше скорости головной части ракеты Р-5), представляла собой конус с углом полураствора 110 градусов, длиной 7,2 м и массой 5500 кг.

Тактико-технические характеристики

  Р-7 (8К71) Р-7А (8К74)
Максимальная дальность стрельбы, км 8000 9500
Максимальная стартовая масса, т 283 276
Сухая масса ракеты с головной частью, т 27 -
Общая масса заправленного топлива ракеты, т более 250 250
Масса головной части, т 5,4 3,7
Мощность БЧ, Мт 5 3
Габариты, м:
            - длина ракеты
            - длина центрального блока ракеты
            - длина ГЧ
            - максимальный поперечный размер собранного пакета

33
19,2
3,5
10,3

31.4
-
-
10,3
Тяга маршевого двигателя первой ступени, тс:
            - у Земли
            - в вакууме

82
100

82
100
Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени, кгс•с/кг:
            - у Земли
            - в вакууме

252
308

252
308
Время работы первой ступени, с 120 -
Масса маршевого двигателя первой ступени, т 1,155 1,155
Тяга маршевого двигателя второй ступени, тс:
            - у Земли
            - в вакууме

75
94

75
94
Удельный импульс тяги маршевого двигателя второй ступени, кгс•с/кг:
            - у Земли
            - в вакууме

243
309

243
309
Время работы второй ступени, с 290 -
Масса маршевого двигателя второй ступени, т 1,25 1,25

Источники

 


  1. Голованов Я.К. Королев. Факты и мифы. — М.: Наука, 1994

  2. Губанов Б.И. Триумф и трагедия "Энергии". В 4 т. — Н.Н.: 2000

  3. Карпенко А.В., Уткин А.Ф., Попов А.Д. "Отечественные стратегические ракетные комплексы", - СПб.: Невский бастион-Гангут, 1999-288с.

  4. Андрюшин И.А., Чернышев А.К., Юдин Ю.А. "Укрощение ядра. Страницы истории ядерного оружия и ядерной инфраструктуры СССР" / С., С.: Красный Октябрь, 2003

  5. М.Первов "Межконтинентальные баллистические ракеты СССР и России". Краткий исторический очерк. / М.: 1998.

  6. Ершов Н.В. Обеспечение военнослужащими частей космического назначения первого полета человека в космос // Пятые Уткинские чтения: Труды Международной научн.-техн. конф./Балт. Гос. Техн. ун-т. – СПб, 2011. – С.360. (Библиотека журнала “Военмех. Вестник БГТУ”, №12).

  7. ]]>http://www.energia.ru]]>

  8. ]]>http://www.buran.ru]]>

  9. ]]>http://www.fas.org]]>

  10. ]]>http://www.astronautix.com]]>