Р-7 (8К71) — межконтинентальная баллистическая ракета
Р-7 (8К71) — межконтинентальная баллистическая ракета
Ракета Р-7 стала первой баллистической ракетой с межконтинентальной дальностью полета. Разработка эскизного проекта ракеты началась в рамках темы Т-1 «Теоретические и экспериментальные изыскания по, созданию двухступенчатой баллистической ракеты с дальностью полета 7000-8000 км». Начало работ по теме Т-1 было предусмотрено в правительственном постановлении от 13 февраля 1953 г. Первоначально предполагалось, что масса головной части, которая должна была снаряжаться обычным ядерным зарядом, составит 3 тонны. Однако в октябре 1953 г., вскоре после испытания первого термоядерного устройства, проектное задание было изменено и масса ГЧ увеличена до 5.5 тонн, из которых 3 тонны приходилось бы на боевой заряд (который теперь уже должен был быть термоядерным).
Видео баллистической ракеты Р-7
Для сохранения заданной дальности полета пришлось полностью перепроектировать ракету, увеличив ее стартовую массу со 170 до 280 тонн.
Постановление о разработке двухступенчатой баллистической ракеты, получившей обозначение Р-7 и индекс 8К71, было принято 20 мая 1954 г. Эскизный проект Р-7 был завершен уже в июле 1954 г., что объяснялось большим заделом работ по теме Т-1. 20 ноября 1954 г. эскизный проект был одобрен Советом Министров СССР. 20 марта 1956 г. было принято постановление о мероприятиях по обеспечению испытаний ракеты Р-7 и других мерах, создающих благоприятные условия для ее разработки.
Ракета Р-7 была выполнена по схеме с параллельным делением ступеней и состояла из одного центрального и четырех боковых ракетных блоков. Боковые блоки образовывали первую ступень, а центральный блок —вторую. При старте ракеты двигательные установки всех пяти блоков запускались одновременно. Такая схема, характерная для самых первых МБР СССР и США, уступает классической схеме с поперечным делением ступеней по массовому совершенству конструкции, но позволяет осуществлять запуск всех двигателей в контролируемых условиях и при нормальном атмосферном давлении.
Каждый из блоков был снабжен четырехкамерным маршевым жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) открытой схемы,3 работающем на жидком кислороде и керосине. Для управления движением ракеты впервые использовались не газовые рули, а специальные рулевые двигатели. На каждом из боковых блоков было установлено по 2 однокамерных рулевых двигателя, а на центральном — 4. Кроме этого, на хвостовых отсеках боковых блоков размещалось по одному небольшому воздушному рулю.
Ракета имела комбинированную систему управления (СУ), состоявшую из автономной СУ и системы радиоуправления. Автономная система обеспечивала угловую стабилизацию ракеты относительно центра масс и движение центра масс по заданной траектории на всем активном участке, а также синхронное опорожнение баков во всех блоках первой ступени. Система радиоуправления осуществляла коррекцию траектории полета в боковом и продольном направлениях и обеспечивала повышение точности стрельбы. Использование радиоуправления требовало сооружения пунктов радиоуправления на расстоянии нескольких сотен километров справа и слева от пусковой установки. При этом возможное направление пуска было ограничено сектором шириной 40°.
Стартовый комплекс ракеты представлял собой крупномасштабное сооружение с железобетонным столом, установленным над газоотводным котлованом глубиной до 40 м, подъездными железнодорожными путями и бункерами для размещения командного пункта и агрегатов стартового комплекса. Ракета подвешивалась в проеме стартового стола на четырех качающихся фермах.
Летные испытания ракеты 8К71 начались 15 мая 1957 г. По результатам пусков первых шести ракет (две из которых использовались в доработанном варианте для выведения на орбиту первых в мире искусственных спутников Земли) было принято решение о доработке головной части и системы ее отделения. В ходе первых пусков головная часть после отделения сталкивалась с корпусом ракеты и разрушалась при входе в атмосферу. После того как форма головной части была изменена с конической на коническую со сферическим затуплением, на втором этапе АКИ, проходившем с 29 марта по 10 июля 1958 г., было продемонстрировано успешное достижение цели модифицированной головной частью. После этого с 24 декабря 1958 г. по 27 ноября 1959 г. проходили совместные летные испытания ракет 8К71, которые должны были ответить на вопрос о возможности принятия ракеты на вооружение. В ходе этих испытаний было запущено 16 ракет, 8 из которых были произведены на серийном заводе. После завершения испытаний, в декабре 1959 г. первые стартовые комплексы были поставлены на боевое дежурство, а 20 января 1960 г. ракета 8К71 была принята на вооружение.
Click here to preview your posts with PRO themes ››
Летные испытания ракеты Р-7А проводились с декабря 1959 г. по июль 1960 г. При этом в январе 1960 г. для отработки полета на полную дальность были впервые проведены пуски ракет с падением головной части в акватории Тихого океана. Всего в рамках АКИ состоялось 8 пусков ракет 8К74, из них 7 успешных. В сентябре 1960 г. комплекс с ракетой 8К74 был принят на вооружение.
Боевое дежурство ракетные комплексы с ракетами 8К71 и 8К74 несли на 5-м Научно-исследовательском испытательном полигоне Министерства обороны (впоследствии космодром Байконур) и объекте «Ангара» в Архангельской области (впоследствии 53-й НИИП или космодром Плесецк). В общей сложности было развернуто 5 стартовых комплексов с 6 стартовыми позициями.
Тактико-технические характеристики ракет Р-7 8К71 и Р-7А 8К74
Начало разработки
Р-7 20 мая 1954 г. Р-7А 2 июля 1958 г.
Организация-разработчик
ОКБ-1
Изготовитель
Государственный авиационный завод № 1/завод «Прогресс» (г. Куйбышев)
Летные испытания
Р-7 15 мая 1957 г.-ноябрь 1959 г. Р-7А 24 декабря 1959 г.-июль 1960 г.
Принята на вооружение
Р-7 20 января 1960 г. Р-7А 12 сентября 1960 г.
Количество ступеней
2
Топливо
жидкое, с криогенным компонентом
Тип пусковой установки
наземная ПУ
Количество и мощность боевых блоков
1х5 Мт; 1хЗ Мт
Масса головной части
Р-7 5,3-5,5 т / Р-7А 3 т
Максимальная дальность
Р-7 8000 км / Р-7А 12000 км
Система управления
Р-7 инерциальная с радиокоррекцией по направлению и дальности / Р-7А инерциальная с радиокоррекцией по дальности
Точность
ПО 10 км
Стартовая масса
Р-7 280 т / Р-7А 276 т
Масса топлива
Р-7 253т (включая перекись водорода и сжатые газы)
Окислитель
жидкий кислород
Горючее
керосин Т-1
Тяга ДУ (ур. моря/вакуум)
3800 / 5000 кН
Удельный импульс (ур. моря/вакуум)
-/3150 м/с
Время подготовки к пуску
около суток; 2 часа с момента установки на ПУ
РД-107 – двигатель первой ступени ракеты
РД-108 — двигатель второй ступени
