Стратегическое ядерное вооружение СССР и России.  
 

Ядерное
оружие

 


Рактный комплекс Р-7 (SS-6 Sapwood)

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). 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 централь-ного 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 ЛКИ, 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.

Уже на этапе испытаний ракеты Р-7, 2 июля 1958 г., было принято постановление Совета Министров о создании на ее основе модернизированной ракеты Р-7А с более высокими техническими характеристиками. Возможность модернизации определялась прежде всего тем, что за время разработки Р-7 был создан гораздо более легкий термоядерный боезаряд, а также были разработаны значительно более совершенные гироскопические приборы. Ракета Р-7А, получившая индекс 8К74, оснащалась более легкой головной частью, оборудовалась более мощными двигателями и обладала несколько увеличенным запасом топлива за счет уменьшения свободного объема баков. Эти меры позволили увеличить дальность полета с 8000 до 12000 км. Кроме того, использование более совершенных гироскопических приборов оказалось позволило отказаться от радиокоррекции траектории по направлению и при этом повысить точность попадания.

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 ЛКИ 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.

Обозначение

Р-7 8К71, SS-6, Sapwood Р-7А 8К74, SS-6, Sapwood

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.

Постановка на дежурство

1 января 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

1 х5 Мт;* 1 хЗ Мт*

Масса головной части/

Р-7 5.3-5.5 т v

забрасываемый вес

Р-7А 3 т

Максимальная дальность

Р-7 8000 км

Р-7А 12000 км;ь 9500 км*

Система управления

Р-7 инерциапьная с радиокоррекцией по направлению и дальности

Р-7А инерциальная с радиокоррекцией по дальности

Точность

ПО 10 км

Длина

Р-7 34.220 м на первом этапе, 33.000 м на последующих’1 Р-7А 31.4 м*

Максимальный диаметр

10.300 м (по воздушным рулям)

Стартовая масса

Р-7 280 т Р-7А 276 т

Масса топлива

Р-7 253 т* (включая перекись водорода и сжатые газы)

Окислитель

жидкий кислород

Горючее

керосин Т-1

ТягаДУ (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 ПУ11

Г арантийный срок

Основные характеристики ракет Р-7 и Р-7А

 




 






Военное обозрение

 
 
  Новости  
  Авиация  
  Россия  
  Флот  
  РВСН  
  Оружие  
  Страны  
  Фирмы  
  Книги  
  Видео  
  Фото  
  Словарь  
 



Реклама