| GR-1 | |
|---|---|
| indeks GRAU - 8K713 | |
| Raket R-9 ved Forsvarets Centralmuseum | |
| Type | Ballistisk missil |
| Status | projekt (lukket) |
| Udvikler | OKB-1 |
| Chefdesigner | S. P. Korolev |
| Års udvikling | 1961-1964 |
| Fabrikant | Fabrik " Progress " |
| Års produktion | 1961-1964 |
| producerede enheder | ~2 |
| Ændringer | 8K711, 11A513 |
| Vigtigste tekniske egenskaber | |
|
Masse af en raket med fuld brændstof -> 117 tons Affyringsvægt - 116,6 tons Total længde - 35,38 m Sprænghovedlængde - > 2,6 m Maksimal diameter - 2,9 m Maksimal tværdimension med foldede stabilisatorer - 4,8 m Flyverækkevidde - 40.000 km (global) banehøjde - 155 km Rækkevidde fra dykkerstedet til målet - 2000 km Nøjagtighed ved at ramme målet: * inden for rækkevidde - ± 5000 m * i lateral afvigelse - ± 3000 m Brændstof - LOX + RG-1 |
|
| ↓Alle specifikationer | |
GR-1 ( forkortet Global Rocket, indeks URV Strategic Missile Forces - 8K713 ) er et sovjetisk urealiseret projekt af et tre-trins globalt ballistisk missil med et aftageligt termonuklear sprænghoved med en flyverækkevidde på op til 40 tusinde kilometer.
Ud over de sædvanlige muligheder for at ramme mål langs ballistiske baner, gjorde den globale raket det muligt at sende sprænghovedet (sprænghovedet) ind i kredsløbet om en kunstig jordsatellit (AES) og ramme målet ved at bremse sprænghovedet på et givet tidspunkt pr. dens flyvning i en cirkulær satellitbane.
Ideen om at skabe ultra-langrækkende missiler til at dække hele kloden var ikke ny. Amerikanerne begyndte at skabe superkraftige raketmotorer med et tryk på over en million pund (453 tons) allerede i 1953 [1] , i 1958 blev det officielt annonceret, at arbejdet allerede var i gang med superraketter, udover de eksisterende Jupiter , Atlas og eksperimentelle " Minuteman ", [2] men tingene gik ikke ud over udviklingsarbejdet og bænktestene af raketmotorer på grund af uhensigtsmæssighed og nytteløshed (USSR's geografiske placering i forhold til USA og NATO-lande gjorde det unødvendigt at udvikle missiler med en skyderækkevidde, der overstiger eksisterende interkontinentale missiler og IRBM , var fremkomsten af andre potentielle modstandere til brugen af ultra-langrækkende missiler ikke forudset i en overskuelig fremtid). Emnet om at skabe superkraftige raketmotorer blev fuldstændigt overført til NASA fra kompetencen hos US Air Force Strategic Missile Forces til rumudforskning (i mellemtiden blev motorer med en fremdrift på over en million pund skabt og med succes testet adskilt fra hinanden af Aerojet General og North American Rocketdyne , [3 ] arbejde med globale styresystemer blev udført separat af Arma og IBM [4] ).
I Sovjetunionen tog de nogle år senere det initiativ, amerikanerne havde opgivet, og begyndte at udvikle deres egne globale missiler.
Den officielle start på arbejdet med oprettelsen af GR-1 anses for at være 1962 , når den relevante resolution fra CPSU's centralkomité og USSR's ministerråd nr. 1021-436 af 12. maj 1962 og ordren af Statens Udvalg for Forsvarsteknologi ( GKOT ) nr. 640/06 af 13. oktober 1962 blev vedtaget år [5] .
Det skal bemærkes, at i begyndelsen af 1962 var arbejdet i gang med flyvedesigntests (LKI) af det interkontinentale ballistiske missil R-9 . Derfor besluttede OKB-1 at tage en af varianterne af R-9-raketten som grundlag for projektet med den globale raket GR-1 - dens modifikation R-9M (indeks - 8K77) ved hjælp af den første fase af NK- 9 motorer udviklet af OKB-276. GR-1 raketten var designet som en tre-trins en, for at sikre output fra et sprænghoved med en given kraft til en LEO med en højde på omkring 150 km, efterfulgt af udsendelse af en bremseimpuls [5] .
Projektet af en ny global ICBM modtog indekset 8K713 . Direkte design blev udført i en særlig afdeling nr. 3 af OKB-1, en gruppe designere, der tidligere havde været involveret i R-9 raketprojektet. Afdelingen blev ledet af Sergei Sergeevich Kryukov , ballistiske beregninger blev udført af S. O. Lavrov og R. F. Apazov. Udviklingen af kontrolsystemet ( CS ) blev udført ved NII-885, under ledelse af Nikolai Alekseevich Pilyugin , lanceringskomplekset ved Spetsmash State Design Bureau, under ledelse af Vladimir Pavlovich Barmin .
Fra begyndelsen var GR-1-raketten designet som et multifunktionelt kampballistisk missil, på grundlag af hvilket det skulle skabe en hel række våben, der var i stand til at løse hele rækken af strategiske og taktiske opgaver i 1960'erne , og på grund af bred interspecifik forening ville det væsentligt forenkle og reducere omkostningerne ved produktion og drift af missiler . Affyrings- og jordudstyrsdesignene gav mulighed for at affyre og servicere alle følgende missilsystemer:
I det første tekniske projekt for den nye globale raket GR-1 skulle den bruge den første fase fra R-9M-raketten (8K77), den anden fase baseret på I-blokken af Molniya -raketten (indeks - 8K78) og forskellige muligheder den tredje fase fra andre ICBM'er eller en modificeret L-blok af Molniya løfteraket [5] . Efterfølgende, i processen med en dybere undersøgelse af projektet, blev rakettens design kraftigt ændret, nemlig brændstofforsyningen til den første fase blev øget. Det andet trin af raketten blev tværtimod kortere, som et resultat af, at brændstoftankens design blev ændret, og oxidationstanken rykkede op, i modsætning til anden fase af R-9A-missilerne og I blok fra Molniya løfteraket [6] .
Under konstruktionen brugte designerne beregninger ved hjælp af en computer , især diagrammerne over længde- og forskydningskræfter samt langsgående belastninger blev beregnet på denne måde.
Det foreløbige design af GR-1 blev afsluttet i maj 1962, endda før udgivelsen af de relevante direktivdokumenter. Samme år blev tre eller fire, ifølge forskellige kilder, bygget bænk- og mock -up kopier af raketten. I det mindste nogle af missilerne blev produceret på Progress -fabrikken i Kuibyshev. Sideløbende med arbejdet med det foreløbige design blev der arbejdet på at skabe en jordinfrastruktur til test og drift af GR-1 på Baikonur- kosmodromen [7] .
Den 6. december 1963 blev der efter ordre fra chefen for militærenhed 44275 oprettet en teknologisk nødgruppe for at teste 8K713-produktet på site 51 i Baikonur Cosmodrome. I 1964 sluttede gruppe nr. 3 af militærenhed 44275, bestående af 169 soldater, der tidligere havde arbejdet på R-9 (8K75) missilet, i arbejdet med jordforsøg.
På de tidlige stadier af designarbejdet på GR-1 skulle den bruge de samme affyringspositioner, som blev oprettet til R-9-raketten, men til 8K713-raketten blev der bygget et nyt opsendelseskompleks med fuld automatisering af præ-launch operationer. GR-1 var udstyret med en container , der tjente til transport og opsendelse, samt til lægning af tankning og andre kommunikationsforbindelser mellem rakettrinene og jordudstyr.
I 1964 nåede implementeringen af GR-1 raketprojektet en høj grad af beredskab, men USA og USSR underskrev en aftale om begrænsning af atomvåben i rummet, og alt arbejde blev indskrænket. Den 1. december 1966 blev testgruppe nr. 3 på Baikonur Cosmodrome opløst, men vedligeholdelsen af opsendelsesfaciliteterne til GR-1 raketten blev fortsat.
GR-1 raketten var tre-trins, alle tre trin var forbundet gennem truss- adaptere.
Den første faseblok bestod af følgende strukturelle elementer [6] :
Inde i det koniske haleskørt i halerummet på første trin, fire kammerraketmotorer med flydende drivmiddel ( LRE ) af den lukkede cyklus NK-9 (indeks - 8D517), udviklet i OKB-276 under ledelse af Nikolai Dmitrievich Kuznetsov, blev placeret. Motoren var monteret i hængsler og havde evnen til at svinge i ét plan. Fire gitterstabilisatorer blev placeret på den ydre hud af haleskørtet , som blev presset til halerummet under transport, og efter lanceringen foldede de sig tilbage i flyveposition [6] .
De vigtigste parametre i den første fase:
Strømkredsløbet i det andet trin udførte overførslen af tryk direkte til den nederste bund af brændstoftanken, hvortil oxidationstanken var fastgjort gennem et cylindrisk mellemtankrum [6] .
Anden fase blok var udstyret med en NK-9V lukket cyklus leddelt raketmotor (indeks - 11D53), udviklet i 1962 ved OKB-276 under ledelse af Nikolai Dmitrievich Kuznetsov. Motoren var monteret i et kardanophæng til at svinge i to planer, havde styretøj, to rulledyser, en brændstofforsyningsenhed til forbrændingskammeret, trykstyringsenheder, forhold mellem komponenter og rulledyser [6] .
De vigtigste parametre i anden fase:
Blokken af den tredje fase bestod af følgende strukturelle elementer [6] :
Styresystemet overtog rulningskontrol ved hjælp af små dyser placeret mellem tanke på den ydre overflade af motorskroget. Det er også værd at bemærke, at den tredje fase blok havde et system til at sikre, at motoren genstartes. Drivmiddelkomponenterne blev deponeret ved hjælp af to dyser, der kørte på komprimeret nitrogen. De første dele af oxidationsmidlet blev forskudt ind i motorens turbopumpeenhed (TPU) fra tankens indre hulrum, brændstoffet strømmede ved hjælp af tyngdekraften, og TPU'en blev spundet fra pyrostarteren [6] .
I åbningen af brændstoftanken i tredje trin skulle der være placeret en enkeltkammer raketmotor med flydende drivmiddel af en lukket cyklus 8D726, udviklet i OKB-1. Ifølge designdokumentationen skulle tredjetrinsmotoren være tændt under flyvning mindst to gange, og gentagne opsendelser skulle udføres under vægtløse forhold. [6] .
De vigtigste parametre i tredje fase:
Den koniske hoveddel af GR-1 bestod af følgende strukturelle elementer [6] :
Sprænghovedet blev sendt i kredsløb nær Jorden og kunne lave flere drejninger. Under flyvningen blev kredsløbets højde specificeret ved hjælp af den indbyggede radiohøjdemåler . Inden sprænghovedet afgav en decelerationsimpuls, orienterede sprænghovedet sig ganske snedigt og lavede en næsten fuldstændig drejning: Vinklen mellem dens længdeakse og kredsløbshastighedsvektoren er omkring 120°. Så blev motoren tændt igen, allerede ved opbremsning, og sprænghovedet gik ud af kredsløb og dykkede mod målet. Den flade nedstigningsbane gjorde det muligt for sprænghovedet at være praktisk talt usynligt for en potentiel fjendes missilforsvarsradarer.
| Sovjetiske og russiske ballistiske missiler | |
|---|---|
| Orbital | |
| ICBM | |
| IRBM | |
| TR og OTRK | |
| Uadministreret TR |
|
| SLBM | |
| Sorteringsrækkefølgen er efter udviklingstid. Kursive prøver er eksperimentelle eller accepteres ikke til service. | |