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.

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.

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.