Проект межконтинентальной баллистической ракеты 8К713 ГР-1 (СССР)

ГР-1 (сокр. от «Глобальная ракета», индекс ГРАУ - 8К713) - нереализованный проект трехступенчатой баллистической ракеты с отделяющейся термоядерной головной частью с дальностью стрельбы до 40 тыщ км. Кроме обыденных способностей для поражения целей по баллистическим траекториям, глобальная ракета позволяла выводить головную часть на орбиту искусственного спутника Земли и поражать цель методом торможения боеголовки в данный момент времени ее полета по радиальный околоземной орбите. Официальным началом работ по созданию ГР-1 считается 1962 год, когда было принято соответственное постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 1021-436сс от 12 мая 1962 года и выпущен приказ Муниципального комитета по оборонной технике № 640/06 от 13 октября 1962 года. За базу проекта глобальной ракеты ГР-1 было решено взять один из вариантов ракеты Р-9 - ее модификацию Р-9М (8К77) с внедрением на 1-й ступени движков НК-9 (8Д517), разработки ОКБ-276. Ракету ГР-1 проектировали трехступенчатой для обеспечения вывода головной части низкую околоземную орбиту высотой порядка 150 км с следующей выдачей тормозного импульса. Конкретное проектирование ракеты велось в особом отделе № 3 ОКБ-1 группой конструкторов, что ранее были задействованы в проекте по ракете Р-9. Разработка системы управления велась в НИИ-885 под управлением Н. А. Пилюгина, стартового комплекса в ГСКБ «Спецмаш» под управлением В. П. Бармина. С самого начала ракета ГР-1 проектировалась как многоцелевая боевая баллистическая ракета, на базе которой предполагалось сделать целый комплекс вооружения, способный решать весь диапазон стратегических и тактических задач 1960-х годов, а за счет широкой межвидовой унификации значительно сделать проще и удешевить создание и эксплуатацию ракет. В первом техническом проекте по ГР-1 в качестве главных узлов предполагалось использовать 1-ю ступень от ракеты Р-9М, 2-ю ступень на базе блока «И» ракеты-носителя «Молния» (8К78) и разные варианты 3-й ступени от других МБР либо измененного блока «Л» ракеты-носителя «Молния». Потом, в процессе более глубочайшей проработки проекта, конструкция ракеты была очень изменена, а конкретно был увеличен припас горючего 1-й ступени. 2-я ступень ракеты, напротив, стала короче, в итоге чего конструкция бака с горючим была изменена, а бак окислителя переместился ввысь, в отличие от 2-й ступени ракет Р-9А и блока «И» от носителя «Молния». Блок 1-й ступени состоял из хвостового отсека с 4-мя движками в хвостовой части, бака горючего, межбакового отсека, бака окислителя и ферменного переходника. Снутри конической хвостовой юбки хвостового отсека 1-й ступени было расположено четыре четырех-камерных ЖРД замкнутого цикла НК-9 с тягой на уровне моря 152 тс и в вакууме 174 тс, и удельным импульсом 286,5 секунды на уровне моря и 328 секунд в вакууме. Движок был установлен в шарнирах и имел возможность качания в одной плоскости. На наружной обшивке хвостовой юбки были расположены четыре решетчатых стабилизатора, которые при транспортировке были прижаты к хвостовому отсеку, а после старта откидывались в полетное положение. Общая длина 1-й ступени составляла 18,34 метра, наибольший поперечник - 2,9 метра, поперечник баков - 2,68 метра, наибольший поперечный размер по стабилизаторам - 4,8 метра. Силовая схема 2-й ступени производила передачу тяги конкретно на нижнее днище бака горючего, к которому через цилиндрический межбаковый отсек крепился бак окислителя. Блок 2-й ступени был обустроен одним шарнирно закрепленным ЖРД замкнутого цикла НК-9В (11Д53) с тягой в вакууме 46 тс и удельным импульсом 345 секунд, также разработанный в ОКБ-276. Движок был закреплен в карданном подвесе для качания в 2-ух плоскостях, имел управляющие машины, два сопла наклона, агрегат подачи горючего в камеру сжигания, агрегаты управления тягой, соотношением компонент и соплами наклона. Общая длина 2-й ступени составляла 10,252 метра, наибольший поперечник - 2,689 метра, поперечник баков - 2,68 метра. Блок 3-й ступени состоял из тороидального бака горючего, бака окислителя, приборного отсека, межбакового отсека и ферменного переходника. Система управления подразумевала управление по наклону маленькими соплами, расположенными меж баками на внешней поверхности силового корпуса. Также блок 3-й ступени имел систему обеспечения повторных запусков мотора. В просвете бака горючего 3-й ступени размещался маршевый однокамерный ЖРД замкнутого цикла 8Д726 с тягой в вакууме 6,8 тс и удельным импульсом более 340 секунд, разработанный в ОКБ-1. Согласно проектной документации движок 3-й ступени предполагалось включать в полете как минимум дважды, при этом повторные пуски должны были осуществляться в критериях невесомости. Общая длина 3-й ступени составляла 6,788 метра, наибольший поперечник - 2,35 метра, поперечник баков - 2,68 метра. Эскизный проект ГР-1 был закончен в мае 1962 года, еще до выхода соответственных директивных документов. В том же году были построены, по различным данным, три либо четыре стендовых и макетных экземпляров ракеты. Часть ракет была произведена на заводе «Прогресс». Наряду с работами над эскизным проектом велись работы по созданию наземной инфраструктуры для испытаний и эксплуатации ГР-1 на космодроме Байконур. На ранешних шагах проектных работ предполагалось использовать те же стартовые позиции, что создавались для ракеты Р-9. В 1964 году реализация проекта по ракете ГР-1 достигнула высочайшей степени готовности. Но потом все работы были свернуты. Запуски ГР-1 никогда не выполнялись, хотя макеты ракеты были продемонстрированы во время военного парада на Красноватой площади в Москве в 1963 году. создатели статьи: А.Б. Железняков первоисточник: «100 наилучших ракет СССР и России»

Источник: dogswar.ru