GR-1

GR-1 ( zkr.  Global Rocket, index URV Strategic Missile Forces  - 8K713 ) je sovětský nerealizovaný projekt třístupňové globální balistické střely s odnímatelnou termonukleární hlavicí s letovým dosahem až 40 tisíc kilometrů.

Kromě obvyklých možností zasahovat cíle po balistických trajektoriích umožnila globální raketa vypustit hlavici (hlavici) na oběžnou dráhu umělé družice Země (AES) a zasáhnout cíl brzděním hlavice v daném čase. jeho let po kruhové dráze satelitu.

Pozadí

Myšlenka vytvořit rakety ultra dlouhého doletu pokrývající celou zeměkouli nebyla nová. Američané začali vytvářet supervýkonné raketové motory s tahem přesahujícím milion liber (453 tun) již v roce 1953 [1] , v roce 1958 bylo oficiálně oznámeno, že se již pracuje na superraketách, kromě stávajících Jupiter , Atlas a experimentální „ Minuteman “, [2] ale věci nepřesáhly vývojové práce a zkoušky raketových motorů kvůli neúčelnosti a zbytečnosti (geografická poloha SSSR ve vztahu k USA a zemím NATO to neumožnila k vývoji střel s palebným dosahem převyšujícím stávající mezikontinentální střely a IRBM , se v dohledné době nepředpokládal vznik dalších potenciálních protivníků pro použití střel ultra dlouhého doletu). Téma vytváření supervýkonných raketových motorů bylo zcela převedeno do NASA z kompetence US Air Force Strategic Missile Forces pro průzkum vesmíru (mezitím byly motory s tahem přes milion liber vytvořeny a úspěšně testovány samostatně od Aerojet General a North American Rocketdyne , [3 ] práce na globálních naváděcích systémech prováděly samostatně Arma a IBM [4] ).

V Sovětském svazu se o pár let později chopili iniciativy, kterou Američané opustili, a začali vyvíjet vlastní globální rakety.

Historie vývoje

Za oficiální zahájení prací na vytvoření GR-1 se považuje rok 1962 , kdy bylo přijato příslušné usnesení ÚV KSSS a Rady ministrů SSSR č. 1021-436 ze dne 12. května 1962 a rozkaz. Státního výboru pro obrannou techniku ​​( GKOT ) č. 640/06 ze dne 13. října 1962 byly přijaty roku [5] .

Je třeba poznamenat, že na začátku roku 1962 probíhaly práce na letových konstrukčních zkouškách (LKI) mezikontinentální balistické střely R-9 . V souladu s tím se OKB-1 rozhodla vzít jednu z variant rakety R-9 jako základ pro projekt globální rakety GR-1 - její modifikaci R-9M (index - 8K77) využívající první stupeň NK- 9 motorů vyvinutých OKB-276. Raketa GR-1 byla navržena jako třístupňová, aby zajistila výstup bojové hlavice daného výkonu na LEO o výšce cca 150 km s následným vydáním brzdného impulsu [5] .

Projekt nové globální ICBM získal index 8K713 . Přímý návrh probíhal ve speciálním oddělení č. 3 OKB-1, skupině konstruktérů, kteří se již dříve podíleli na projektu rakety R-9. Oddělení vedl Sergej Sergejevič Kryukov , balistické výpočty prováděli S. O. Lavrov a R. F. Apazov. Vývoj řídicího systému ( CS ) probíhal na NII-885, pod vedením Nikolaje Alekseeviče Pilyugina , startovacím komplexu ve Státní konstrukční kanceláři Spetsmash, pod vedením Vladimira Pavloviče Barmina .

Raketa GR-1 byla od počátku koncipována jako víceúčelová bojová balistická střela, na jejímž základě měla vytvořit celou řadu zbraní schopných řešit celou škálu strategických a taktických úkolů 60. let 20. století. a díky širokému mezidruhovému sjednocení by to výrazně zjednodušilo a zlevnilo výrobu a provoz raket. Konstrukce odpalovacích a pozemních zařízení umožňovala odpalování a servis všech následujících raketových systémů:

• třístupňová víceúčelová střela GR-1 (index - 8K713) v mezikontinentální verzi s doletem až 13 000 km a globální verzi s téměř neomezeným doletem (40 000 km);
• protisatelitní střela 8K513, schopná zasáhnout satelity na nízkých drahách (LEO);
• dvoustupňová balistická střela dlouhého doletu (BRDD) založená na prvním a druhém stupni rakety GR-1;
• jednostupňová balistická střela středního doletu (MIRBM) založená na prvním stupni rakety GR-1.

V prvním technickém projektu nové globální rakety GR-1 měl být použit první stupeň z rakety R-9M (8K77), druhý stupeň založený na I bloku nosné rakety Molniya (index - 8K78) a různé možnosti třetího stupně z jiných ICBM nebo upravený L blok nosné rakety Molniya [5] . Následně, v procesu hlubšího studia projektu, byla konstrukce rakety výrazně změněna, konkrétně byla zvýšena dodávka paliva prvního stupně. Druhý stupeň rakety se naopak zkrátil, v důsledku čehož došlo ke změně konstrukce palivové nádrže a posunutí okysličovadla nahoru, na rozdíl od druhého stupně raket R-9A a I. bloku z nosné rakety Molniya [6] .

Při návrhu konstruktéři vycházeli z výpočtů pomocí počítače , konkrétně byly takto vypočteny diagramy podélných a posouvajících sil a také podélného zatížení.

Předběžný návrh GR-1 byl dokončen v květnu 1962, ještě před vydáním příslušných směrnic. Ve stejném roce byly postaveny tři nebo čtyři, podle různých zdrojů, lavicové a maketové kopie rakety. Alespoň některé z raket byly vyrobeny v závodě Progress v Kujbyševu. Souběžně s pracemi na předběžném návrhu probíhaly práce na vytvoření pozemní infrastruktury pro testování a provoz GR-1 na kosmodromu Bajkonur [7] .

6. prosince 1963 byla na příkaz velitele vojenského útvaru 44275 vytvořena nouzová technologická skupina pro testování produktu 8K713 na místě 51 kosmodromu Bajkonur. V roce 1964 se do práce na pozemních zkouškách zapojila skupina č. 3 vojenské jednotky 44275 složená ze 169 vojáků, kteří dříve pracovali na raketě R-9 (8K75).

V raných fázích konstrukčních prací na GR-1 se předpokládalo, že bude používat stejné startovací pozice, jaké byly vytvořeny pro raketu R-9, ale pro raketu 8K713 byl postaven nový startovací komplex s plnou automatizací před startem. operace. GR-1 byl vybaven kontejnerem , který sloužil k přepravě a startu, jakož i k položení tankování a dalších komunikačních spojení mezi raketovými stupni a pozemním zařízením.

V roce 1964 dosáhla realizace projektu rakety GR-1 vysokého stupně připravenosti, ale Spojené státy a SSSR podepsaly dohodu o omezení jaderných zbraní ve vesmíru a veškeré práce byly omezeny. 1. prosince 1966 byla zkušební skupina č. 3 na kosmodromu Bajkonur rozpuštěna, ale pokračovalo se v údržbě odpalovacích zařízení pro raketu GR-1.

Konstrukce

Raketa GR-1 byla třístupňová, všechny tři stupně byly spojeny přes příhradové adaptéry.

První krok

Blok první fáze se skládal z následujících konstrukčních prvků [6] :

• ocasní část se čtyřmi motory v ocasní liště;
• palivová nádrž;
• mezitankový prostor;
• nádrž okysličovadla;
• příhradový adaptér;

Uvnitř kónického ocasního lemu ocasního prostoru prvního stupně jsou čtyři čtyřkomorové raketové motory na kapalné palivo ( LRE ) uzavřeného cyklu NK-9 (index - 8D517), vyvinuté v OKB-276 pod vedením Nikolaje Dmitrieviče. Kuzněcov, byly umístěny. Motor byl uložen v závěsech a měl možnost výkyvu v jedné rovině. Na vnějším plášti zástěry byly umístěny čtyři příhradové stabilizátory , které byly při přepravě přitlačeny k ocasnímu prostoru a po vypuštění se složily zpět do letové polohy [6] .

Hlavní parametry první fáze:

• Celková délka - 18,34 m;
• Maximální průměr - 2,9 m;
• Průměr nádrží je 2,68 m;
• Maximální příčný rozměr stabilizátorů je 4,8 m;
• Počet a typ motoru - 4 × NK-9 (8D717);
• Tah na hladině moře - 152 tf;
• Specifický impuls v blízkosti Země je 286,5 sec;
• Tah ve vakuu - 174 tf;
• Specifický impuls ve vakuu - 328 sec.

Druhá fáze

Výkonový obvod druhého stupně prováděl přenos tahu přímo na spodní dno palivové nádrže, ke které byla přes válcový mezinádržový prostor připevněna nádrž okysličovadla [6] .

Blok druhého stupně byl vybaven jedním článkovým raketovým motorem s uzavřeným cyklem NK-9V (index - 11D53), vyvinutým v roce 1962 v OKB-276 pod vedením Nikolaje Dmitrieviče Kuzněcova. Motor byl uložen v kardanovém závěsu pro výkyv ve dvou rovinách, měl převody řízení, dvě válcové trysky, jednotku přívodu paliva do spalovacího prostoru, jednotky řízení tahu, poměr součástí a válcové trysky [6] .

Hlavní parametry druhé fáze:

• Celková délka - 10,252 m;
• Maximální průměr - 2,689 m;
• Průměr nádrží je 2,68 m;
• Počet a typ motoru - 1 × NK-9V;
• Tah ve vakuu - 46 tf;
• Specifický impuls ve vakuu - 345 sec.

Třetí fáze

Blok třetí etapy se skládal z následujících konstrukčních prvků [6] :

• toroidní palivová nádrž;
• nádrž okysličovadla - konstrukce nádrže byla rozdělena na dvě dutiny pomocí válcového pláště, ve vnitřní byl umístěn elastický výtlačný vak;
• přístrojový prostor - kónický design, který také sloužil jako adaptér k hlavici, a ve vnitřním prostoru byly hlavní nástroje řídicího systému namontovány na deskách překližky;
• mezitankový prostor;
• příhradový adaptér;

Řídicí systém předpokládal ovládání náklonu pomocí malých trysek umístěných mezi nádržemi na vnějším povrchu motorového trupu. Za zmínku také stojí, že blok třetího stupně měl systém pro zajištění restartů motoru. Složky pohonné látky byly nanášeny pomocí dvou trysek běžících na stlačený dusík. První části okysličovadla byly přemístěny do turbočerpadlové jednotky (TPU) motoru z vnitřní dutiny nádrže, palivo proudilo gravitací a TPU bylo roztáčeno z pyrostartéru [6] .

V otvoru palivové nádrže třetího stupně měl být umístěn podpůrný jednokomorový raketový motor na kapalné palivo uzavřeného cyklu 8D726, vyvinutý v OKB-1. Podle projektové dokumentace měl být motor třetího stupně za letu spuštěn nejméně dvakrát a opakované starty měly být prováděny v podmínkách beztíže. [6] .

Hlavní parametry třetí etapy:

• Celková délka - 6,788 m;
• Maximální průměr - 2,35 m;
• Počet a typ motoru - 1 × 8D726;
• Tah ve vakuu - 6,8 tf;
• Specifický impuls ve vakuu —> 340 sec.

Hlavová část

Kónická hlava GR-1 se skládala z následujících konstrukčních prvků [6] :

• pouzdro napájení potažené ablativní ochranou ;
• hlavice (hlavice) s termonukleární náplní;
• ovladač pohybu hlavice (RDGCH) - design kónického pláště v ocasní části hlavice.

Bojová hlavice byla vypuštěna na oběžnou dráhu blízko Země a mohla provést několik otočení. Během letu byla výška oběžné dráhy specifikována pomocí palubního rádiového výškoměru . Před vysláním zpomalovacího pulsu se hlavice docela lstivě zorientovala a udělala téměř úplný obrat: úhel mezi její podélnou osou a vektorem orbitální rychlosti je asi 120°. Poté se motor znovu nastartoval, již při brzdění, a hlavice vyjela z oběžné dráhy a střemhlav se ponořila k cíli. Plochá sestupová trajektorie umožnila, aby hlavice byla prakticky neviditelná pro radary protiraketové obrany potenciálního nepřítele.

Viz také

• UR-200
• R-36orb
• Univerzální raketa

Poznámka

1. ↑ Průvodce raketovými a vesmírnými projekty 1962 . - NY: Springer , 1962. - S. 147 - 235 s.
2. ↑ Velké střely . // Vojenská revue . - listopad 1958. - Sv. 38 - č. 8 - S. 73.
3. ↑ Lutvák, Marek . Technic Spotlights Progress . // The Michigan Technic . - říjen 1960. - Sv. 79 - č.p. 1 - str. 43.
4. ↑ Paralelní studie ICBM . // Aviation Week & Space Technology . - 25. února 1963. - Sv. 78 - č.p. 8 - S. 34.
5. ↑ 1 2 3 NK, 08, 2009 , str. 66.
6. ↑ 1 2 3 4 5 6 7 8 9 NK, 08, 2009 , str. 67.
7. ↑ NK, 08, 2009 , str. 68.

Literatura

• S. P. Koroljov a jeho případ. Světlo a stíny v dějinách kosmonautiky / Ed. vyd. B. B. V. Raushenbach , spol. G. S. Větrov. - M. : Nauka, 1998. - 716 s. - 1000 výtisků.  — ISBN 5-02-003684-6 .
• Getland K. Kosmonautika nejbližších let. - M . : Vojenské nakladatelství , 1964. - 416 s. - 3500 výtisků.
• Pozemní strategické raketové systémy. - M . : Vojenská přehlídka, 2007. - 248 s. - 2000 výtisků.  - ISBN 5-902975-12-3 .
• Raketová a vesmírná korporace Energia 1946-1996. - M. : RSC Energia, 1996. - 671 s.
• Syromjatnikov V. S. 100 příběhů o dokování a dalších dobrodružstvích ve vesmíru a na Zemi. Část 1. - M .: Logos , 2003. - 568 s. — ISBN 5-94010-226-3 .
• Karpenko A. , Popov A. , Utkin A. Domácí strategické raketové systémy. - M .: Něvská bašta, 1999. - 289 s. - ISBN 5-85875-104-0 .
• Orlov V.N. , Orlova M.V. Generální designér N.D. Kuzněcov a jeho Design Bureau. - Samara: Volga Design, 2011. - 200 s. - 1000 výtisků.  - ISBN 978-5-89850-175-4 .
• Gudilin V. E., Slabkiy L. I. Raketový systém mezikontinentální balistické střely R-9 (8K75) a globální rakety GR-1 // Raketové a vesmírné systémy (Historie. Vývoj. Vyhlídky) . - M. , 1996. - 326 s.

Články

• Afanasiev I. , Vorontsov D. Slavnostní raketa // Zprávy z kosmonautiky . - M. , 2009. - T. 19 , no. Červen , č. 8 .
• Filimonov Yu. N. , Shevchuk V. T. Vzdělávací a metodická příručka pro laboratorní práci "Studium produktu S1.54.00". - Petrohrad. : BSTU "Voenmekh" je. D. F. Ustinova , 1986.

Odkazy

• LRE "11D33" . RSC Energia. (Ruština)
• Wade, Marku. GR-1  (anglicky) . Archivováno z originálu 4. září 2013.
• Miroslav Gyrosi. Program sovětského systému frakčního orbitálního bombardování  . Air Power Australia (leden 2010). — Technická zpráva APA-TR-2010-0101. Získáno 21. července 2013. Archivováno z originálu dne 4. září 2013.