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

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