На главную сайта   Все о Ружанах

РАКЕТНЫЕ СИСТЕМЫ РВСН. ОТ Р-1 - К ТОПОЛЮ-М

1. ЭТО НАЧИНАЛОСЬ ТАК

Назад.

Оглавление.

Далее.

Боевой ракетный комплекс с межконтинентальной баллистической ракетой Р-7 (8К71) (SS-6, Sapwood)

Р-7 – двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета. Разработана в ОКБ-1 НИИ-88 под руководством С.П. Королева. Ведущий конструктор – Д.И. Козлов. Проектирование началось в 1954 году. Испытания проходили на полигоне Байконур с 15 мая 1957 года по июнь 1958 гола. Ракетный комплекс принят на вооружение 20 января 1960 года.

Конструкция двухступенчатой баллистической ракеты впервые в отечественной практике представляла собой пакет блоков первой и второй ступеней. Первая ступень (четыре боковых блока – Б, В, Г, Д) оснащена четырьмя маршевыми четырехкамерными ЖРД РД-107 (8Д74) и двумя рулевыми двухкамерными двигателями. Вторая ступень снабжена четырехкамерным маршевым ЖРД РД-108 (8Д75) и рулевым четырехкамерным двигателем. Маршевые двигатели РД-107 и РД-108 разработаны в ОКБ-456 главным конструктором В.А. Витка под руководством В.П. Глушко. Рулевые двигатели созданы в ОКБ-1 под руководством М. Мельникова. Компоненты топлива – керосин Т-1 и жидкий кислород. Стартовое устройство – стационарная наземная пусковая установка – разработано в ГСКБ Спецмаш под руководством В.П. Бармина. Способ старта – газодинамический.

Система опорожнения баков и синхронизации (СОБИС) создана коллективом главного конструктора А.С. Абрамова.

Система управления инерциальная с радиокоррекцией траектории полета. Система автономного управления разработана в НИИ-885 под руководством Н.А. Пилюгина. Система радиоуправления проектировалась в НИИ-885 под руководством М.С. Рязанского. Коррекция траектории полета по направлению и дальности производилась с земли по каналам радиосвязи. Это повышало точность стрельбы, но делало систему громоздкой и уязвимой. Командные приборы разработаны в НИИ-944 под руководством В.И. Кузнецова. Органы управления ракеты – рулевые двигатели и воздушные рули. Комплект электрооборудования разработан в НИИ-627 Министерства электротехнической промышленности (ныне – Всероссийский НИИ электромеханики) под руководством А. Иосифьяна. Ракета имела моноблочную ядерную отделяемую в полете головную часть. Боезаряд создан под руководством главного конструктора С.Г. Кочарянца.

Опытное производство ракет велось на Опытном заводе ОКБ-1 в Подлипках. Серийное производство ракет развернуто в 1958 году на Куйбышевском авиазаводе № 1 «Прогресс». Производство маршевых двигателей 1-й 2-й ступеней осуществлялось на Куйбышевском моторостроительном заводе № 24 имени М.В. Фрунзе.

Тактико-технические характеристики

 

Максимальная дальность стрельбы, км

8000
(8500-8800)

Максимальная скорость, м/с

7900

Точность стрельбы (КВО), км

2,5-5,0

(предельное отклонение)

10

Головная часть

 моноблочн.
термоядерн.

Масса головной части, т

5,3-5,5

Мощность ядерного боезаряда, мт

3-5

Длина конической головной части, м

7,2

Максимальная стартовая масса, т

283

Длина ракеты, м

31-33

Длина ракеты без головной части, м

28,0

Длина центрального блока ракеты, м

19,2

Диаметр, м

2,68

Максимальный поперечный размер собранного пакета, м

10,3

Сухая масса ракеты с головной частью, т

27

Общая масса заправленного топлива, т

более 250

Тяга маршевого двигателя 1 ступени у земли, тс

82

Тяга маршевого двигателя 1 ступени в пустоте, тс

100

Удельный импульс тяги маршевого двигателя 1 ступени у земли, кгс•с/кг

252

Удельный импульс тяги маршевого двигателя 1 ступени в пустоте, кгс•с/кг

308

Время работы маршевых двигателей боковых блоков 1 ступени, с

120

Масса маршевого двигателя 1 ст., кг

1155

Тяга маршевого двигателя 2 ступени у земли, тс

75

Тяга маршевого двигателя 2 ступени в пустоте, тс

94

Удельный импульс тяги маршевого двигателя 2 ступени у земли, кгс•с/кг

243

Удельный импульс тяги маршевого двигателя 2 ступени в пустоте, кгс•с/кг

309

Время работы маршевого двигателя центрального блока (2 ступени), с

285-320

Масса маршевого двигателя 2 ст., кг

1250

Техническая готовность к пуску, ч

2

 

Впервые ракета не устанавливалась на стартовое сооружение, а подвешивалась за силовые пояса.

«Принятое принципиально новое схемное решение ракеты Р-7, предусматривающее подвешивание ее на стартовой системе, привело к необходимости создания уникальной стартовой системы, которая в исходном положении перед пуском ракеты удерживала ее в вертикальном положении посредством двух силовых поясов – верхнего и нижнего». [28]

Для снижения воздействия ветровых нагрузок было решено задний срез ракеты опустить ниже нулевого уровня стартового сооружения.

«Поиск оптимального решения совместной работы принятых схем стартовой системы и ракеты привел к необходимости проведения установки ракеты в стартовую систему с опусканием ее нижней части корпуса в центральный проем стартового сооружения на глубину примерно 6.3 метра... На стартовом сооружении, помимо стартовой системы. были размещены перрон для агрегата, обеспечивающего подпитку ракеты жидким кислородом, элементы молниезащиты, железнодорожные пути для размещения на них агрегатов заправки ракеты компонентами топлива, перекисью водорода и установочного агрегата. В этом сооружении, выполненном в многоэтажном исполнении с газоотводящим лотком глубиной 41 м, размещалось оборудование технологических агрегатов и систем.

На расстоянии 200 и 350 м от стартового сооружения были размещены два подземных сооружения командного пункта с оборудованием, обеспечивающим дистанционную заправку ракеты компонентами топлива и газами, а также предпусковую подготовку и пуск ракеты. В отдельных сооружениях были размещены компрессорная станция и средства газообеспечения, дизельная электростанция, хранилище воды». [29]

Разработка заглубленного стартового сооружения повлекла за собой ряд изменений в конструкции других стартовых агрегатов и систем.

«Необходимость обеспечения обслуживания всех двигателей ракеты на старте потребовала создания специального агрегата, подводимого в сечении, расположенном ниже срезов сопел двигателей, на котором мог бы работать обслуживающий персонал.. То есть создание ракеты Р-7 со стартовой массой порядка 280 т потребовало коренным образом изменить принципы проектирования всего комплекса... Все наземное оборудование было установлено и эксплуатировалось на стационарных технических и стартовых позициях, соединенных между собой основными железнодорожными магистралями и шоссейными дорогами. Это позволило проектировать транспортно-установочные агрегаты на базе железнодорожного оборудования и исключить транспортные фунтовые тележки, то есть перегружать ракету непосредственно из железнодорожных вагонов на монтажные тележки в МИК, с них – на стапель и со стапеля на установщик в МИКе... Стационарно установленное стартовое сооружение позволяло разместить на нем или на незначительном удалении также стационарно агрегаты обслуживания». [30]

Техническая позиция ракеты размещалась на расстоянии 2,5 км от стартовой и состояла из монтажно-испытательного корпуса, стационарной компрессорной станции и других вспомогательных сооружений.

Транспортное и стыковочное оборудование ракетного комплекса разработано в КБТМ под руководством В. Петрова. Установщик 8У213, фермы обслуживания 8Т119 и кабины обслуживания 8У26 спроектированы в ЦКБ тяжелого машиностроения под руководством главного конструктора Н.А. Кривошеина.

Для управления ракетой в полете строились наземные пункты радиоуправления (главный и зеркальный), удаленные на 276 км от стартовой позиции и на 552 км друг от друга. Система радиоуправления позволяла осуществлять пуск МБР Р-7 в секторе +30° в сторону зеркального пункта и 10° в сторону основного пункта. Система радиоуправления ракетой работала на конечном участке активного полета и управляла дальностью полета Р-7, а также определяла координаты точки падения головной части. Измерение параметров движения, передача команд и контроль за их исполнением в системе радиоуправления осуществлялись по одной многоканальной импульсной линии связи в сантиметровом диапазоне волн.

Тактико-технические характеристики.

13 февраля 1953 года принято постановление правительства об исследованиях по созданию двухступенчатой баллистической ракеты с дальностью полета 7000-8000 км. В 1954 году НИИ-88 приступил к работам. В силу новизны решаемых задач тема прорабатывались очень тщательно. Их реализация была возможна лишь после решения целого ряда сложных научно-технических проблем. В соответствии с проводимыми научно-исследовательскими работами 20 мая 1954 года ОКБ-1 С.П. Королева приступило к проектированию баллистической ракеты большой дальности (Р-7).

Для разработки боевого ракетного комплекса Р-7 был сформирован Совет главных конструкторов. Председателем совета назначен С.П. Королев. Кроме него в совет вошли В.П. Глушко, В.П. Бармин, В.И. Кузнецов, М.С. Рязанский, Н.А. Пилюгин.

В.П. Глушко уже имел опыт разработки «большого» кислородно-керосинового двигателя РД-110. Для двигателей Р-7 вновь были выбраны эти же компоненты, а не применявшийся на первых БРДД спирт. В январе 1954 года на Совете главных конструкторов принято решение об использовании унифицированного ЖРД для всех блоков ракеты Р-7.

«Выбор топлива определился, во-первых, тем, что из известных и обеспеченных производственной базой окислителей, по которым был накоплен достаточный опыт эксплуатации, наибольший удельный импульс мог обеспечить только жидкий кислород. Во-вторых, горючее должно было быть более калорийным, чем спирт, при этом также хорошо освоенным. Таким был керосин. По термодинамическим характеристикам он позволял обеспечить достаточный уровень экономичности, но его использование в качестве горючего для ЖРД вызывало необходимость преодолеть серьезные трудности: температура продуктов его сгорания в кислороде почти на 1000 К выше, чем у водных растворов спирта, в то время как охлаждающие свойства намного хуже. А именно горючим приходится охлаждать стенки камеры, если в качестве второго компонента – окислителя – используется кислород. Задача охлаждения осложнялась еще тем. что для обеспечения оптимальных характеристик двигателя необходимо было поднять давление газов в камере по крайней мере в два раза по сравнению с достигнутым на спиртовых двигателях». [31]

Расчеты показали, что даже при использовании эффективного кислородно-керосинового топлива и при высоком коэффициенте удельного импульса тяги ракета должна быть, по крайней мере, двухступенчатой. Возникла проблема запуска двигателей второй ступени.

«Глушко не мог запускать жидкостный двигатель второй ступени после сброса первой, а Королев боялся включать его до ее сброса. Компоновщики и конструкторы не знали, как можно защитить баки первой ступени от действия горячей струи двигателя второй ступени». [32]

Так появился проект пакетной связки блоков первой и второй ступеней.

«При отсутствии в то время опыта запуска двигателей в пустоте на невоспламеняющихся компонентах топлива и наличии требования обеспечения исключительно высокой надежности необходима была такая конструктивная схема ракеты, при которой обеспечивался бы контролируемый запуск всех двигателей, как первой, так и второй ступеней. Отсюда и родилась идея пятиблочной ракеты продольным отделением боковых блоков – 1-ой ступени – от второго блока – 2-ой ступени». [33]

Первое стендовое испытание двигателей в составе пакета ракеты Р-7 состоялась в Загорске 20 февраля 1957 года. После проведения огневых испытаний на стенде загорского НИИ-229 приказом председателя ГКОТ в январе 1958 года производство ЖРД РД-107 и РД-108 для МБР Р-7 было передано с Опытного завода ОКБ-456 в Химках на Куйбышевский моторостроительный завод № 34. Для конструкторского сопровождения серийного выпуска при заводе № 34 в 1958 году организован Приволжский филиал ОКБ-456. Первым руководителем филиала был Ю.Д.Соловьев.

«Создание жидкостных ракетных двигателей для ракеты Р-7 было выдающимся для того времени достижением в области ракетного двигателестроения и в значительной степени предопределило успех в разработке комплекса первой отечественной МБР. Маршевые двигатели ракеты Р-7 имели высокие энергетические и массовые характеристики и, что особенно важно, – высокую надежность». [34]

Для управления полетом ракеты решено было впервые использовать рулевые двигатели с поворотными камерами. На старте рулевые двигатели включались одновременно с маршевыми.

«При топливе кислород с керосином из-за высокой температуры газов нереально обеспечивать управление полетом ракеты такими органами, как газовые рули, которые использовались на кислородно-спиртовых двигателях. Кроме того, газовым рулям присущ серьезный недостаток, они создают потери тяги двигательной установки за счет торможения газового потока на рулях. Поэтому было решено для управления вектором тяги и соответственно полетом ракеты использовать рулевые камеры относительно малой тяги. При рассмотрении вопроса о том. какое КБ возьмет на себя разработку этих камер, была учтена просьба Глушко, чтобы его КБ не отвлекалось на создание камер малой тяги параллельно с работами по основным двигателям, а также то обстоятельство, что в ОКБ Королева имелось подразделение во главе с М.В. Мельниковым, которое уже создало работающий прототип требуемой рулевой камеры и соответствующий стенд». [35]

Позже в космических ракетах-носителях, созданных на основе Р-7, использовались рулевые двигатели, спроектированные в ОКБ-456 под руководством В. Глушко. В ОКБ-1 под руководством М. Мельникова был также создан двигатель принципиально новой схемы – с дожиганием рабочего тела турбины в камере сгорания. Это был первый в мире ЖРД, выполненный по замкнутой схеме.

Первоначально Королев и Бармин остановили свой выбор на варианте сборки ракеты прямо на стартовой позиции, так как перевозить и ставить на стартовый стол все блоки поодиночке было гораздо проще, чем транспортировать и устанавливать собранную ракету. Но в конце 1955 года заместитель Председателя Совета Министров СССР В. Малышев, предложил оснастить «семерку» термоядерным боезарядом. испытания которого были успешно проведены на Семипалатинском полигоне. Атомщики заявили о том, что расчетная масса нового боезаряда будет пять тонн (но уложились в 1,5 т). Поэтому Королеву пришлось переделывать ракету, значительно увеличив ее стартовую массу. Требования к прочности корпуса тяжелой ракеты возросли, и стало ясно, что собирать ее на стартовой позиции в вертикальном положении будет невозможно – слишком велики нагрузки и слишком мал запас прочности. Единственный выход – горизонтальная сборка в монтажном корпусе неподалеку от стартовой позиции с последующей транспортировкой собранной ракеты по рельсам на пусковой стол.

«В октябре 1954 г. способ установки ракет на стартовую систему был принципиально изменен в связи с изменением схемы компоновки ракеты и выполнен так, что центральный блок подвешивался на боковые блоки, а не на стартовое сооружение. Поэтому установить центральный блок на стартовое сооружение было невозможно. Ракета должна была доставляться на стартовую позицию полностью собранной и устанавливаться на стартовое сооружение». [36]

«Опыта работы у коллектива ГСКБ Спецмаш по созданию стартового комплекса для такой ракеты не было. Все привыкли, что ракета до ее пуска своим торцом опирается на опоры пускового устройства... Проведенные в ОКБ С.П.Королева проверочные прочностные расчеты такой ракеты, установленной на стартовую систему при воздействии на нее ветра до 15 м/с, показали, что из-за большой «парусности» собранного пакета ракеты (ширина пакета в хвостовой части составляла 10 м) в опорных элементах и ее хвостовой части возникали нагрузки, угрожающие свалить ракету с пускового стола. Для выхода из сложившейся ситуации при обсуждении ее на Совете главных конструкторов С.П. Королев предложил В.П. Бармину спроектировать вокруг стартовой системы стену для защиты ракеты от ветра... В результате проведенных сотрудниками ОКБ С. П. Королева дополнительных проработок было предложено создать на ракете силовой пояс в зоне стыка первой и второй ступени, через который обеспечивать наземными средствами удержание ракеты, находящейся на стартовой системе, и которым воспринимать приходящиеся на ракету ветровые нагрузки». [37]

В 1954 году создана специальная комиссия под руководством начальника полигона Капустин Яр В.И. Вознюка для выбора места нового полигона испытаний межконтинентальных ракет. За год работы комиссия пересмотрела различные варианты. Для окончательного решения были предложены участки на территории Марийской АССР, Дагестанской АССР, Астраханской области и Кзыл-Ординской области Казахстана, неподалеку от железнодорожной станции Тюра-Там.

Последнее предложение, как наиболее приемлемое, было утверждено Советом Министров СССР.

Постановление правительства о начале строительства полигона вышло в феврале 1955 года. 2 июня 1955 года объекту присвоили официальное название 5-й Научно-исследовательский и испытательный полигон Министерства обороны (НИИП-5). Неофициально употреблялось название Тюра-Там. Позже, после первых космических запусков, закрепилось название космодром Байконур.

В мае на станции Тюра-Там высадился первый отряд строителей Байконура.

Начальником строительства полигона был назначен Георгий Шубников. Он прибыл на Байконур в мае 1955 года. В июле 1955 года развернулось строительство первых объектов. На площадке было сосредоточено уже более десяти тысяч человек. Строительно-монтажные работы на Байконуре шли многие годы. Напряжение и темпы были весьма велики. Даже крепкий организм начальника строительства не выдержал такой нагрузки. В 1965 году он тяжело заболел, ослеп и скоропостижно скончался.

«Размещались люди в основном в палатках и землянках. Питались концентратами и сухарями. Воды не хватало даже для питья и приготовления пищи, не говоря уже о санитарных нуждах. Навесы. под которыми принимали пищу, плохо защищали от палящих лучей солнца, туч пыли и песка, полчищ мух. Песок скрипел на зубах, набивался в рот, пыль забивала глаза и уши. Бесспорно было, что главнейшей из всех задач являлось создание более или менее сносных условий пребывания людей длительное время в пустыне». [38]

Под поля падения отработавших ступеней были отведены участки в Акмолинской области. Местами падения головных частей стали участки полуострова Камчатка.

«В августе 1955 года сформирована отдельная научно-испытательная часть с дислокацией в поселке Ключи Усть-Камчатского района Камчатской области – объект «Кура». Ее предназначение состояло в «приеме» головных частей межконтинентальных баллистических ракет, запускаемых в испытательных целях с полигонов Министерства обороны СССР. Начиная с 1963 года, эта часть обеспечивала не только пуски ракет в интересах РВСН, но и пуски Камчатской военной флотилии, с 1970 года – Краснознаменного Тихоокеанского флота, с 1979 года – Северного флота». [39]

Вспоминает Б.Е. Черток:

«Максимальная дальность, которую можно было получить, оставляя следы на суше, ограничивалась Камчаткой. Поэтому в районе Елизова на Камчатке был сооружен наземный измерительный пункт НИП-6. Этот пункт на краю советской земли должен был измерять параметры летящих на него головных частей и принимать излучаемую передатчиками «Трала» (система радиотелеметрической аппаратуры для регистрации параметров летящей Р-7) телеметрическую информацию. Там же, на Камчатке, вскоре появился и второй измерительный пункт НИП-7 в районе Ключей». [40]

При проектировании первой МБР рассматривались различные варианты боевых стартовых комплексов. Предлагалась, например, вырубка специальной ниши в скале, из которой ракета выдвигалась вместе со всеми стартовыми сооружениями после объявления боевой тревоги. Разрабатывался проект сверхглубокой шахты и другие проекты. Окончательно был принят вариант наземного стартового комплекса, защищенного по окружности земляным валом.

Помимо комиссии, занимавшейся выбором участка строительства будущего испытательного полигона, была сформирована еще одна комиссия, в задачу которой входило определение места дислокации боевых стартовых позиций. По результатам работы комиссии местом дислокации определена территория, расположенная неподалеку от железнодорожной станции Плесецк Архангельской области. Строительство боевой стартовой станции «Ангара» (всего предполагалось возвести четыре открытых стартовых комплекса) начато 11 января 1957 года. 9 февраля 1959 года объекту присвоено наименование Учебный артиллерийский полигон.

Перед началом летно-конструкторских испытаний Р-7 были проведены стрельбы экспериментальных ракет Р-5МРД (модифицированная Р-5М с регулируемым двигателем) увеличенной дальности полета. Эти стрельбы на полигоне Капустин Яр позволили отработать некоторые наиболее сложные элементы будущей межконтинентальной ракеты.

В начале 1957 года на Опытном заводе ОКБ-1 в Подлипках изготовлены первые ракетные блоки Р-7. Ракета была продемонстрирована высшему руководству страны.

Первым начальником полигона Байконур был назначен генерал-лейтенант А.И. Нестеренко. Для проведения пусков ракет сформировали 39-ю отдельную инженерно-испытательную часть (ОИИЧ). Председателем Государственной комиссии по проведению испытаний стал В.М. Рябиков. В марте 1957 года на полигоне завершили монтаж оборудования стартового комплекса. Центром полигона определили город Ленинск (в декабре 1995 года Ленинск был переименован в город Байконур).

3 марта 1957 года на Байконур с Опытного завода в Подлипках прибыла первая разобранная на блоки ракета под заводским номером М1-5. Вскоре был подписан акт Государственной комиссии о готовности первой очереди полигона.

Предстартовые испытания начались 6 мая и продолжались 110 часов. 15 мая 1957 года состоялся первый испытательный пуск первой межконтинентальной баллистической ракеты Р-7. Во время полета на активном участке траектории, продолжавшегося 103 секунды, нарушилась герметичность магистрали горючего и загорелся блок Д первой ступени. Была дана команда аварийного выключения двигателей. Ракета упала в 300 км от старта. Ракета разрушилась.

Второй пуск, намеченный на 9 июня 1957 года, не состоялся из-за выявленного в процессе подготовки к старту заводского дефекта (ракета М1-6, отказ системы управления). Следующий пуск проведен 12 июля 1957 года. Он также был неудачным, ракета М1-7 сгорела на старте.

21 августа 1957 года проведен первый успешный пуск ракеты МБР Р-7 (зав. № М1-8). Преодолев расстояние 5 600 км, весовой макет боеголовки достиг цели на Камчатском полигоне Кура. Пятый пуск проведен 7 сентября 1957 года (ракета М1-9).

На ракете М1-11 была установлена головная часть новой формы и телеметрическая система «Трал-Г2» со штыревыми антеннами под теплозащитной обмазкой. Она стартовала 30 января 1958 года и была первой, у которой головная часть дошла до земли (блок 2 ступени не отделился), перелет составил 80 км. Первая информация с помощью бортовой системы радиотелеметрии и автономных регистраторов получена при пуске 29 марта 1958 года. При пуске 4 апреля 1958 года ракеты М1-12 перелет составил 68 км и отклонение вправо – 18,2 км. При старте 24 мая 1958 года ракеты Б1-3 недолет составил 45 км, следующая ракета Б1-4 была снята со старта. Для совместных испытаний было изготовлено 16 ракет Р-7 (8 на опытном заводе ОКБ-1 и 8 на заводе № 1 Куйбышевского совнархоза). Из них 4 достигли Камчатки с большими отклонениями, 8 прошли нормально с КВО, не превышающим 6 км. Летно-конструкторские испытания МБР Р-7 были завершены в июне 1958 года. При пуске 27 ноября 1959 г. перелет составил 1,75 км и боковое отклонение 0,77 км.

30 июля 1959 года на полигоне Байконур состоялся первый экспериментальный пуск Р-7, оснащенной водородным боезарядом.

Серийное производство Р-7 развернули в 1958 году на Куйбышевском авиазаводе № 1, выпускавшем ранее бомбардировщики ИЛ-28, ТУ-16 и перепрофилированном на выпуск ракетной техники. Для организации серийного производства в Куйбышеве был образован филиал ОКБ-1, который возглавил один из ближайших сотрудников Королева, ведущий конструктор Р-7 Д. Козлов. 17 февраля 1959 года на полигоне Байконуре был проведен первый учебно-боевой пуск серийной МБР Р-7, собранной на Куйбышевском авиазаводе.

Боеготовность первой отечественной МБР была невысокой. Вот что пишет об этом Б.Е. Черток:

«Мы создавали Р-7 как оружие. Одним из важнейших показателей для ракеты, даже межконтинентальной, является время готовности, то есть длительность цикла подготовки от момента доставки на стартовую позицию до пуска. Для обеспечения первого пуска мы затратили на стартовой позиции почти 10 суток. Все отлично понимали, что дальше мириться с таким длительным циклом нельзя. Поэтому, кроме всех прочих задач, решили отрабатывать предстартовые испытания, строго нормируя время всех операций. Ракету номер шесть доставили на старт 5 июня, через 20 суток после первого пуска. Тогда такой интервал нам казался приемлемым с учетом большого числа доработок и дополнительных пневмоиспытаний... Подготовка и испытания на старте шли значительно быстрее, и уже через пять суток ракета была заправлена и готова к пуску». [41]

Заправка ракеты компонентами топлива происходила непосредственно перед пуском. При норме 170 тонн требовалось подвезти к ракете 400 тонн жидкого кислорода. Общее время подготовки к старту первоначально достигало двенадцать часов. Боеготовность ракетного комплекса сохранялась не более восьми часов.

Работники одного из КБ рассказали о том, что для исключения примерзания агрегатов двигателя в морозную погоду сотрудник обслуживающего персонала перед пуском ракеты должен был стоять возле нее и крутить ручку, похожую на рукоятку, которой в те времена заводили автомобили. Перед пуском ракеты сотрудник, получив команду-предупреждение, вытягивал ручку из отверстия в корпусе и быстро убегал в укрытие.

20 января 1960 года боевой ракетный комплекс Р-7 принят на вооружение. Он явился основой для создания другого ракетного комплекса – с ракетой Р-7А (8К74).

На базе ракеты Р-7 разработаны космические ракеты-носители: «Спутник», «Восток», «Молния», «Союз» и др.

По инициативе С.П. Королева был предложен противоспутниковый ракетный комплекс на базе МБР Р-7 с истребителем спутников в качестве последней ступени. Для наведения комплекса предполагалось использовать ряд средства противоракетной системы «А». Истребитель спутников разрабатывался в ОКБ-155 А.И. Микояна.

 

* * *

Назад.

Оглавление.

Далее.

 

* * *
Яндекс.Метрика