Межконтинентальная баллистическая ракета Р-9А(8К75). Р 9


расшифровка стали, характеристики, свойства, аналоги

Современные технологии, которые используют во всех отраслях промышленности, предъявляют особые требования, как к материалам, так и к инструментам для их обработки. На производствах связанных с обработкой металлов, востребованы высокопрочные стали для изготовления резцов, свёрл, фрез, и других обрабатывающих инструментов. Материал этих изделий должен выдерживать большие нагрузки. При подробном изучении характеристики стали Р9, можно сделать вывод о возможности её использования для изготовления обрабатывающих инструментов.

Немного истории

Уже давно в истории человечества, железо прочно вошло в жизнь и быт людей. Тогда, как и сейчас металл обрабатывался металлом. Хотя это и была всего лишь кувалда кузнеца. После изобретения металлообрабатывающих станков появилась возможность холодной обработки металлических изделий.

В начале скорость обработки была не значительной. Но в 1858 году шотландец Мюшет добавил в тигель марганец и вольфрам. Сталь с содержанием этих элементов позволила увеличить скорость обработки. Этот материал был прототипом современных быстрорежущих сталей, Р9, в том числе.

Химический состав

По своему происхождению сталь Р9 легированная. Основной принцип легирования металлов заключается в следующем. Для сохранения твёрдости при нагреве, необходимо в металл ввести элементы затрудняющие коагуляцию карбидов. Поэтому инструментальные стали легируются карбидами вольфрама, молибдена, ванадия, хрома. Особенно влияет на режущие свойства стали, кобальт.

В состав быстрореза марки Р9 входят, в %:

  • углерод - 0,85-0,95,
  • кремний до 0,5,
  • марганец - до 0,5
  • сера - 0,03,
  • фосфор - не более 0,03,
  • хром - 3,8-4,4
  • молибден - до 1,
  • вольфрам - 8,5-9,5,
  • ванадий - 2,3-2,7,
  • кобальт - до 0,5,
  • никель - до 0,4,
  • железо - приблизительно 80.

Эти элементы определяют характеристики Р9.

 

 

Основные свойства

Технические характеристики металлов основываются на их физических и механических свойствах.

Основные физические свойства марки Р9 при температуре 20 ºС.

  • Удельное сопротивление R=380×109(Ом/м).
  • Плотность р=8300кг/м3.
  • Коэффициент теплопроводности =23 Вт(мС)

Из механических свойств, можно отметить твёрдость, красностойкость, прочность.

Твёрдость стали Р9 сохраняется неизменной при температуре до 580 ºС.При этой температуре, в течение 4 часов твёрдость остаётся равной 63 по Роквеллу. Углеродистые стали уже при температуре 200 ºС, твёрдость начинают терять.

Во время эксплуатации инструменты из стали подвергаются различным нагрузкам. Поэтому чем больше прочность, тем надёжней и долговечней инструмент. Сталь Р9 имеет предел прочности:

  • на растяжение 850 МПа
  • при изгибе 3630 МПа
  • при сжатии 2500 МПа

Маркировка

В марочниках действительных в России, быстрорезы, обозначаются по-особому. Они начинаются с буквы Р от английского слова rapid, то есть быстрый. Цифры, которые идут после этой буквы обозначают содержание вольфрама в процентах.

Таким образом расшифровка маркировки стали Р9 означает: быстрорежущая сталь с содержанием вольфрама от общей массы, в среднем 9%.

Область применения и аналоги

Марку Р9 применяют в основном при изготовлении инструментов для обработки металлов. Свёрл, различных фрез, зенкеров, токарных резцов. Из аналогов можно указать очень похожую по характеристикам сталь Р18. Существуют также и зарубежные аналоги.

ГОСТ на продукцию

  • Сортовой прокат ГОСТ 19265-73, ГОСТ 2590-2006, ГОСТ 2591-2006
  • Калиброванный пруток ГОСТ 19265-73 , ГОСТ 7417-75
  • Шлифованный пруток и серебрянка ГОСТ 19265-73, ГОСТ 14955-77
  • Лист толстый ТУ 14-1-1408-75
  • Лист тонкий ТУ 14-1-1408-75, ТУ 14-1-1706-76
  • Лента ГОСТ 2283-79 
  • Полоса ГОСТ 19265-73, ГОСТ 4405-75 
  • Поковки и кованые заготовка ГОСТ 19265-73, ГОСТ 1133-71.
Оцените статью:

Рейтинг: 0/5 - 0 голосов

prompriem.ru

Р-9А (8К75) - межконтинентальная баллистическая ракета

Межконтинентальная ракета Р-9 стала последней из принятых на вооружение боевых ракет, использующих криогенное топливо. Предложения главных конструкторов о разработке новой МБР Р-9 на топливе кислород-керосин с начальной массой около 100 тонн (т.е. почти в три раза меньше чем у Р-7) были направлены в правительство в апреле 1958 г. Постановление Совета Министров о разработке ракеты Р-9 было принято 13 мая 1959 г. Головным разработчиком было определено ОКБ-1 С.П. Королева.

Видео шахтного комплекса ракеты Р-9А

Конструктивно Р-9 представляла собой двухступенчатую МБР с поперечным делением ступеней. Топливные баки первой ступени имели обычную цилиндрическую форму и изготовлялись из панелей алюминий-магниевого сплава, обработанных методом химического фрезерования. Вторая ступень имела цилиндрическо-коническую форму со сферическим баком окислителя и несущим коническим баком горючего. На ракете использовалось "горячее" разделение ступеней, поэтому первая и вторая ступень соединены ферменным переходником.Первая ступень была оборудована 4-камерным ЖРД открытой схемы, разработанным в ОКБ-456. На второй ступени был установлен 4-камерный двигатель разработки ОКБ-154, также выполненный по открытой схеме. Управление полетом на участке работы первой ступени впервые осуществлялось с помощью качающихся камер сгорания маршевого двигателя. Управление полетом второй ступени обеспечивалось управляющими соплами, работающими на отработанном выхлопном газе турбонасосного агрегата.Кроме этого, для обеспечения аэродинамической устойчивости второй ступени в первые секунды ее самостоятельного полета на ее хвостовом отсеке размещались 4 аэродинамических щитка, открывавшихся в момент разделения ступеней. Необходимость применения стабилизаторов была обусловлена малой длительностью активного участка первой ступени. По этой причине отделение первой ступени происходило на высоте, где влияние аэродинамических сил еще было существенным. Сам хвостовой отсек второй ступени также отделялся через несколько секунд после отделения первой ступени. На ракете Р-9А впервые был реализован наддув топливных баков продуктами сгорания основных компонентов топлива, что устранило необходимость установки специальных баллонов с газом наддува.

Р-9А (8К75) - межконтинентальная баллистическая ракета

Первоначально ракета Р-9А имела комбинированную систему управления с радиотехническим каналом. Инерциальная система обеспечивала полет на всем активном участке, а система радиокоррекции предназначалась для управления полетом в течение последних десятков секунд активного участка. Впоследствии, однако, от использования радиотехнического канала отказались. Система управления ракеты впервые позволяла осуществлять дистанционный контроль параметров ракеты. Для повышения боеготовности в ней также впервые применялись приборы с форсированным разгоном гироскопов.Ракета могла оснащаться головными частями двух типов, легкой и тяжелой, для стрельбы на разные интервалы дальностей. Обе головные части имели коническую форму с полусферическим затуплением и соединялись с ракетой коническими переходниками, причем переходник для тяжелой ГЧ, имевшей большие габариты, имел обратную конусность и большую длину.Первоначально ракета разрабатывалась в варианте с открытым наземным стартом, но в 1960 г. была начата разработка стартового комплекса с шахтными пусковыми установками. Всего было разработано три варианта стартовых комплексов — наземные "Десна-Н" и "Долина" и шахтный "Десна-В".В состав комплекса "Десна-Н" входили две пусковые установки, заглубленный командный пункт, хранилища ракет и компонентов топлива и пристартовый пункт радиоуправления. Комплекс "Долина" был аналогичен по составу, но оснащался автоматизированной системой подготовки старта, позволявшей осуществить запуск в течение 20 минут. За это время производились вывоз ракеты из хранилища, ее установка на наземное стартовое сооружение, заправка, подготовка системы управления и прицеливание. Минимальный интервал между пусками ракет с соседних пусковых установок составлял 9 минут, а между повторными пусками с одной ПУ—2.5 часа.Шахтный комплекс "Десна-В" состоял из трех шахтных ПУ, расположенных в одну линию неподалеку друг от друга, подземного командного пункта, подземных хранилищ компонентов топлива и сжатых газов и пункта радиоуправления. Шахтные пусковые установки комплекса имели глубину 36 м, внутренний диаметр 7.8 м при внутреннем диаметре стакана газоходов 5.5 м. В комплексе "Десна-В" впервые была решена задача старта кислородных ракет непосредственно из шахты.

Р-9А (8К75) - межконтинентальная баллистическая ракета

Особенностью комплекса Р-9А было применение кислорода, переохлажденного до температуры -186°С. Для хранения запаса кислорода на стартовой позиции был создан специальный комплекс средств, обеспечивающий малые потери кислорода на испарение (2-3% в год) и его ускоренную заправку в баки ракеты при получении команды на пуск. Время заправки ракеты компонентами укладывалось в общее время подготовки ракеты к пуску из готовности № 1, которое определялось временем подготовки приборов системы управления и, прежде всего, временем раскрутки гироскопов. Ракета могла находиться в готовности № 1 до 1 года, а в заправленном состоянии —до 24 часов. Летные испытания ракеты проводились на 5-м НИИП (Байконур). Они начались 9 апреля 1961 г., сначала на приспособленном стартовом комплексе, затем продолжились на экспериментальном боевом комплексе "Десна-Н" (наземный) до 14 февраля 1963 г. и завершились на боевых комплексах "Долина" (наземный) и "Десна-В" (шахтный) 2 февраля 1964 г. Отработка была связана с большими трудностями, в основном связанными с двигателями. Из 32 первых пусков 15 окончились авариями. Всего в рамках АКИ было произведено 54 пуска ракет 8К75.21 июля 1965 г. ракета с наземными и шахтными комплексами "Долина" и "Десна-В" была принята на вооружение. Комплекс "Десна-Н" был отвергнут, т.к. на нем технологический цикл подготовки к пуску занимал не менее 2 часов.Первые ракетные полки, оснащенные ракетами Р-9А, были поставлены на боевое дежурство в декабре 1964 г. (4 полка с ракетами наземного базирования и один полк с ракетами шахтного базирования) Развертывание комплекса имело весьма ограниченные масштабы. По западным данным, всего было развернуто 23 пусковых установки ракет Р-9А (в 1963-1964 гг.). Ракеты Р-9А были сняты с вооружения в 1976 г.

Стартовая позиция ракеты Р-9А на Байконуре

Фото стартовой позиции ракеты Р-9А на Байконуре

Тактико-технические характеристики ракеты Р-9А

Начало разработки 13 мая 1959 г.
Организация-разработчик ОКБ-1
Изготовитель завод № 88 (г. Калининград),с 1963 г.-завод "Прогресс" (г. Куйбышев)
Летные испытания 9 апреля 1961 г.-февраль 1964 г. ("Десна-Н”), с 22 февраля 1963 г. ("Долина"), с 27 сентября 1963 г. ("Десна-В")
Постановка на дежурство 14 декабря 1964 г. (наземная ПУ), 26 декабря 1964 г. (шахтная ПУ)
Принята на вооружение 21 июля 1965 г
Количество ступеней 2
Топливо жидкое с криогенным компонентом
Тип пусковой установки наземная ПУ "Десна-Н", автоматизированная наземная ПУ “Долина",шахтная ПУ "Десна-В" с газодинамическим стартом
Количество и мощность боевых блоков легкая и тяжелая ГЧ; 1 х 5 Мт
Масса головной части/ забрасываемый вес 1650-2095 кг
Максимальная дальность 12500 км
Система управления автономная инерциальная, автономная инерциальная с радиокоррекцией
Точность ПО 20 км по дальности и 10 км по боковому отклонению (автономная СУ), ПО 8 км по дальности и 5 км по боковому отклонению (с радиокоррекцией)
Длина 24.3 м
Максимальный диаметр 2.68 м
Стартовая масса 80.4 т
Масса топлива 71.1 т
Окислитель жидкий кислород
Горючее керосин Т-1
Тяга ДУ (ур. моря/вакуум) 1600 /1627 кН (первая ступень)
1600 /1627 кН (первая ступень) - / 3107 м/с (первая ступень), - / 3300 м/с (вторая ступень)
Время подготовки к пуску 8-10 мин ("Десна-В"), 20 мин ("Долина")

Двигатель первой ступени ракеты Р-9А

Двигатель первой ступени ракеты Р-9А

Двигатель второй ступени ракеты Р-9А

Двигатель второй ступени ракеты Р-9А

Сборочный цех ракет Р-9А

Сборочный цех ракет Р-9А

Похожие материалы

Load More...
Добавить комментарий

oruzhie.info

9А - это... Что такое Р-9А?

Общие сведения

Основные характеристики

История запусков

Р-9А
Ракета Р-9 у Центрального музея Вооруженных Сил
Страна СССР
Индекс 8К75
Классификация НАТО SS-8 Sasin
Назначение МБР
Разработчик ОКБ-1
Количество ступеней 2
Длина 24,19 м
Диаметр 2,68 м
Стартовая масса 81 т
Вид топлива жидкое, керосин/жидкий кислород
Максимальная дальность 12 500 — 16 000 км
Точность, КВО 3000 - 3500 м
Тип головной части моноблочная
Количество боевых блоков 1
Мощность заряда 1,65 либо 2,3 Мт
Система управления инерциальная
Способ базирования шахтный
Состояние снята с вооружения
Принята на вооружение 1964
Снята с вооружения 1976

Р-9А (Индекс ГРАУ - 8К75, по классификации МО США и НАТО — SS-8 Sasin) — советская двухступенчатая, жидкостная (на низкокипящем окислителе) межконтинентальная баллистическая ракета наземного и шахтного базирования с моноблочной головной частью, разработанная в ОКБ-1 С. П. Королёва. Система управления разработана харьковским НПО "Электроприбор". Р-9А относится к ракетам первого поколения. Находилась на вооружении частей РВСН ВС СССР дислоцировавшихся в Омске, Тюмени, Козельске, Плесецке и Байконуре с 1964 по 1976 год.

История

Р-9А имела меньшую массу и размеры, по сравнению с Р-7, но гораздо лучшие эксплуатационные свойства. На ней впервые, в отечественной практике ракетостроения, был применён переохлаждённый жидкий кислород, что позволило уменьшить время заправки до 20 минут, и сделало её, по основным ТТХ, конкурентоспособной с ракетами на долгохранимых компонентах топлива, таких, как Р-16, главным конструктором которой был М. К. Янгель. Преимуществом Р-9А была почти вдвое меньшая стартовая масса, так как жидкий кислород позволял получить более высокие характеристики, чем азотнокислые окислители.

Несмотря на то, что ракета Р-9А была принята на вооружение, и было развёрнуто около 30 ракет такого типа, стало ясно, что для использования в МБР жидкий кислород не годится. Тем не менее, вторая ступень Р-9А была с небольшими переделками использована в качестве третьей ступени космических носителей на базе Р-7 (Молния, Восход, Союз). Использование переохлаждённого жидкого кислорода, имеющего более высокую плотность, также стало повсеместным в космической технике.

Позднее, была совершена попытка на базе Р-9А создать «глобальную ракету» ГР-1 (8К713), выводящую боезаряд не на баллистическую траекторию, а на низкую околоземную орбиту, с которой боезаряд сводился бы тормозным импульсом, и получить таким образом неограниченную дальность и возможность захода боеголовок на цель с любого направления. Было изготовлено два макета ГР-1, но её лётные испытания не начинались. Немного позднее эта идея была реализована в системе частично-орбитального бомбометания с ракетой Р-36орб, созданной в ОКБ-586 на базе МБР Р-36.

Испытания

Строительство наземной стартовой позиции начато в 1960 году на площадке 51 (45.923875, 63.3409545°55′25.95″ с. ш. 63°20′27.42″ в. д. / 45.923875, 63.34095 (G) (O) — пусковая установка № 5 в 400 метрах от стартовой позиции СП-1 ракеты Р-7), в качестве технической позиции должен был использоваться МИК-2 расположенный там же. Однопунктный РУП системы управления дальностью и боковым движением центра масс с антенной под сферическим обтекателем построен на площадке 52 в километре от стартовой позиции.

Для ведения испытаний Р-9 на строящейся на площадке 75 НИИП-5 наземной стартовой позиции «Десна-Н» в апреле 1961 года на полигон была переведена в/ч 54112.

Перечень пусков по которым имеются данные № пуска Дата и время Ракета Место пуска Цель Подразделение Результат Примечание ЛКИ Р-9
1 9 апреля 1961 12:16 8К75 №Е10308 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный На 153 секунде полёта резкий спад режима работы ЖРД блока «Б», на 258,53 секунде ДУ была выключена по сигналу реле давления ОКТ, на 263,64 секунде — отделение ГЧ. Вторая ступень и ГЧ упали в 3745 километрах от стартовой позиции.
2 21 апреля 1961 5:26:14,6 8К75 №Е10309 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный Промах составил: 300 м недолёт, 640 м вправо.
3 25 апреля 1961 5:26 8К75 №Е15001-02Т ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный Прогар огневой стенки 2-й камеры сгорания, на 1,65 секунде — потеря устойчивости, на 3,85 секунде произошёл резкий спад режима работы ДУ. МБР упала рядом со стартовой позицией, повредив подземные сооружения старта и находящиеся в них оборудование и коммуникации
4 29 мая 1961 4:44:23 8К75 №Е10310 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный Из-за ненормальной работы ЖРД второй ступени в конце АУТ недолёт составил 35,17 км, отклонение влево — 13,15 км.
5 2 июня 1961 8:12:14,5 8К75 №Е15001-01Т ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный На 29,8 секунде полёта — отказ ДУ 1-й ступени. Ракета упала в 6,3 км от старта.
6 25 июля 1961 8К75 №Е10312 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный
7 30 июля 1961 8К75 №Е15001-25 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный
8 3 августа 1961 8К75 №Е10313 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный На 0,3 секунде полёта произошёл взрыв, предположительно из-за высокочастотных пульсаций в камере сгорания при запуске ДУ 1-й ступени. Стартовая позиция была выведена из строя.
9 10 сентября 1961 8К75 №Е10311 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный На 26,3 секунде произошёл отказ системы питания ДУ 1-й ступени. Ракета упала в 4 км от старта.
10 19 сентября 1961 8К75 №Е10314 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный Преждевременное выключение ДУ 2-й ступени из-за выкручивания регулировочного болта ПРМ. Недолёт ГЧ — 930 км.
11 26 сентября 1961 8К75 №Е10315 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный Промах составил: недолёт — 1,04 км, вправо — 0,84 км.
12 6 октября 1961 8К75 №Е15001-21 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Акватория в/ч 25741 успешный Пуск на максимальную дальность
13 8 октября 1961 8К75 №Е15001-22 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Акватория в/ч 25741 аварийный Пуск на макс. дальность. Разрушение ДУ 1-й ступени.
14 12 октября 1961 8К75 №Е15001-23 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Акватория в/ч 25741 успешный Пуск на максимальную дальность
15 26 октября 1961 8К75 №Е15001-24 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Акватория в/ч 25741 аварийный Пуск на макс. дальность. Разрушение ДУ 1-й ступени.
16 21 марта 1962 00:14,5 8К75 №Е10317 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный Преждевременное израсходование запаса горючего и выключение ДУ 2-й ступени на 230,5 секунде, из-за повышенного расхода горючего. Изделие упало северо-восточнее Татарска Новосибирской области.
17 22 марта 1962 23:26:12 8К75 №Е10316 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный Промах составил: недолёт — 800 м, влево — 50 м
18 18 апреля 1962 22:29 8К75 №Е15001-20 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный Промах составил: перелёт — 140 м м, влево — 350 м
19 20 апреля 1962 23:32 8К75 №Е15001-19 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный На 23,6 секунде полёта отказ ЖРД 8Д716 из-за разрушения топливной магистрали. Ракета упала в 10 км от старта.
20 23 апреля 1962 22:30  ?8К75 №Е15001-19? ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный Промах составил: перелёт — 610 м, вправо — 820 м
21 9 июня 1962 5:59:39 8К75 №Т10329 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный Изготовитель — завод № 88. Промах составил: перелёт — 140 м, вправо — 920 м
22 14 июня 1962 7:30 8К75 №Т10328 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный Изготовитель — завод № 88. Промах составил: недолёт — 100 м, влево — 490 м
23 19 июня 1962 11:40:35 8К75 №Е15001-27 ПУ № 13 Пл. № 75 (СП «Десна-Н») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Изготовитель — завод «Прогресс». Промах составил: перелёт — 3,42 км, вправо — 0,9 км
24 21 июня 1962 6:27 8К75 №Е15001-26 ПУ № 13 Пл. № 75 (СП «Десна-Н») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Изготовитель — завод «Прогресс». Промах составил: недолёт — 2,7 км, вправо — 3,5 км
25 21 июля 1962 20:01 8К75 №Т10330 ПУ № 13 Пл. № 75 (СП «Десна-Н») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: недолёт — 3,19 км, вправо — 0,08 км
26 24 июля 1962 20:05 8К75 №Т10331 ПУ № 13 Пл. № 75 (СП «Десна-Н») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: недолёт — 1,57 км, вправо — 0,08 км. Отработка технологического графика подготовки и пуска из готовности № 3 (1,5-часовая)
27 29 июля 1962 7:16 8К75 №Т10332 ПУ № 13 Пл. № 75 (СП «Десна-Н») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) аварийный Падение блоков «А» и «Б» в 575 и 625 км от старта, соответственно, из-за отключения батареи электропитания на 97,5 секунде.
28 22 октября 1962 6:36:13 8К75 №Т15001-01 ПУ № 13 Пл. № 75 (СП «Десна-Н») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) аварийный На 2,3 секунде полёта разрушение 1-й камеры ЖРД 8Д716, ракета упала в 20 км от старта. Изготовитель — завод «Прогресс». Задачи: исследование надёжности СУ, надёжности радиоуправления и оценка точности измерения параметров движения.
29 28 октября 1962 7:37:17 8К75 №Т15001-05 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура  ? аварийный Пуск в рамках операции «К» («К4») для определения воздействия высотного ядерного взрыва на радиосвязь и аппаратуру. Разрушение 2-й камеры ЖРД 8Д716, ракета поднялась на 20 м, упала рядом со стартом, выведя его из строя.
30 11 февраля 1963 17:54:27 8К75 №Е15001-33 ПУ № 12 Пл. № 75 (СП «Десна-Н») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: недолёт — 50 м, вправо — 780 м. Изготовитель ракеты — завод «Прогресс». Задачи: Отработка технологического графика подготовки и пуска из готовности № 1 (15-тиминутная).
31 14 февраля 1963 15:02:15 8К75 №Т15001-10 ПУ № 12 Пл. № 75 (СП «Десна-Н») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) аварийный Изготовитель ракеты — завод «Прогресс», первая серийная партия 1962 года. Ракета поднялась на 190 м, упала на стартовый стол и сгорела. Вероятная причина: срабатывание пироклапана из-за замыкания контактов в штекерах Ш131, Ш331 из-за попадания постороннего металлического предмета. Задачи: Отработка технологического графика подготовки и пуска из готовности № 1 (15-тиминутная).
32 22 февраля 1963 13:03:12,6 8К75 №Т15002-04 ПУ № 14 Пл. № 75 (СП «Долина») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: перелёт — 160 м, влево — 580 м. Изготовитель ракеты — завод «Прогресс», вторая серийная партия 1962 года. Задачи: Отработка технологического графика подготовки и пуска из готовности № 1 (15-тиминутная).
33 11 марта 1963 14:02:22 8К75 №Е15001-34 ПУ № 14 Пл. № 75 (СП «Долина») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) аварийный Изготовитель ракеты — завод «Прогресс». Пуск из готовности № 1 (15-тиминутная). Негерметичность в магистрали горючего двигателя 8Д715 2-й ступени на 107,25 секунде полёта, что привело к снижению давления в камере сгорания на 50 %. 2-я ступень и головная часть упали в 781 км от СП.
34 14 марта 1963 14:01:08 8К75 №Е15002-35 ПУ № 14 Пл. № 75 (СП «Долина») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: перелёт — 120 м, вправо — 460 м. Изготовитель ракеты — завод «Прогресс». Пуск из готовности № 1 (15-тиминутная).
35 20 мая 1963 17:07:38 8К75 №Т-10344 ПУ № 14 Пл. № 75 (СП «Долина») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: перелёт — 940 м, влево — 410 м. Изготовитель ракеты — завод № 88. Пуск из готовности № 3.
36 13 июня 1963 21:01 8К75 №Т15001-05 ПУ № ? Пл. № 75 Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) аварийный Изготовитель ракеты — завод «Прогресс», первая серийная партия 1963 года. Разрушение ракеты из-за превышения расчётных нагрузок, в результате отказа автомата стабилизации на 48-й секунде полёта. Ракета упала в 12 км от СП.
37 24 июля 1963 6:00:30 8К75 №Т15001-06 ПУ № ? Пл. № 75 Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) аварийный Изготовитель ракеты — завод «Прогресс», первая серийная партия 1962 года. Потеря устойчивости по каналу рыскания из-за отказа автомата стабилизации на 52-й секунде полёта, в результате — выдача команды на автоподрыв ГЧ. Ракета упала в 65 км от СП.
38 12 сентября 1963 12:36:54 8К75 №Т15002-03 ПУ № 14 Пл. № 75 (СП «Долина») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: недолёт — 0,02 км, влево — 1,31 км. Пуск из готовности № 1 по 12-тиминутному графику.
39 17 сентября 1963 9:00:34 8К75 №Т15002-07 ПУ № 14 Пл. № 75 (СП «Долина») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: перелёт — 740 м, вправо — 80 м. Пуск из готовности № 1 по 12-тиминутному графику.
40 27 сентября 1963 7:02 8К75 №? ШПУ № 11 Пл. № 70 (СП «Десна-В») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: перелёт — 630 м, вправо — 190 м. Пуск из готовности № 1 по 20-тиминутному графику. Задачи: получение информации о работе СУ, проверка ШПУ, специальных технологических систем и агрегатов.
41 18 октября 1963 5:00:52 8К75 №? ШПУ № 11 Пл. № 70 (СП «Десна-В») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) аварийный Пуск из готовности № 1 по 20-тиминутному графику. Выход ДУ на пониженный режим, из-за негерметичности магистрали высокого давления горючего. Поломка коромысла клапана слива. Потеря ракетой устойчивости по каналам вращения и рыскания на 21-й секунде полёта. Ракета упала в 740 км от СП.

Развёртывание

Развитие группировки Р-9А. Количество ПУ на боевом дежурстве[1] 1962 1963 1964 1965 1966 1967 1968 1969 1970 1971 1972 1973 1974 1975 1976 Р-9А Всего МБР % от РКСН
2 11 26 29 29 26 26 26 21 21 21 21 19
56 122 189 234 469 769 1010 1220 1421 1490 1526 1538 1582 1572 1485
0 0,26 1,33 2,80 2,53 2,01 1,56 1,41 1,29 1,02 1,003 0,998 0,977 0,89 0

Эксплуатанты

Строительство в ракетных войсках боевых стартовых позиций (БСП) для Р-9А шло параллельно с лётно-конструкторскими испытаниями ракетного комплекса, которые были завершены только 2 февраля 1964 года, а на боевое дежурство первые ракетные полки с шахтными и наземными пусковыми установками и ракетой 8К75 встали раньше чем ракетный комплекс был принят на вооружение (это событие состоялось только 21 июля 1965 года[2]). В середине декабря 1964 года на боевое дежурство (БД) были поставлены по два ракетных полка с наземными стартами «Долина» в Козельске и Плесецке, а в конце месяца — первый ракетный полк с ШПУ «Десна-В» в Козельске.[3]

Плесецк

15 декабря 1964 года началась постановка на боевое дежурство двух ракетных полков с наземными стартами.[3]

Байконур

10 апреля 1961 года на 5-й НИИП (Байконур) был передислоцирован из Йошкар-Олы 676-й ракетный полк 201-й ракетной бригады получивший наименование 51-я отдельная инженерно-испытательная часть (51-я ОИИЧ). Основной задачей нового подразделения стало проведение испытаний ракеты Р-9А. С 31 мая 1962 года 51-я ОИИЧ вошла в состав 1-го испытательного управления полигона.

Строительство наземных и шахтных стартовых позиций велось в 1961—1963 годах.

По некоторым данным, на боевое дежурство 51-я ОИИЧ встала по завершению лётных испытаний ракеты в 1965 году:

С боевого дежурства часть снята в 1971 году.

28-я гвардейская ракетная дивизия, Козельск

30 марта 1964 года в 28-й гв.рд (г. Козельск) были сформированы два ракетных полка (в/ч 12417 и 07390), которые начали подготовку к заступлению на боевое дежурство с ракетой Р-9А.[4]

14 декабря 1964 года на БД заступили два первых ракетных полка с наземными стартами (по другим данным — один полк[5]), а 26 декабря (по другим данным — 23 декабря[4][5]) на БД встал ракетный полк с ШПУ.[3]

Всего в период с 1961 по 1964 год в 28-й дивизии были поставлены на БД 15 пусковых установок ракетного комплекса Р-9А (8К75) двух типов: наземный (площадки 11, 12, 21) и шахтный (площадки 22, 31).[6] По состоянию на июнь 1970 года, когда дивизия была включена в состав формирующейся 27-й ракетной армии, на боевом дежурстве находилось 3 наземных и 2 шахтных БСП, всего — 12 пусковых установок.[7]

Стартовые позиции Р-9А дивизии:

  • ?-й рп — ШПУ «Десна-В» 53.681931, 35.64581453°40′54.95″ с. ш. 35°38′44.93″ в. д. / 53.681931, 35.645814 (G) (O)
  • ?-й рп — 53.906596, 35.75662953°54′23.74″ с. ш. 35°45′23.86″ в. д. / 53.906596, 35.756629 (G) (O)
  • ?-й рп — 53.850053, 35.68860853°51′00.19″ с. ш. 35°41′18.98″ в. д. / 53.850053, 35.688608 (G) (O)
  • ?-й рп — 2 наземных ПУ 53.809731, 35.78242153°48′35.03″ с. ш. 35°46′56.71″ в. д. / 53.809731, 35.782421 (G) (O)
  • ?-й рп — 2 наземных ПУ 53.897443, 35.85533453°53′50.79″ с. ш. 35°51′19.2″ в. д. / 53.897443, 35.855334 (G) (O)

23 декабря 1965 года боевой расчет ракетного полка (в/ч 54291) успешно провел учебно-боевой пуск штатной ракеты Р-9А (8К75) на полигоне «Байконур».[4][5]

В связи с событиями в Чехословакии с 24:00 20 августа 1968 года 28-я гв.рд была переведена в «Повышенную» степень боевой готовности, при этом к ракетам Р-9А наземных ПУ были пристыкованы боевые головные части, а на командных пунктах организовано круглосуточное дежурство усиленными дежурными сменами. «Повышенная» готовность была отменена в 24:00 1 сентября 1968 года.[8]

С 1966 в дивизии ведётся строительство ШПУ типа «ОС» комплекса с ракетой УР-100, постепенно заменивших Р-9А.[9] В 1976 году расформированы два последних ракетных полка, вооруженных ракетами Р-9А (8К75).[6]

93-я ракетная бригада, Тюмень

Основная статья: 93-я ракетная бригада

Сформирована как 10-я ракетная бригада в августе 1964 года, на базе преобразованных в ракетные полки в марте 1964 года двух дивизионов 390-го ракетного полка оставшегося в Тюмени после передислокации в Алейск 41-й гвардейской ракетной дивизии. В январе 1969 года 10 рбр была преобразована в 93-ю ракетную бригаду. Управление бригадой дислоцировалось в в пгт. Богандинский Тюменской области. Строительство стартовых позиций Р-9А в позиционном районе бригады было развёрнуто летом 1962 года, в ноябре-декабре 1963 года было поставлено оборудование, к 1964 году, когда строительство и оборудование БСП двух полков было практически завершено, в бригаду поступили боевые ракеты.[10] На боевое дежурство полки бригады заступили к концу 1964 года.[10] В 1967—1968 годах со стартовых позиций 93-й рбр было проведено два учебно-боевых пуска. [11] Первый из них проведён 27 июня 1967 года. Пункты дислокации ракетных полков бригады:

Бригада была снята с боевого дежурства и расформирована в 1976 году.

290-й отдельный ракетный полк, Омск

Основная статья: 290-й отдельный ракетный полк

Сформирован в июне 1960 года в составе 213-й ракетной бригады 7-го отдельного гвардейского ракетного корпуса. В мае 1961 года 213 рбр была преобразована в 49-ю гвардейскую ракетную дивизию. Первоначальные планы по развёртыванию четырёх ракетных полков вооружённых МБР Р-9А (три в Омске и один в Татарске) выполнены не были. Из-за проблем при строительстве шахт групповых стартовых позиций типа «Десна-В» связанных с плохим дренажем и высоким уровнем грунтовых вод, с большой задержкой по времени была завершена только БСП-11 290 рп. В октябре 1962 года, 49 Гв.рд была передана в Лиду в состав 50-й ракетной армии (Смоленск), а входившие в неё ракетные полки переданы в состав НИИП-5 (Байконур), 3-го учебно-артиллерийского полигона (Плесецк), 29-й гвардейской ракетной дивизии (Шауляй). Оставшийся в Омске 290 рп, был переименован в 290-й отдельный ракетный полк и вошёл напрямую в состав 7 орк. Дислоцировался полк в пос. Степной возле Омска (сейчас микрорайон Омска). На боевое дежурство с одним дивизионом заступил в 1965 году,[12] с тремя ШПУ, три ШПУ 2-го дивизиона не были достроены, а ещё по трём шахтам (3-й дивизион) работы были остановлены на этапе рекогносцировки и изысканий.[12] В июле 1965 года, в присутствии Главкома РВСН Н. И. Крылова с БСП 290-го полка, был успешно проведён первый в РВСН учебно-боевой пуск Р-9А по полигону Кура.[12] Всего в 1965—1967 годах с боевых позиций 290-го орп проведено 3 учебно-боевых пуска.[13] Также, пуски с БСП ракетного полка были успешно проведены в 1969 году.[11] Расположение объектов ракетного полка:

Полк снят с боевого дежурства и расформирован в 1976 году.

Сохранившиеся экземпляры

Примечания

  1. ↑ Сухина, Ивкин, Дюрягин, 1999, с. 68,80,85
  2. ↑ Стратегические ракетные комплексы наземного базирования, 2007, с. 31
  3. ↑ 1 2 3 Межконтинентальная баллистическая ракета Р-9 / Р-9А (8К75) SS-8 (Sasin)  (рус.). Сайт Ростовского военного института ракетных войск имени Неделина М. А.. Архивировано из первоисточника 15 февраля 2012. Проверено 29 мая 2011.
  4. ↑ 1 2 3 История  (рус.). Козельская Гвардейская Краснознамённая ракетная дивизия. Козельск.ру. Архивировано из первоисточника 15 февраля 2012. Проверено 29 мая 2011.
  5. ↑ 1 2 3 Владимирская ракетная стратегическая, 2006, с. 378-379
  6. ↑ 1 2 Козельская Гвардейская Краснознамённая ракетная дивизия. Вооружение
  7. ↑ Владимирская ракетная стратегическая, 2006, с. 165
  8. ↑ Владимирская ракетная стратегическая, 2006, с. 380
  9. ↑ Носов, 2008, с. 182
  10. ↑ 1 2 Носов, 2008, с. 194
  11. ↑ 1 2 Носов, 2008, с. 197
  12. ↑ 1 2 3 Носов, 2008, с. 195
  13. ↑ Носов, 2008, с. 193
  14. ↑ Музей Ракетных войск стратегического назначения Министерство обороны

Литература

  • Носов В. Т. Стратеги. Командующие ракетными армиями, командиры ракетных корпусов. — ЦИПК РВСН, 2008. — 276 с.
  • Сухина Г. А., Ивкин В. И., Дюрягин М. Г. Ракетный щит Отечества / Под общ. ред. В. Н. Яковлева. — М.: ЦИПК РВСН, 1999. — 254 с.
  • Стратегические ракетные комплексы наземного базирования. — М.: «Военный Парад», 2007. — 248 с. — 2000 экз. — ISBN 5-902975-12-3
  • Владимирская ракетная стратегическая: краткая хроника основных событий истории ракетной армии / Сост. И. В. Вершков и др., под ред.: В. Г. Гагарина. — Владимир: Аркаим, 2006. — 480 с. — 2000 экз. — ISBN 5-93767-023-X

Ссылки

dic.academic.ru

Межконтинентальная баллистическая ракета Р-9А(8К75) | Ракетная техника

]]>Ракета Р-9А(8К75) ]]> Основываясь на достигнутом к началу 1958 года прогрессе в создании более экономичных двигателей и головных частей с ядерным зарядом значительно меньшей массы, Совет главных конструктов направил в апреле 1958 года в Правительство СССР предложение о разработке новой межконтинентальной баллистической ракеты Р-9 на ракетном топливе «кислород-керосин» с начальной массой около 100 т. С.П. Королеву стоило больших усилий уговорить Совет главных подписать эти предложения. В.П. Бармин и Н.А. Пилюгин сильно сомневались в реальности заявляемой стартовой массы (например, Р-16 была на 30 тонн тяжелее), В.П. Глушко поначалу не соглашался на разработку кислородного двигателя с тягой 140 тонн и настаивал на применении высококипящих компонентов топлива. Когда в 1958 года была получена информация о том, что в новейшей МБР ]]>Titan I]]> американцы, как и в МБР ]]>Atlas]]>, используют жидкий кислород в качестве окислителя, то это на первый взгляд подтверждало правильность выбора кислорода, а не высококипящих компонентов. Ракета Titan I базировалась в ШПУ и имела готовность к пуску после заправки 15 минут. Это пока было недоступно ни одной из советских ракет. Однако в конце 1961 года появилась информация, что новейшие МБР ]]>Titan II]]> на высококипящих компонентах, размещенные в одиночных ШПУ в заправленном состоянии, могли стартовать через 1,5-2 минуты после получения команды. Одновременно поступили данные о планируемом снятии ракет Titan I и Atlas с вооружения. Теперь на "коне" были сторонники В.П. Глушко и высококипящих КРТ. Поскольку на тот момент было не вполне ясно, какая из пар компонентов обеспечит лучшие условия эксплуатации в войсках и меньшее время подготовки к пуску, после дополнительных проработок ОКБ-1 предложило разработать два варианта ракеты, отличающихся используемыми компонентами топлива и двигательными установками: Р-9А (на низкокипящих компонентах топлива «керосин-жидкий кислород») и Р-9Б (на высококипящих компонентах топлива «керосин-азотная кислота»). Все определялось сложностью систем для поддержания компонентов топлива в готовности к заправке, токсичностью компонентов, временем, необходимым для заправки ракеты, и временем раскрутки гироприборов перед пуском. Учитывая, что время готовности к пуску у обоих вариантов системы примерно одинаковое, а эксплутационные качества, включая безопасность работы с ракетой, предпочтительнее у компонентов «керосин-кислород», ОКБ-1 настояло на принятии к дальнейшей разработке ракеты Р-9А.

От ракеты, как боевого оружия, требуется максимально возможное время пребывания в готовности № 1 и минимальное время подготовки к пуску. Решение этих задач облегчается при хранении ракеты длительное время в заправленном состоянии, однако для кислородной ракеты это было практически исключено. Следовало добиться того, чтобы время заправки ракеты Р-9А не превышало общее время подготовки ракеты. Таким образом, исключалась необходимость длительного хранения ракеты в заправленном состоянии. В Постановлении Правительства СССР на разработку ракеты Р-9А от 30 мая 1960 года специально отмечалось, что в качестве окислителя должен применяться переохлажденный кислород. Первым высказал идею об использовании переохлажденного жидкого кислорода В.П. Мишин. Если вместо минус 183°С, близких к точке кипения кислорода, понизить его температуру до минус 200-210°С, то, во-первых, он займет меньший объем, во-вторых, резко уменьшатся потери на испарение, в-третьих можно будет осуществить скоростную заправку (кислород, попадая в теплый бак, не будет бурно вскипать, как это обычно происходит). Это позволит обеспечить хранение кислорода в наземной емкости и заправку его в ракету практически без потерь за время, не превышающее времени подготовки приборов системы управления к пуску. Это позволяло обеспечить хранение кислорода в наземной емкости и заправку его в ракету практически без потерь за время, не превышающее времени подготовки приборов системы управления к пуску (главным "ограничителем" выступало время подготовки гироприборов). Выбранное решение было абсолютно верным, и его правильность подтвердило время - в дальнейшем на советских ракетах (в том числе на «лунной царь-ракете» Н-1/11А52 и универсальной тяжелой РН «Энергия»/11К25) применялись переохлажденные компоненты топлива. Длительность пребывания ракеты Р-9А в заправленном состоянии составляла 24 часа, но ракета могла стоять на боевом дежурстве не заправленная компонентами ракетного топлива. Все системы и агрегаты ракеты Р-9А могли обеспечить её пребывание в готовности №1 в течение 1 года при условии периодического проведения (без снятия со старта) регламентных работ.

При эскизном проектировании были рассмотрены пять принципиальных схем ракеты, обеспечивающих требуемые характеристики при максимально возможной простоте, мобильности и минимально возможной массе конструкции. Это было достигнуто принятием целого ряда конструктивно-компоновочных решений, например, применением открытых ферменных отсеков для сочленения ступеней ракеты, сбрасываемого хвостового отсека II ступени, использование паров наддува бака горючего II ступени для отделения ГЧ и т.д. Габариты ракеты выбирались из возможности транспортировки ее в собранном виде в одном железнодорожном вагоне и использования сварочно-штамповочного оборудования ракеты Р-7 для производства блоков ракеты Р-9А.

Разработка ракеты Р-9А началась в ОКБ-1 под руководством С. Королева после выхода Постановления Правительства страны от 30 мая 1960 года и приказа Госкомитета СССР по оборонной технике от 22 ноября 1961 года. Проектирование и разработка системы управления ракеты Р-9 проводилась в НИИАП под руководством главного конструктора Н.А. Пилюгина. Командные приборы разрабатывались под руководством В.И. Кузнецова в НИИ-944, а система радиоуправления - в НИИ-885 под руководством М.С. Рязанского. Главным конструктором по наземному комплексу был назначен В.П. Бармин (ГСКБ "Спецмаш"). Двигатель I ступени был разработан в ОКБ В.П. Глушко, а двигатель II ступени - в ОКБ С.А. Косберга. Боезаряд разрабатывался в КБ-11 (г. Арзамас-16) под руководством С.Г. Кочарянца. Эскизный же проект ракеты Р-9А был завершен еще в октябре 1959 г., в нем было предусмотрена возможность дальнейшего совершенствования характеристик ракеты. Для этой цели разрабатывались новые двигатели НК-9 (ОКБ Н.Д. Кузнецова) для 1-ой ступени (с улучшенными характеристиками за счёт использования замкнутой схемы) и для 2-ой ступени - двигатель на базе создаваемого в ОКБ-1 двигателя «блока Л» для РН «Молния». При применении новых двигателей и сохранении стартовой массы ракеты максимальная дальность могла быть увеличена на 2700 км. При сохранении же заданной дальности и массы ГЧ масса ракеты уменьшалась на 13 т. Ракета получила индекс Р-9М. Однако ОКБ Н.Д. Кузнецова не смогло своевременно организовать работу по новому двигателю, а В.П. Глушко скоро добился решения оставить для ракеты Р-9А в качестве единственного варианта для 1-ой ступени разрабатываемый им двигатель. Стоит отметить, что возникшие при создании МБР Р-9А противоречия между С.П. Королевым и В.П. Глушко во взглядах на дальнейшее применение высококипящих и низкокипящих компонентов топлива привели в дальнейшем к открытому расколу между ними, что стало одной из важнейших (но не единственной) причин провала советской «лунной программы» - ОКБ Н.Д. Кузнецова, не имевшее достаточного опыта, не смогло на том этапе создать достаточно надежных и одновременно мощных кислородно-керосиновых РД для РН Н-1. От применения на сверхтяжелом носителе Н-1 ЖРД на высококипящих компонентах топлива, на чем настаивал В.П. Глушко, решено было отказаться по экологическим соображениям - в случае неудачного старта (а все 4 попытки запуска Н-1 окончились неудачей) территория полигона рисковала на долгий срок превратиться в безжизненную пустыню. В дальнейшем сам В.П. Глушко изменил свои взгляды - он возглавил в 1974 году ЦКБЭМ - бывшую «фирму С.П. Королева» - и на созданной в дальнейшем под его руководством самой мощной в мире сверхтяжелой ракете «Энергия» применялись только ЖРД с окислителем «кислород» на обеих маршевых ступенях и горючим «керосин» (1-я ступень) и «водород» (2-я ступень).

]]>]]>Для МБР Р-9А предусматривалось создание двух типов стартовых комплексов: наземный - «Десна-Н» и шахтный - «Десна-В». Параллельно с проектированием ракеты продолжались научно-исследовательские и опытные работы по проблеме получения, транспортировки и хранения переохлажденного жидкого кислорода и уменьшения его потерь. Проблема оказалась столь серьезной, что в качестве советника был привлечен известный специалист по физике сверхнизких температур академик П.Л. Капица. За счёт применения принципиально новых видов изоляции емкостей с жидким кислородом (порошковая, экранно-вакуумная теплоизоляция и т.п.) и выбора оптимальной конструкции баков ракеты и емкостей хранения кислорода, новых конструкционных материалов, внедрения переохлаждения, удалось сократить потери кислорода от испарения с 15% на начальном этапе работ до 0,05-0,2% (т.е. в 75-300 раз) перед выходом ракеты на лётные испытания. Для обеспечения длительного хранения ракеты в заправленном состоянии прорабатывалась возможность установки экранно-вакуумной теплоизоляции на кислородных баках (индекс ракеты 8К77). В качестве двигателей предлагалось использовать двигатели варианта ракеты Р-9М. Применение этих высокоэнергетических двигателей позволяло при сохранении рабочего запаса топлива оснастить ракету более тяжёлой и соответственно более мощной ГЧ. Но этот вариант развития не получил, в связи с большими осложнениями при изготовлении защитной оболочки (сталь толщиной 0,5 мм) для экранно-вакуумной теплоизоляции (сложности со сваркой и её креплением). Для поддержания вакуума в больших объемах потребовались специальные насосы. Советская промышленность в то время их не выпускала. С.П. Королев добился решения ВПК об организации производства таких насосов по образцу фирмы «Philips». Конечно, фирма об этом ничего не знала. Была создана специальная газовая холодильная машина, которая, будучи установлена на емкости с жидким кислородом, конденсировала испарившийся из емкости кислород и возвращала его обратно в жидком состоянии. Замена существовавших видов изоляции (мипоры, шлаковаты) на порошки (аэрозоль, перлит и др.), которыми заполнялось пространство между емкостью и наружным кожухом, и вакуумирование этого пространства превращало емкость для хранения кислорода в большой термос и резко сокращало теплоприток к емкости кислорода, а, следовательно, и его потери от нагревания и испарения. Это сходство ещё более усиливалось при использовании ЭВТИ, которая представляла собой маты из листов блестящей тонкой фольги (около 100 штук), разделенных друг от друга редкой стеклотканью. Блестящая поверхность фольги резко уменьшала передачу тепла к емкости с кислородом, а вакуум в теплоизолирующем пространстве емкости довершал дело. Для создания системы вакуумирования на многочисленных объектах хранения кислорода был спроектирован и создан специальный форвакуумный насос в сочетании с двумя адсорбционными насосами с применением нового синтетического материала - цеолита, предварительно охлаждаемого жидким кислородом или азотом. Такая конструкция позволила довести вакуум с уровня 5x10-2 мм рт.ст. до 1x10-3-1x10-4. Это также потребовало освоения новой технологии сварки для получения полной герметичности многометровых сварных швов емкостей хранения, создания методики и аппаратуры контроля их качества. Все описанные выше мероприятия сводили к минимуму испарения криожидкости. Так впервые в отечественной практике была решена проблема хранения жидкого кислорода практически без потерь. Вместе с тем исследования показали, что есть дополнительные возможности повышения эффективности применения переохлажденного жидкого кислорода. При температуре минус 203-210°С сильно возрастает его текучесть. Это позволяло резко сократить время заправки (с 25-30 до 3-8 мин), при этом вместо насосов можно было использовать сжатый воздух, который выдавливал кислород из емкости хранения в баки ракеты с расходом до 700 т/ч. Для переохлаждения жидкого кислорода применялась передвижная установка, в которой использовался принцип эжекции и уноса паров с поверхности жидкого кислорода за счёт перепада давления в эжекторе. В докладных записках на имя министра общего машиностроения Д.Ф. Устинова и заместителя Председателя Госплана СССР В.М. Рябикова в мае 1961 г. С.П. Королев изложил основные итоги работ по кислородной тематике. Таким образом, можно отметить, что работы над ракетой Р-9А позволили серьезно расширить фронт работ по криогенной тематике в нашей стране в целом и добиться серьезных результатов. Полученные результаты потребовали коренной перестройки процессов получения, хранения, транспортировки и заправки криожидкостей. Была принципиально перестроена промышленная база, в дальнейшем вышло соответствующее Постановление Правительства СССР, в 1972 г. создана крупнейшая союзная научно-промышленная организация по этой проблеме - НПО "Криогенмаш" (г. Балашиха, Московской области), объединившая научные и производственные коллективы.

]]> Погрузка Р-9А]]>

Принципиальной особенностью ракеты было включение в ее состав переходной рамы пускового стола. Благодаря этому резко уменьшился объем работ на старте, т.к. стыковка всех связей "земля-борт" теперь производилась на технической позиции, после пристыковки к ракете переходной рамы, а на старте оставалось пристыковать существенно меньшее количество коммуникаций "земля-переходная рама". Другой особенностью комплекса ракеты Р-9А явилось системное решение проблем, связанных с длительным хранением жидкого кислорода. Была создана система переохлаждения, длительного хранения и скоростной заправки ракеты переохлажденным жидким кислородом и решена проблема его длительного хранения без потерь. Однако на этапе ЛКИ выявились недостатки наземного стартового комплекса «Десна-Н». В частности, при этом выявились недостатки компоновки и конструкции отдельных узлов пускового стола и переходной рамы. Переходная рама оказалась очень громоздкой и тяжелой, ее масса достигала 4,5 т и составляла 50% массы сухой ракеты. Технологический цикл подготовки пуска был недостаточно автоматизирован, что удлиняло процесс подготовки к пуску, требовало квалифицированного боевого расчёта. Сложным и длительным оказался процесс установки ракеты на пусковой стол, недостаточно быстрой была заправка компонентами топлива, время подготовки пуска составляло почти 2 ч. Все это привело к тому, что стартовый комплекс «Десна-Н» не был рекомендован для принятия на вооружение.

В мае 1962 г. было принято решение о необходимости создания более совершенного стартового комплекса. Необходимо отметить, что комплекс "Десна-Н" был отвергнут не из-за грубых конструктивных просчетов - высокие боевые и эксплутационные характеристики ракеты Р-9А, подтвержденные ЛКИ, требовали создания еще более совершенного стартового комплекса с более высокой боевой готовностью, т.е. требовалось подходить к ракете и стартовому комплексу как к единому целому. ОКБ-1 стало головной организацией и главным идеологом создания нового комплекса наземного оборудования для ракеты Р-9А. Была разработана и изготовлена новая переходная рама, с массой в 3 раза меньше прежней. В ЦКБ транспортного машиностроения было создано эффективное устройство, управляемое одним оператором, способное установить ракету на пусковой стол за 30 сек. На основе последних достижений криогенной техники была создана система переохлаждения, длительного хранения без потерь и скоростной заправки ракеты переохлажденным жидким кислородом, разработана (в ГСКБ «Спецмаш») система скоростной заправки горючим (керосином Т-1) с насосной подачей горючего. Впервые в ОКБ-1 была создана и изготовлена на заводе "Красная Заря" автоматизированная система подготовки ракеты к старту (АСПС), причем принятые в ней классические решения использовались в дальнейшем для ряда новых ракет-носителей. АСПС представляла собой единую автоматическую систему, охватывающую весь комплекс автоматических систем управления отдельными агрегатами и системами стартового комплекса. АСПС также управляла операциями по полуавтоматическому сливу компонентов топлив из баков ракеты при несостоявшемся пуске, съемом ракеты с ПУ. Агрегаты и системы АСПС управлялись с центрального пульта подготовки автоматически или, при наличии необходимости, вручную. Удалось довести время готовности Р-9А к пуску, считая от горизонтального положения, до 20 мин. Новый стартовый комплекс получил название «Долина». Дальнейшее сокращение времени готовности к пуску ограничивалось временем раскрутки гироприборов (до 60000 об/мин.). На этот процесс требовалось 15 мин. Для ракеты Р-9А необходимо было создать также шахтный вариант стартового комплекса. Никакого опыта по созданию такого комплекса ни в стране, ни за рубежом не было. В США для ракет ]]>Atlas F]]> и ]]>Titan I]]> аналогичного класса предусматривалось только хранение ракеты в шахте - для пуска её поднимали на поверхность Земли. Из шахты пускать ракету опасались, так как подготовка и запуск двигателей были связаны с испарением жидкого кислорода и, следовательно, загазованностью шахты кислородом, что могло привести к взрыву. Нужно было время для исследований и экспериментов. Однако обстановка требовала ускоренного строительства защищенных стартовых комплексов. Решили исследования и эксперименты проводить одновременно с проектированием и строительством экспериментального шахтного стартового комплекса на Байконуре. Его головным разработчиком стало ГСКБ «Спецмаш» (Главный конструктор В.П. Бармин).

Для скорейшего начала испытаний было принято решение соорудить временную стартовую позицию в 300 м от стартовой площадки ракеты Р-7 (площадка № 1). Временной стартовой позиции Р-9А присвоили номер 71. Это давало возможность использовать существующие монтажно-испытательный корпус (МИК), заправочное, наземное, электросиловое оборудование, коммуникации связи и прочие удобства первой площадки. Летные испытания ракеты Р-9А начались 9 апреля 1961 г. с неудачи. На 155-й сек. полета отказал двигатель 2-ой ступени. Запуск можно считать частично успешным - в полете были проверены первая ступень, ее двигатель, система управления, центральный привод, запуск двигателя второй ступени, горячее разделение, сброс хвостового отсека второй ступени. Причины последовавшей остановки двигателя 2-ой ступени ракеты были установлены в тот же день. Среди обломков был найден клапан, по вине которого прекратилась подача газа в ТНА и установлена причина его отказа. Клапаны для последующих пусков были срочно доработаны. Второй пуск 21 апреля 1961 г. с площадки № 71 прошел успешно - ГЧ дошла до Камчатки (полигон «Кура»). 25 апреля был проведен третий пуск. Через 3,85 сек. одна из четырех камер резко пошла «на упор», затем давление в ней упало, ракета начала оседать и упала у самого старта, начался пожар. Вскоре была установлена причина аварии — разрушение камеры сгорания, произошедшее, вероятно, вследствие возникновения высокочастотных колебаний давления. В течение 1961 г. на испытания было затрачено 15 ракет. Последний пуск с 71-й площадки произвели 3 августа 1961 г., на этот раз Р-9А только приподнялась и через 0,3 сек. «села» на старт и сгорела. Второй этап ЛКИ проходил с марта по ноябрь 1962 г., было проведено 14 пусков. Из них 9 сочли удачными. Большая часть аварийных пусков Р-9А относилась на счет двигательных установок (в полете возникали высокочастотные колебания, приводившие к разрушению двигателей) и приборов системы управления.

Работы на полигоне Байконур по созданию комплекса «Долина» шли небывалыми темпами - в мае 1962 г. было принято решение о необходимости модернизации комплекса «Десна-Н», а уже в конце сентября на площадке №75 было закончено строительство и монтаж нового стартового комплекса «Долина». 22 февраля 1963 г. был успешно проведен первый пуск ракеты с данного стартового комплекса. Наблюдателей того времени поражало то, что автоматизация обеспечивала почти полное отсутствие боевого расчета. Самоходная тележка с ракетой, выйдя из монтажно-испытательного корпуса и достигнув упоров на пусковом устройстве, соединялась с подъемно-установочным устройством, которое поднимало ее в вертикальное положение, автоматически стыковало все коммуникации и закрепляло ракету на пусковом столе. Затем следовала скоростная заправка компонентами ракетного топлива, подготовка системы управления и прицеливание. На все уходило 20 минут вместо 2 часов на комплексе "Десна-Н". Шахтный стартовый комплекс «Десна-В» для ракеты Р-9 строился на площадке №70, на нем проверялись все расчётные данные и сама возможность пуска ракеты, заправленной кислородом и керосином, из шахты. При пуске из шахты отрабатывались монтажная и эксплуатационная документации, технология строительства шахтных пусковых установок и т.д. 27 сентября 1963 года был проведен первый пуск ракеты из шахты. Он прошел успешно. Однако без жертв при испытаниях ракеты, увы, не обошлось - 24 октября 1963 года в ШПУ ракеты Р-9А на полигоне Байконур произошел крупный пожар, погибло 8 человек (в истории полигона 24 октября вообще стало «черной датой» - 24 октября 1960 года при подготовке к испытаниям ракеты Р-16 произошел взрыв и пожар, в результате которых сразу погибли 74 человека, более десятка человек умерли чуть позже от ран). Для окончательного решения вопроса о возможности принятия Р-9 на вооружение был назначен третий этап ЛКИ - т.н. «совместные ЛКИ», имея в виду, что основную работу проводили штатные военные расчеты, а представители промышленности выполняли в основном роль наблюдателей. С 11 февраля 1963 г. по 2 февраля 1964 г, было пущено 25 ракет, из них 17 достигли цели. На три этапа ЛКИ в течение 3-х лет было затрачено 54 ракеты. После завершения летно-конструкторских испытаний ракета Р-9А с шахтным ("Десна-В") и наземным ("Долина") стартовыми комплексами была принята на вооружение РВСН 21 июля 1965 года. Её серийное производство в 1963 г. передано на Куйбышевский завод «Прогресс». Опыт, полученный при пусках, и непрерывное повышение культуры серийного производства на заводе «Прогресс» сделали свое дело - при контрольных отстрелах серийных ракет в период с 15 мая 1964 г. по 16 декабря 1968 г. из 16 ракет 14 дошли до цели.

14 и 15 декабря 1964 г., соответственно, началась постановка на боевое дежурство первых четырех ракетных полков с наземными стартами, по два под г. Козельск (28-я гвардейская Краснознаменная ракетная дивизия) и на полигоне Плесецк, а 26 декабря - первого ракетного полка с ШПУ под г. Козельск. БРК с ракетой Р-9А находились на боевом дежурстве более 10 лет и получили высокую оценку в войсках. Однако к моменту постановки на боевое дежурство Р-9А уже не в полной мере удовлетворяла требованиям, предъявляемым к новейшим боевым стратегическим ракетам того времени. Она относилась к МБР первого поколения и, превосходя по боевым, техническим и эксплуатационным характеристикам американские МБР аналогичного класса Titan I и Atlas F (к моменту начала постановки Р-9А на боевое дежурство они уже снимались с вооружения, все американские МБР первого поколения были полностью сняты с вооружения к концу июня 1965 г.) и отечественные ракеты ]]>Р-7А]]> и ]]>Р-16У]]>, она уступала новейшим американским МБР ]]>Titan II]]> и ]]>Minuteman IA/IB/II]]> по показателям живучести, точности стрельбы и времени подготовки к пуску. К тому же ракетные комплексы с Р-9А оказались достаточно дорогими в эксплуатации, что не могло не сказаться на масштабах их развертывания (всего на боевое дежурство было поставлено 27 единиц под Козельском, Омском (20-я ракетная дивизия) и Тюменью (22-я ракетная дивизия), а также на полигонах Плесецк и Байконур). Р-9А стала последней боевой ракетой в группировке РВСН на кислородно-керосиновом топливе. Она была снята с вооружения РВСН в 1977 году.

На Западе ракета 8К75 (Р-9А) получила обозначение SS-8 "Sasin".

Состав

]]>Ракета Р-9А]]>Р-9А (см. ]]>схему]]>) представляла собой двухступенчатую ракету с последовательным разделением ступеней. 1-ая ступень состояла из открытой решетчатой фермы, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. На 1-ой ступени стоял четырехкамерный маршевый ЖРД РД-111 (8Д716) с качающимися камерами сгорания, развивавший тягу 141 т и разработанный под руководством В.П. Глушко. Управление камерами двигателя 1-ой ступени осуществлялось впервые разработанным центральным гидравлическим приводом, использующим в качестве рабочей жидкости керосин, отводимый после ТНА двигателя. Каждая из четырех камер отклонялась на ±6 град. относительно нейтрального положения, чем обеспечивалось управление полетом ракеты. Двигатель является дальнейшим развитием двигателя РД-107 ракеты Р-7. Давление в камерах по сравнению с РД-107 повысилось до 80 атм. (на 20 атм.). Благодаря этому двигатель РД-111 получился очень компактным при тяге на 75% выше, чем у РД-107. Однако высокое давление стало одной из причин возникновения высокочастотных колебаний приводивших на этапе испытаний к частым авариям. В отличие от РД-107, для привода ТНА не требовалась перекись водорода. Турбогаз вырабатывался в газогенераторе за счет сжигания небольшой части топлива. Первичная раскрутка ТНА производилась пороховым стартером. 2-ая ступень состояла из конической и цилиндрической частей. Коническую часть корпуса составляли переходник, бак горючего и бак окислителя с межбаковой обечайкой. Цилиндрическая часть образовывала хвостовой отсек, внутри которого размещался маршевый двигатель. Бак горючего был выполнен по несущей схеме, а бак окислителя - в форме сферы (см. ]]>схему]]>).

На 2-ой ступени установили четырехкамерный ЖРД РД-0106 (8Д715) конструкции С.А. Косберга. Управление ракетой осуществлялось 4-мя поворотными соплами, использовавшими отработанный турбогаз ТНА. Наддув баков в полете и работа ТНА обеспечивалась с помощью продуктов сгорания основных компонентов топлива, что позволило упростить конструкцию двигателей и уменьшить его массу. После соответствующей доработки 2-ая ступень заняла место 3-ей ступени ракеты «Восток», получив наименование «блок И» (модернизированная РН получила название «Восход», «Молния», «Союз» для различных модификаций и видов полезной нагрузки). Двигательная установка ракеты разрабатывалась с учетом проведения скоростной заправки баков ракеты топливом, пребывания ракеты в заправленном состоянии в течение 24 ч, дистанционного управления операциями на старте, максимальной автоматизации подготовки к старту, запуска двигателя 1-й ступени как автоматически, по сигналу окончания заправки баков компонентами, так и вручную, в нужное время, без вскрытия люков и без доступа обслуживающего персонала к агрегатам и приборам ракеты. Устойчивость ракеты была достигнута применением стабилизаторов на 1-ой ступени. Каждый из 4-х стабилизаторов состоял из двух частей: пилона, жёстко связанного с корпусом, и съемной консоли. При транспортировке консоли снимались. Р-9А отличалась сравнительно коротким участком работы ДУ 1-ой ступени, вследствие чего разделение ступеней происходило на высоте, где влияние скоростного напора на ракету еще значительно и короткая по длине 2-ая ступень была аэродинамически неустойчива. Для повышения устойчивости на поверхности обтекателя хвостового отсека 2-ой ступени установили аэродинамические щитки. Разделение ступеней происходило по «горячей» схеме, для чего предусматривалась открытая силовая рама. После разделения обтекатель хвостового отсека сбрасывался, таким образом, ракета облегчалась еще на 800 кг.

На ракете устанавливалась комбинированная система управления, имевшая инерциальную систему и канал радиокоррекции. Ее приборы размещались в межбакововом отсеке. Круговое вероятное отклонение точки падения ГЧ при стрельбе на дальности свыше 12000 км при использовании радиоканала составляло 1,6 км. Со временем от радиотехнической подсистемы отказались, при этом КВО несколько ухудшилось. Для Р-9А были разработаны два варианта моноблочных термоядерных головных частей: штатная «легкая» и «тяжелая». Штатная «легкая» имела мощность 1,65 Мт, с ней достигалась дальность 14000 км. «Тяжелая» ГЧ имела мощность 2,5 Мт и могла быть доставлена на расстояние 12500 км. ГЧ крепилась к переходнику 2-ой ступени с помощью двух пирозамков. Ее отделение осуществлялось пневмотолкателем после выключения маршевого ЖРД 2-ой ступени. Для работы пневмотолкателя использовались газы наддува бака горючего 2-й ступени. Техническая готовность Р-9А к пуску из положения №1 составляла 10 мин.

Принципиальной особенностью ракеты Р-9А для наземного комплекса было включение в её состав переходной рамы пускового стола. Дело в том, что для подготовки ракеты к пуску требовалось произвести подстыковку к ракете большого количества (до 50-ти) наземных гидро-, пневмо-, и электрокоммуникаций. Было предложено создать переходную раму пускового стола с размещением на ней основной массы узлов стыковки наземных систем с ракетой. Еще одним нововведением был желоб бортовых коммуникаций (ЖБК). В этом желобе, протянувшемся по образующей от 2-ой ступени до стартового стола, были проложены гидравлические и электрические коммуникации, необходимые для связи ракеты с «землей» до самых последних секунд. Обычно многочисленные трубки и кабели, связывающие ракету с наземным оборудованием, являются частью конструкции ракеты и летят вместе ней уже ненужным грузом. На ракете Р-9А все, что не нужно в полете, перенесли в ЖБК, который отстреливался от ракеты перед отрывом от стола. Экономия составила, по заверениям создателей ракеты, «сотни килограммов». Ракета Р-9А, предназначенная для пуска из шахты, не имела переходной рамы, а ЖБК имел измененную конструкцию и перед стартом не отбрасывался, а отстыковывался от ракеты и отводился к стенке стакана.

Комплекс «Десна-В» состоял из трёх шахт (см. ]]>схему]]>), расположенных в одну линию, недалеко друг от друга, командного пункта, хранилищ компонентов топлив и сжатых газов, пункта радиоуправления и технологического оборудования, необходимого для поддержания запаса жидкого кислорода. Все сооружения были заглублены и соединены между собой ходами сообщения. Автономное электропитание обеспечивалось дизель-электростанцией. Под пусковым столом, размещенным на глубине 25 м, располагались три этажа для заправочного оборудования. Внутри бетонного сооружения шахты размещался стальной стакан диаметром около 8 м. Зазор между шахтой и стаканом служил газоходом для струй двигателя ракеты при пуске. Подготовка и проведение пуска ракеты Р-9А протекали автоматически, с дистанционным контролем каждой команды. Так как радиотехническая система обеспечивала наведение только одной ракеты, старт ракет при ее использовании можно было осуществить только последовательно.

По поводу строительства ШПУ для Р-9А между ОКБ-1 и руководством РВСН возникли разногласия. ОКБ предлагало размещать по одной шахте рядом с каким-либо населенным пунктом. Это обеспечивало экономию средств на строительстве специальных военных городков со всеми бытовыми службами в отдаленных и труднодоступных районах. Кроме того, по мнению представителей ОКБ-1, значительные грузопотоки к местам строительства в глухих районах страны неизбежно привлекли бы к себе внимание разведки вероятного противника, тогда как одношахтный вариант у населенных пунктов мог быть легко законспирирован. Но военное руководство, получив решающую поддержку Хрущева, настояло на принятии варианта расположения ШПУ подальше от густонаселенных мест. Наземный полуавтоматизированный стартовый комплекс «Долина» имел в своем составе 2 ПУ (каждая со стационарным установщиком), заглубленный КП, обвалованные хранилища компонентов топлива, хранилища ракет и пристартовый пункт радиоуправления. Комплекс «Долина» обеспечивал почти полное отсутствие боевого расчета на стартовой позиции. Самоходная тележка с ракетой, выйдя из монтажно-испытательного корпуса и достигнув упоров на ПУ, соединялась с подъемно-установочным устройством, которое поднимало ее в вертикальное положение, автоматически стыковало все коммуникации и закрепляло ракету на пусковом столе (благодаря переходной раме пускового стола и ЖБК объем работ на старте резко уменьшился). Конструкция ракеты предусматривала обслуживание на стартовой позиции в вертикальном положении без применения каких-либо специальных приспособлений и без открытия люков. Затем следовала скоростная заправка компонентами ракетных топлив, подготовка системы управления и прицеливание. Предстартовые проверки бортовых систем практически сводились к предпусковому включению и регулированию. Все операции максимально совмещались по времени. На все уходило не более 20 мин.

Тактико-технические характеристики

Дальность стрельбы, км 12500-14000
Стартовая масса, т 80.4
Габариты, м:            - длина            - диаметр корпуса максимальный 24.32.68
Забрасываемая масса, т 1.6-2
Мощность ГЧ, Мт 1.65-2.5
КВО, км 1.6
Масса топлива, т 71
Масса незаправленной ракеты, т 9
Двигатель 1-й ступени:            - тяга у Земли, тс            - тяга в вакууме, тс            - удельный импульс у Земли, кгс•с/кг            - удельный импульс в вакууме, кгс•с/кг            - время работы, с            - масса, т 1411632703111051.48
Двигатель 2-й ступени:            - тяга в вакууме, тс            - время работы, с 31165

Источники

  1. Голованов Я.К. Королев. Факты и мифы. — М.: Наука, 1994
  2. Губанов Б.И. Триумф и трагедия "Энергии". В 4 т. — Н.Н.: 2000
  3. Карпенко А.В., Уткин А.Ф., Попов А.Д. "Отечественные стратегические ракетные комплексы", - СПб.: Невский бастион-Гангут, 1999-288с.
  4. Андрюшин И.А., Чернышев А.К., Юдин Ю.А. "Укрощение ядра. Страницы истории ядерного оружия и ядерной инфраструктуры СССР" / С., С.: Красный Октябрь, 2003
  5. М.Первов "Межконтинентальные баллистические ракеты СССР и России". Краткий исторический очерк. / М.: 1998
  6. ]]> http://www.energia.ru]]>
  7. ]]> http://www.kbkha.ru]]>
  8. ]]> http://www.vniief.ru]]>
  9. ]]>http://www.buran.ru]]>
  10. ]]>http://rocketpolk44.narod.ru]]>
  11. ]]>http://www.astronautix.com]]>

rbase.new-factoria.ru

Р-9А / 8К75 - SS-8 SASIN

ДАННЫЕ НА 2014 г. (стандартное пополнение)Ракета Р-9А / 8К75 - SS-8 SASINРакета Р-9Б / 8К76

Межконтинентальная баллистическая ракета (МБР). После разработки новых типов ядерных зарядов уменьшенной массы, а так же новых более эффективных типов ЖРД в апреле 1958 г. совет главных конструкторов обратился к Правительству СССР с предложением о создании МБР Р-9 на топливе кислород-керосин со стартовой массой около 100 т. Первоначально рассматривалось два проекта ракеты - Р-9А с использованием топлива кислород-керосин и Р-9Б с топливом керосин-азотная кислота. К окончательной разработке ОКБ-1 был принят вариант ракеты Р-9А - основными причинами были высокие энергетические возможности и низкая токсичность компонентов топлива.

Разработка ракеты начата ОКБ-1 (генеральный конструктор - С.П.Королев) по Постановлению Совмина СССР от 13 мая 1959 г. Планируемый срок сдачи ракеты на вооружение - 1961 г. При эскизном проектировании рассматривалось пять принципиальных схем ракеты, обеспечивающих требуемые характеристики при максимально возможной простоте, мобильности и минимально возможной массе конструкции. Эскизный проект ракеты был завершен в октябре 1959 г. К этому времени были выданы и согласованы задания всем смежным организациям, выпущен комплект рабочих чертежей, изготовлена технологическая оснастка и начато изготовление отдельных агрегатов ракеты. В эскизном проекте было также предусмотрено дальнейшее совершенствование характеристик ракеты Р-9.

Летно-конструкторские испытания ракеты начаты на полигоне Байконур пуском 9 апреля 1961 г. - аварийный, взрыв первой ступени. Первый успешный и второй вообще пуск состоялся 21 августа 1961 г. (25 июля 1961 г. по данным Андреева). На первом этапе испытания ракеты велись первым испытательным управлением полигона Байконур, позже испытания были перенесены на площадку №70 полигона.

Серийное производство ракеты велось в г.Куйбышев на авиазаводе №1 (позже - завод "Прогресс") начиная с 1963 г. (ист. - Гудилин). 14 и 15 декабря 1964 г. начата постановка на боевое дежурство первых четырех ракетных полков с ракетами Р-9А с наземным стартом (по два полка в Козельске и Плесецке). 26 декабря 1964 г. поставлен на боевое дежурство первый полк с ракетами в ШПУ (Козельск). 21 июля 1965 г. МБР Р-9А / 8К75 по результатам третьего этапа летно-конструкторских испытаний (источник) принята на вооружение. Всего за все время на вооружении состояло максимум 29 пусковых установок с МБР Р-9А. Последний комплекс с ракетой Р-9А снят с вооружения в 1976 г.

Установка ракеты Р-9А / 8К75 на стартовый стол. Стартовый комплекс "Десна-Н", Байконур, 1961-1963 г.г. (http://www.energia.ru).Пусковые установки: старт ракеты - горячий, на маршевом двигателе первой ступени. Разработка наземного оборудования велась ГСКБ "Спецмаш", главный конструктор - В.П.Бармин.

- наземный пусковой комплекс "Десна-Н" - разработчик - ГСКБ "Спецмаш". Пуск осуществлялся с двухскатного стартового стола. Первый этап ЛКИ показал, что комплекс не соответствует требованиям к стартовому комплексу. Комплекс не рекомендован к принятию на вооружение. Пуски со стартового комплекса велись в ходе ЛКИ до 22.02.1963 г. (первый пуск с комплекса "Долина").

Транспортировка ракеты Р-9А / 8К75 на стартовый стол. Стартовый комплекс "Десна-Н", Байконур, 1961-1963 г.г. (http://www.energia.ru).

Ракета Р-9А / 8К75 на стартовом столе, Байконур, 1961-1963 г.г. (http://www.energia.ru).

- наземный пусковой комплекс "Долина" - разработчик - головной - ОКБ-1. Разработка комплекса начата после отказа от стартового комплекса "Десна-Н", одновременно разработана новая переходная рама ракеты. Пуск осуществлялся со стартового стола (вариант 2) - использовался новый тип стартового стола - четырехскатный. В ЦКБ транспортного машиностроения было создано эффективное устройство, управляемое одним оператором, способное установить ракету на пусковой стол за 30 сек. Впервые в ОКБ-1 была создана и изготовлена на заводе "Красная Заря" автоматизированная система подготовки ракеты к старту, причем принятые в ней классические решения использовались в дальнейшем для ряда новых ракет-носителей. Первый пуск со стартового комплекса - 22.02.1963 г.

Процесс запуска: самоходная тележка с ракетой, выйдя из монтажно-испытательного корпуса и достигнув упоров на пусковом устройстве, соединялась с подъемно-установочным устройством, которое поднимало ее в вертикальное положение, автоматически стыковало все коммуникации и закрепляло ракету на пусковом столе. Затем следовала скоростная заправка компонентами ракетных топлив, подготовка системы управления и прицеливание. Для связи второй ступени с землей использовался желоб бортовых коммуникаций (ЖБК) - кабельную мачту одноразового применения, которая являлась частью ракеты.

- шахтный пусковой комплекс "Десна-В" - разработчик  - ГСКБ "спецмаш". На штатной стартовой позиции оборудовались две ШПУ, подземный командный пункт, пункт радиоуправления и технологическое оборудование для поддержания запаса жидкого кислорода. Т.к. радиотехническая система обеспечивала наведение одновременно только одной ракеты, то старты МБР могли осуществляться только последовательно. По предложению В.П.Мишина была создана система непрерывной подпитки ракет жидким кислородом, что обеспечивало высокую степень боеготовности ракет. Первый пуск из стартового комплекса "Десна-В" выполнен 27 сентября 1963 г. Ракета Р-9А / 8К75:Конструкция: двухступенчатая ракета с последовательным расположением ступеней. Разделение ступеней горячее - двигатель второй ступени включается до завершения работы двигателя первой ступени. Ступени соединяются ферменным переходным отсеком, верхняя часть первой ступени имеет усиленную теплоизоляцию. Габариты ракеты были выбраны исходя из возможности транспортировки ее в собранном виде в одном железнодорожном вагоне и использования сварочно-штамповочного оборудования ракеты Р-7 для производства блоков ракеты Р-9.

Принципиальной особенностью ракеты было включение в ее состав переходной рамы пускового стола. Благодаря этому резко уменьшился объем работ на старте, т.к. стыковка всех связей "Земля-борт" теперь производилась на технической позиции, после пристыковки к ракете переходной рамы, а на старте оставалось пристыковать существенно меньшее количество коммуникаций "Земля-переходная рама". Для связи второй ступени с землей использовался желоб бортовых коммуникаций (ЖБК) - кабельную мачту одноразового применения, которая являлась частью ракеты. Через ЖБК проходили коммуникации заправки блока Б компонентами ракетных топлив и газами, а также электрические цепи. Расстыковка коммуникаций ракеты и ЖБК и его отброс происходили непосредственно перед стартом ракеты. Конструкция ракеты предусматривала обслуживание на стартовой позиции в вертикальном положении без применения каких-либо специальных приспособлений и без открытия люков. Заправка обоих ступеней (блоков А и Б) производилась на пусковом столе. На блоке А трубопроводы и кабели для связи с наземным оборудованием были проложены снаружи по борту ракеты и через разъёмные колодки и штекеры выводились на срез обтекателей камер двигателя блока А. После отказа от стартового комплекса "Десна-Н" под общим руководством ОКБ-1 разработан нвоый стартовый комплекс и новая переходная рама.

Конструкция первой ступени (блок А): в головной части ферменный переходный отсек, далее - несущий бак окислителя, межбаковый приборный отсек, несущий бак горючего, хвостовой отсек с ЖРД ступени. Наддув баков ступени и привод ТНА двигателя осуществлялись продуктами сгорания основных компонентов топлива. Ступень была оснащена аэродинамическими стабилизаторами которые состояли из пилона и съемной части. В процессе эксплуатации прекратилось использование съемной части стабилизаторов.

Конструкция второй ступени (блок Б): вторая ступень состояла из цилиндрической и конической частей. Цилиндрическая часть представляла собой хвостовой отсек с размещенным там ЖРД ступени. Коническая часть включала в себя переходник, бак горючего (несущий, конической формы) и бак окислителя (подвесной, сферической формы) с межбаковой обечайкой. Из-за короткого участка работы ЖРД первой ступени (из-за высокой энергетики) разделение ступеней происходило в атмосфере и "по-горячему". Соответственно на первом этапе ЖРД второй ступени работал на 50% мощности и из-за малого удлиненния ступень была аэродинамически неустойчива, что вызвало необходимость размещения в хвостовой части ступени стабилизирующих аэродинамических щитков. Наддув баков ступени и привод ТНА двигателя осуществлялись продуктами сгорания основных компонентов топлива. Позже, на базе конструкции второй ступени была создана третья ступень - Блок И - ракет-носителей 11А57 ("Восток") и 8К78 ("Молния").

Отделяемая головная часть крепилась к переходнику второй ступени двумя пироболтами. Отделение ГЧ осуществлялось пневмотолкателем после выключения ЖРД второй ступени за счет использования паров наддува бака горючего второй ступени.

Система управления и наведение: система управления инерциальная с каналом радиокоррекции. Главный конструктор - Н.А.Пилюгин. Применение ракеты возможно как с каналом радиокоррекции так и без него - точность при этом ухудшается. Стартовая позиция с ШПУ оборудовалась пунктом радиотехнического управления (радиокоррекции). Пункт коррекции одновременно мог управлять только одной ракетой, т.е. старты МБР могли осуществляться только последовательно. Подготовка и проведение пуска осуществлялось автоматически. Наибольшее время при подготовке пуска требовалось на раскрутку гироскопов системы управления ракеты.

Впервые проверочно-пусковое оборудование ракеты могло производить автоматический контроль большинства параметров системы управления. Так же в системе управления впервые был использован разработанный научной школой профессора Б.И.Назарова (Военная академия им. Дзержинского) принцип форсированного разгона гироскопов, что дало возможность существенно сократить время подготовки системы управления ракеты к пуску. Для обеспечения устойчивости полета ракеты в системе угловой стабилизации впервые применены датчики угловых скоростей (источник).

Особенностью ракеты был относительно короткий активный участок полета. Основная причина - высокоэнергетическое топливо.

Двигатели:Двигательная установка ракеты разрабатывалась с учетом проведения скоростной заправки баков топливом (кислород - керосин), пребывания ракеты в заправленном состоянии в течение 24 часов, дистанционного управления операциями на старте, максимальной автоматизации подготовки к старту, запуска двигателя 1-й ступени как автоматически, по сигналу окончания заправки баков компонентами, так и вручную, в нужное время без вскрытия люков и без доступа обслуживающего персонала к агрегатам и приборам ракеты.

- 1 ступень - 4-камерный ЖРД РД-111 / 8Д716 разработки КБ В.П.Глушко. На конкурсной основе разработка ЖРД для ступени велась так же в КБ А.Исаева и Н.Д.Кузнецова (велась разработка ЖРД НК-9 для 1-й ступени ракеты Р-9М, но разработка была прекращена из-за отсутствия экспериментальной базы). Во время работы ЖРД управление полетом ракеты осуществлялось поворотом камер маршевого ЖРД с помощью оригинального центрального привода работающего на керосине отбиравшемся с турбонасосного агрегата (ТНА) ЖРД. Разработка двигателя НК-9 для ракеты  Р-9 начата в мае 1959 г. по техзаданию ОКБ-1. Двигатель НК-9 являлся однокамерным, выполненным по замкнутой схеме с дожиганием окислительного газогенераторного газа. Установка из 4-х двигателей НК-9 называлась 8Д717 и была использована на ракете ГР-1. Тяга двигателя:- у земли - 141,24 т- в пустоте - 162,73 тУдельный импульс:- у земли - 227,4 ед- в пустоте - 311,4 едТип подачи топлива - ТНАОкислитель - переохлажденный кислород (применение такого типа жидкого кислорода обеспечивало длительное хранение горючего в наземной емкости)Горючее - керосин Т-1Масса ЖРД - 1700 кгВремя работы ЖРД - 105 с

- 2 ступень - 4-камерный ЖРД РД-461 / РД-0106 (источник) / РО-9 / 8Д715 разработки КБ С.А.Косберга (ныне - КБХА, г.Воронеж) с рекордным удельным импульсом. При работе ЖРД управление полетом осуществлялось поворотными рулевыми камерами двигателя, рабочее тело - отработанный турбинный газ. Тип ЖРД - четырехкамерный открытой схемы с рулевыми камерамиТяга двигателя - 30,5 т (в пустоте)Удельный импульс - в пустоте - 330 едТяга управляющих сопел - 0.5 тТип подачи топлива - ТНАОкислитель - переохлажденный кислородГорючее - керосин Т-1Масса ЖРД - 435 кг

ТТХ ракеты:Длина - 24.19 м / 24.227 м (по разным данным - вероятно с БЧ разного типа)Длина 1 ступени - 14,79 мДлина 2 ступени - 9,4 мДиаметр корпуса - 2.68 м

Масса стартовая - 80.4 т (Р-9А, на момент принятия на вооружение) Масса сухая без БЧ - 9 тМасса переходной рамы:- первых экземпляров ракеты - 4.5 т- доработанного варианта - 1.5 т

Дальность действия:- минимальная прицельная - 3000-3500 км- с тяжелой БЧ - 12500 км (Р-9А, на момент принятия на вооружение)- с легкой БЧ - 16000 км ("предельная дальность")- минимальная - 3000-3500 км (источник)Отклонение от точки прицеливания:- система управления автономная инерциальная + радиокоррекция:                 - по дальности - до 8 км (для 90% пусков) и до 12 км (для остальных 10%) (ист. - Гудилин)                 - по азимуту - до 5 км (для 90% пусков) и до 8 км (для остальных 10%) (ист. - Гудилин) - система управления автономная инерциальная:                 - по дальности - до 20 км (ист. - Гудилин)                 - по азимуту - до 10 км (ист. - Гудилин)Время активного участка полета - не менее 264 секВремя предстартовой подготовки:- комплекс "Десна-Н" - до 2 часов- комплекс "Долина" - 20 мин- нормативное - 21 мин- фактическое - 5 минВремя подготовки ракеты на технической позиции - 16 часов

Типы БЧ: моноблочная боевая часть, варианты:- легкая БЧ - изначально созданная для ракеты Р-9А / 8К75Тротиловый эквивалент - 1,65 Мт (ист. - Гудилин)Масса БЧ - 1700 кг

- тяжелая БЧ - изначально создавалась для ракеты 8К77, но в процессе подготовки ракеты Р-9А / 8К75 к летным испытаниям было принято решение использовать эту БЧ на ракете (ист. - Гудилин). Именно с этой БЧ ракета Р-9А принята на вооружение в 1965 г. (источник). Тротиловый эквивалент - 5 МтМасса БЧ - 2200 кг

Модификации:- Р-9А / 8К75 - базовый вариант МБР Р-9А, ракета на топливе кислород-керосин.

- Р-9Б / 8К76 - проект ракеты Р-9 с использованием высококипящих компонентов топлива - керосин-азотная кислота. При создании ракеты предполагалась кооперация с КБ М.К.Янгеля и использование ЖРД конструкции А.М.Исаева.  Двигатели - на первой ступени установка из 4 х ЖРД ОКБ А.М.Исаева тягой по 40 т

- Р-9М - проект усовершенствованного варианта ракеты Р-9А создание которого предусматривалось эскизным проектом ракеты Р-9А. Использование новых двигателей при сохранении массо-габаритных характеристик ракеты позволяло или увеличить дальность действия на 2700 км или уменьшить массу ракеты на 13 т (ист. - Гудилин). Двигатели:- 1 ступень - ЖРД НК-9 замкнутой схемы с улучшенными ТТХ разработки ОКБ Н.Д.Кузнецова- 2 ступень - ДУ 4 х ЖРД на базе создаваемого в ОКБ-1 двигателя блока "Л" РН "Молния" (типа Р-7)

- 8К77 - проект варианта ракеты с использованием двигателей Р-9М в комбинации с экранно-вакуумной теплоизоляцией для обеспечения бОльших сроков боевого дежурства в заправленном состоянии. За счет применения более мощных двигателей предполагалось оснащение ракеты БЧ большей массы и мощности. Данная БЧ была позже использована на ракете 9К75. Из-за сложности реализации технического решения экранно-ваккумной изоляции проект не был осуществлен (ист. - Гудилин).

- 8К75ПД ("предельная дальность") - максимально облегченный вариант МБР Р-9 с легкой БЧ для демонстрационного испытания на максимально большую дальность (ист. - Андреев...).

Статус - СССР- 1964 г. 14 и 15 декабря - начата постановка на боевое дежурство первых четырех ракетных полков с ракетами Р-9А с наземным стартом - по два полка в Козельске и Плесецке.

- 1964 г. 26 декабря - поставлен на боевое дежурство первый полк с ракетами в ШПУ в Козельске.

- 1965 г. 21 июля - МБР Р-9А / 8К75 принята на вооружение. Всего за все время на вооружении состояло 26 пусковых установок с МБР Р-9А.

Развертывание МБР Р-9А в составе РВСН:

Год МБР на боевом дежурстве Плесецк Байконур Козельск Тюмень Омск Примечание
1962 -            
1963 2            
1964 11            
1965 26   с 1965 г. на боевое дежурство встала 51-я ОИИЧ с 3 ШПУ        
1966 29   3 ШПУ 51-я ОИИЧ        
1967 29   3 ШПУ 51-я ОИИЧ        
1968 26   3 ШПУ 51-я ОИИЧ        
1969 26   3 ШПУ 51-я ОИИЧ        
1970 26   3 ШПУ 51-я ОИИЧ        
1971 21   51-я ОИИЧ снята с дежурства        
1972 21            
1973 21            
1974 21            
1975 19            
1976 -            

Пуски ракеты Р-9А / 8К75:

№ пуска Дата пуска Полигон Ракета Описание
01 09.04.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10308 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (1) пуск. Взрыв первой ступени (по одним данным). На 153 секунде полёта резкий спад режима работы ЖРД блока «Б», на 258,53 секунде ДУ была выключена по сигналу реле давления ОКТ, на 263,64 секунде - отделение ГЧ. Вторая ступень и ГЧ упали в 3745 километрах от стартовой позиции (источник).
02 21.04.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10309 Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет 300 м, отклонение вправо 640 м (источник).
03 25.04.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-02Т Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (2) пуск. Прогар огневой стенки 2-й камеры сгорания, на 1,65 секунде - потеря устойчивости, на 3,85 секунде произошёл резкий спад режима работы ДУ. МБР упала рядом со стартовой позицией, повредив подземные сооружения старта и находящиеся в них оборудование и коммуникации (источник).
04 29.05.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10310 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (3) пуск. Из-за ненормальной работы ЖРД второй ступени в конце АУТ недолёт составил 35,17 км, отклонение влево - 13,15 км (источник).
05 02.06.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-01Т Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (4) пуск. На 29,8 секунде полёта отказ ДУ 1-й ступени. Ракета упала в 6,3 км от старта (источник).
06 25.07.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10312 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Успешный пуск.
07 30.07.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-25 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Успешный пуск.
08 03.08.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10313 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (5) пуск. При запуске двигателя первой ступени из-за высокочастотных пульсаций произошел взрыв на 0.3 сек полета. Старт разрушен.
09 10.09.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10311 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (6) пуск, отказ системы питания на 26.3 сек полета, падение ракеты в 4 км от старта.
10 19.09.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10314 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет (7) 930 км из-за преждевременного отключения двигателя второй ступени из-за выкручивания регулировочного болта ПРМ (источник).
11 26.09.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10315 Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет 1040 м, отклонение вправо 840 м.
12 06.10.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-21 Успешный пуск по точке прицеливания "Акватория" (Тихий океан) на максимальную дальность.
13 08.10.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-22 Пуск по точке прицеливания "Акватория" (Тихий океан) на максимальную дальность. Аварийный пуск (8) - разрушение двигателя первой ступени.
14 12.10.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-23 Успешный пуск по точке прицеливания "Акватория" (Тихий океан) на максимальную дальность.
15 26.10.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-24 Пуск по точке прицеливания "Акватория" (Тихий океан) на максимальную дальность. Аварийный пуск (9) - разрушение двигателя первой ступени.
16 21.03.1962 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10317 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (10) пуск. Преждевременное израсходование запаса горючего и выключение ДУ 2-й ступени на 230,5 секунде, из-за повышенного расхода горючего. Изделие упало северо-восточнее Татарска Новосибирской области (источник).
17 22.03.1962 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10316 Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет 800 м, отклонение влево 50 м.
18 18.04.1962 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-20 Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет - 140 м, отклонение влево 350 м.
19 20.04.1962 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-19 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (11) пуск. На 23,6 секунде полёта отказ ЖРД 8Д716 из-за разрушения топливной магистрали. Ракета упала в 10 км от старта  (источник).
20 23.04.1962 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 ?? Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет - 610 м, отклонение вправо - 820 м (источник).
21 09.06.1962 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Т10329производство завода №88 Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет - 140 м, отклонение вправо - 920 м (источник).
22 14.06.1962 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Т10328производство завода №88 Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет - 100 м, отклонение влево - 490 м (источник).
23 19.06.1962 Байконур, площадка №75, комплекс "Десна-Н", ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №13 Е15001-27производство завода "Прогресс" Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет  - 3420 м, отклонение вправо - 900 м (источник).
24 21.06.1962 Байконур, площадка №75, комплекс "Десна-Н", ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №13 Е15001-27производство завода "Прогресс" Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет - 2700 м, отклонение вправо - 3500 м (источник).
25 21.07.1962 Байконур, площадка №75, комплекс "Десна-Н", ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №13 Т10330 Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет - 3190 м, отклонение вправо - 80 м (источник).
26 24.07.1962 Байконур, площадка №75, комплекс "Десна-Н", ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №13 Т10331 Отработка технологического графика подготовки и пуска из готовности № 3 (1,5-часовая). Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет - 1570 м, отклонение вправо - 80 м (источник).
27 29.07.1962 Байконур, площадка №75, комплекс "Десна-Н", ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №13 Т10332 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (12) пуск. Падение блоков «А» и «Б» в 575 и 625 км от старта, соответственно, из-за отключения батареи электропитания на 97,5 секунде (источник).
28 22.10.1962 Байконур, площадка №75, комплекс "Десна-Н", ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №13 Т15001-01производство завода "Прогресс" Задачи: исследование надёжности СУ, надёжности радиоуправления и оценка точности измерения параметров движения. Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (13) пуск. На 2,3 секунде полёта разрушение 1-й камеры ЖРД 8Д716, ракета упала в 20 км от старта (источник).
29 28.10.1962 Байконур, площадка №51, ПУ №5 Т15001-05 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (14) пуск. Пуск в рамках операции «К» («К4») для определения воздействия высотного ядерного взрыва на радиосвязь и аппаратуру. Разрушение 2-й камеры ЖРД 8Д716, ракета поднялась на 20 м, упала рядом со стартом, выведя его из строя.
30 11.02.1963 Байконур, площадка №75, комплекс "Десна-Н", ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №12 Т15001-33производство завода "Прогресс" Задачи: Отработка технологического графика подготовки и пуска из готовности № 1 (15-тиминутная). Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет - 50 м, отклонение вправо - 780 м (источник).
31 14.02.1963 Байконур, площадка №75, комплекс "Десна-Н", ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №12 Т15001-10производство завода "Прогресс", первая серийная партия 1962 г. выпуска Задачи: Отработка технологического графика подготовки и пуска из готовности № 1 (15-тиминутная). Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (15) пуск. Ракета поднялась на 190 м, упала на стартовый стол и сгорела. Вероятная причина: срабатывание пироклапана из-за замыкания контактов в штекерах Ш131, Ш331 из-за попадания постороннего металлического предмета (источник).
32 22.02.1963 Байконур, площадка №75, комплекс "Долина", ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №14 Т15002-04производство завода "Прогресс", вторая серийная партия 1962 г. выпуска Задачи: Отработка технологического графика подготовки и пуска из готовности № 1 (15-тиминутная). Первый пуск со стартового комплекса "Долина". Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет - 160 м, отклонение влево - 580 м (источник).
33 11.03.1963 Байконур, площадка №75, комплекс "Долина", ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №14 Е15001-34производство завода "Прогресс" Пуск из готовности № 1 (15-минутная). Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (16) пуск. Негерметичность в магистрали горючего двигателя 8Д715  2-й ступени на 107,25 секунде полёта, что привело к снижению давления в камере сгорания на 50 %. 2-я ступень и головная часть упали в 781 км от стартовой позиции (источник).
34 14.03.1963 Байконур, площадка №75, комплекс "Долина", ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №14 Е15002-35производство завода "Прогресс" Пуск из готовности № 1 (15-минутная). Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет - 120 м, отклонение вправо - 460 м (источник).
35 20.05.1963 Байконур, площадка №75, комплекс "Долина", ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №14 Т10344 Пуск из готовности № 3. Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет - 940 м, отклонение влево - 410 м (источник).
36 13.06.1963 Байконур, площадка №75, ОИИЧ-51 (в/ч 44083) Т15001-05производство завода "Прогресс", первая серийная партия 1963 г. выпуска Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (17) пуск. Разрушение ракеты из-за превышения расчётных нагрузок, в результате отказа автомата стабилизации на 48-й секунде полёта. Ракета упала в 12 км от стартовой позиции (источник).
37 24.07.1963 Байконур, площадка №75, ОИИЧ-51 (в/ч 44083) Т15001-06производство завода "Прогресс", первая серийная партия 1963 г. выпуска Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (18) пуск. Потеря устойчивости по каналу рыскания из-за отказа автомата стабилизации на 52-й секунде полёта, в результате — выдача команды на автоподрыв ГЧ. Ракета упала в 65 км от стартовой позиции (источник).
38 12.09.1963 Байконур, площадка №75, комплекс "Долина", ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №14 Т15002-03 Пуск из готовности № 1 по 12-тиминутному графику. Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет - 20 м, отклонение влево - 1310 м (источник).
39 17.09.1963 Байконур, площадка №75, комплекс "Долина", ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №14 Т15002-07 Пуск из готовности № 1 по 12-тиминутному графику. Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет - 740 м, отклонение вправо - 80 м (источник).
40 27.09.1963 Байконур, площадка №70, комплекс с ШПУ "Десна-В", ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ШПУ №11 ? Первый пуск шахтного стартового комплекса "Десна-В". Пуск из готовности № 1 по 20-тиминутному графику. Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет - 630 м, отклонение вправо - 190 м (источник).
41 18.10.1963 Байконур, площадка №70, комплекс с ШПУ "Десна-В", ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ШПУ №11 ? Пуск из готовности № 1 по 20-тиминутному графику. Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (19) пуск. Выход ДУ на пониженный режим, из-за негерметичности магистрали высокого давления горючего. Поломка коромысла клапана слива. Потеря ракетой устойчивости по каналам вращения и рыскания на 21-й секунде полёта. Ракета упала в 740 км от стартовой позиции (источник).
         
  24.10.1963 Байконур, площадка №70, комплекс с ШПУ "Десна-В", ОИИЧ-51 (в/ч 44083) ? При подготовке к пуску ракеты при заправке ракеты окислителем кто-то из персонала поднял давление в канале заправки до 132% от предельно допустимого. Во время спуска в лифте на 8-й уровень ШПУ из-за искры произошел взрыв кислородонасыщенной атмосферы. Уничтожено ШПУ, 8 человек погибли. С тех пор 24 октября на полигоне Байконур считается "черным днем" - в этот же день во время взрыва МБР Р-16 погиб маршал Неделин (источник).
         
2 февраля 1964 г. Байконур, площадка №70, комплекс с ШПУ "Десна-В", ОИИЧ-51 (в/ч 44083) Завершающий пуск программы ЛКИ. Всего произведено около 50 пусков ракеты.

Источники:Андреев С.В. Баллистические ракеты. Самара, ООО "Книга", 2011 г.Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Ракетно-космические системы. М., 1996 г.Р-9А.2013 г. (источник).Ракета Р-9. 2010 г. (источник).

militaryrussia.ru

Оружие массового поражения: Баллистическая ракета Р-9

Р-9А (Индекс ГРАУ - 8К75, по классификации МО США и НАТО — SS-8 Sasin) — советская двухступенчатая, жидкостная (на низкокипящем окислителе) межконтинентальная баллистическая ракета наземного и шахтного базирования с моноблочной головной частью, разработанная в ОКБ-1 С. П. Королёва. Система управления разработана харьковским НПО "Электроприбор". Р-9А относится к ракетам первого поколения. Находилась на вооружении частей РВСН ВС СССР дислоцировавшихся в Козельске и Плесецке с 1964 по 1976 год.

В апреле 1958 г. Главные конструкторы, входящие в Совет Главных конструкторов, направили в Правительство СССР предложение о разработке новой межконтинентальной баллистической ракеты Р-9 на ракетном топливе "кислород-керосин" с начальной массой около 100 т. Такое предложение основывалось на достигнутом к тому времени прогрессе в создании более экономичных двигателей и головных частей с ядерным зарядом значительно меньшей массы, что позволяло уменьшить стартовую массу ракеты более, чем в три раза по сравнению с ракетой предыдущей разработки Р-7. В марте 1959 г. было получено согласие Министерства обороны СССР на разработку такой ракеты со сроком сдачи её на вооружение в 1961 г.      После дополнительных проработок ОКБ-1 предложило разработать два варианта ракеты: Р-9А (индекс 8К75) и Р-9В (индекс 8К76), которые отличались используемыми компонентами ракетных топлив и двигательными установками. Особенностью ракеты Р-9В было использование двигательной установки, разрабатываемой в ОКБ А.М.Исаева как связки четырёх двигателей с тягой по 40 т каждый (на высококипящих компонентах топлива "керосин - азотная кислота"). При создании этого варианта предполагалась кооперация с ОКБ М.К.Янгеля, заключавшаяся в совместной разработке эскизного проекта. Такая концепция была принята в связи с тем, что на этом этапе развития боевой ракетной техники было не вполне ясно, какая из пар компонентов обеспечит лучшие условия эксплуатации в воинских частях и минимальное время подготовки ракеты к пуску. Эти показатели определялись сложностью систем для поддержания компонентов топлива в готовности к заправке и их токсичностью, временем, необходимым для заправки ракеты, и временем раскрутки гироскопов перед пуском. Учитывая, что время готовности к пуску у обоих вариантов ракеты было примерно одинаково, а эксплуатационные качества, включая безопасность работ с ракетой, были предпочтительнее для компонентов "керосин-кислород", ОКБ-1 настояло на принятии к дальнейшей разработке ракеты Р-9 на этих компонентах.      В Постановлении Совета Министров СССР по ракете Р-9, принятом 13 мая 1959 г., специально отмечалось, что в качестве окислителя должен применяться переохлажденный кислород. Это позволяло обеспечить хранение кислорода в наземной емкости и заправку его в ракету практически без потерь и за минимальное время, не превышающее времени подготовки приборов системы управления к пуску (главным "ограничителем" выступало время подготовки гироскопов).      Одним из основных достоинств ракеты, как боевого оружия, считается максимально возможное время пребывания ракеты в готовности N1 и минимальное время подготовки к пуску. Решение этих задач облегчалось при хранении ракеты длительное время в заправленном состоянии. Для кислородной ракеты длительное хранение в заправленном состоянии было практически исключено, поэтому требовались иные подходы. Следовало добиться, чтобы все системы и агрегаты ракеты Р-9 позволяли бы её пребывание в готовности N1 в течение года при условии периодического проведения (без снятия со старта) регламентных работ, а также чтобы время заправки ракеты укладывалось в общее время подготовки ракеты Р-9 к пуску из готовности N1. Таким образом исключалась необходимость длительного хранения её в заправленном состоянии. В ходе эскизного проектирования были рассмотрены пять принципиальных схем ракеты, в том числе с различным количеством ступеней, с поперечным делением ступеней, обеспечивающих требуемые тактико-технические характеристики при максимально возможной простоте и мобильности и минимально возможной массе конструкции.      Это было достигнуто принятием целого ряда конструктивно-компоновочных решений, например, применение открытых ферменных отсеков для сочленения ступеней ракеты, сбрасываемого хвостового отсека на второй ступени, пары наддува бака горючего второй ступени использовались для отделения ГЧ и т.д.      Габариты ракеты выбирались так, чтобы обеспечивалось транспортирование её в собранном виде в одном железнодорожном вагоне и чтобы можно было использовать сварочно-штамповочное оборудование ракеты Р-7 для производства блоков ракеты Р-9.      Нужная аэродинамика была достигнута применением стабилизаторов на блоке А (первая ступень)и аэродинамических щитков на хвостовом отсеке блока Б, (вторая ступень), а также установкой обтекателей для защиты от воздействия воздушного потока выступающих частей сопел двигателя блока А. Каждый из стабилизаторов блока А состоял из двух частей: пилона, жёстко связанного с корпусом, и консоли, крепящейся к нему. Для обеспечения транспортирования консоли были сделаны съемными, впоследствии съемная часть стабилизаторов не использовалась.      Разделение ступеней происходило по "горячей" схеме, принятой и успешно используемой для третьей ступени ракеты-носителя "Восток" (типа Р-7). Предусматривались силовая открытая рама, отнесенная к блоку А, и переходный отсек, состоящий из трёх разъёмных створок, который до разделения выполнял функции хвостового отсека блока Б, а после разделения сбрасывался.      При этом силовая схема отражателя выполнена с учетом разгрузки внутренним давлением бака окислителя. Двигательная установка разрабатывалась с учетом возможности проведения скоростной заправки баков топливом (кислород-керосин), пребывания ракеты в заправленном состоянии в течение 24 ч, дистанционного управления операциями на старте, максимальной автоматизации подготовки к старту, запуска двигателя первой ступени как автоматически, по сигналу окончания заправки баков компонентами, так и вручную, в нужное время, без вскрытия люков и без доступа обслуживающего персонала к агрегатам и приборам ракеты Р-9.      Для блока А ракеты было проанализировано несколько вариантов схем двигателя и был выбран четырёхкамерный двигатель с единым турбонасосным агрегатом, расположенным между камерами, при этом камеры сгорания, ТНА, газогенераторы и другие элементы двигателя вместе с рамой объединялись в единый технологический агрегат. Подобное построение схемы двигателя было выбрано и для блока Б.      На блоке А управление ракетой осуществлялось качанием камер маршевого двигателя, а на блоке Б - специальными поворотными соплами с использованием отработанного турбинного газа.      Ракета Р-9 имела следующие характеристики двигателей: тяга у Земли двигателя первой ступени 141,24 т (в пустоте 162,73 т), тяга в пустоте двигателя второй ступени 30,5 т, тяга управляющих сопел второй ступени 0,5 т, удельный импульс двигателя первой ступени у Земли 227,4 с (в пустоте - 311,4 с), удельный импульс двигателя второй ступени в пустоте 330 с. Двигатель блока А был разработан в ОКБ Главного конструктора В.П.Глушко, а двигатель блока Б - в ОКБ С.А.Косберга (МАП).      Основные параметры ракеты Р-9 составляли: весовое соотношение ступеней 0, 23, начальное отношение массы к тяге на первой ступени 0,57, на второй ступени 0,61, длина ракеты 24 м, диаметр 2,68 м, начальная масса 100 т, масса ГЧ 1700 кг с тротиловым эквивалентом 1,65 Мгт. Наибольшая прицельная дальность полёта ГЧ составляла 12000-13000 км, наименьшая - 3000-3500 км, отклонения от цели при комбинированной СУ (автономное и радиоуправление): по дальности - до 8 км для 90% ракет и до 12 км для оставшихся 10%, боковое отклонение - до 5 км для 90% ракет и до 8 км для оставшихся 10%. При полностью автономной системе управления точности ухудшались: отклонение по дальности - до 20 км, боковое - до 10 км.      Конструкция ракеты предусматривала обслуживание на стартовой позиции в вертикальном положении без применения каких-либо специальных приспособлений и без открытия люков. Заправка блоков А и Б производилась на пусковом столе. На блоке А трубопроводы и кабели для связи с наземным оборудованием были проложены снаружи по борту ракеты и через разъёмные колодки и штекеры выводились на срез обтекателей камер двигателя блока А.      Для блока Б связь бортовых коммуникаций с наземным оборудованием осуществлялась через желоб бортовых коммуникаций (ЖБК) - мачту облегченного типа одноразового действия, являющуюся принадлежностью ракеты. При установке ракеты Р-9 на пусковой стол нижний конец ЖБК крепился шарнирно к поворотной части стола. Через ЖБК проходили коммуникации заправки блока Б компонентами ракетных топлив и газами, а также электрические цепи. Расстыковка коммуникаций ракеты и ЖБК и его отброс происходили непосредственно перед стартом ракеты.      Предстартовые проверки бортовых систем практически сводились к предпусковому включению и регулированию. Все операции максимально совмещались по времени.      К моменту завершения в октябре 1959 г. эскизного проекта ракеты Р-9 были выданы и согласованы задания всем смежным организациям, выпущен комплект рабочих чертежей, изготовлена технологическая оснастка и начато изготовление отдельных агрегатов ракеты. В эскизном проекте было также предусмотрено дальнейшее совершенствование характеристик ракеты Р-9. Для этой цели разрабатывались новые двигатели: двигатель НК-9 для блока А с улучшенными характеристиками за счёт использования замкнутой схемы (ОКБ Н.Д.Кузнецова) и связка из четырёх двигателей для блока Б на базе создаваемого в ОКБ-1 двигателя блока "Л" РН "Молния" (типа Р-7). Ракета с усовершенствованными двигателями получила индекс Р-9М.      Анализ показал, что при применении на блоках А и Б новых двигателей, при сохранении габаритов и начальной массы ракеты, без переделки баков максимальная дальность могла быть увеличена на 2700 км. При сохранении же заданной дальности и массы головной части с новыми двигателями начальная масса ракеты уменьшалась на 13 т.      Однако, ОКБ Н.Д.Кузнецова не смогло своевременно организовать работу по новому двигателю НК-9 для первой ступени из-за отсутствия экспериментальной базы, а В.П.Глушко добился решения оставить для ракеты Р-9 в качестве единственного варианта для первой ступени (блока А) разрабатываемый им двигатель, считая ненужной разработку двигателя НК-9 в ОКБ Н.Д.Кузнецова.      Чтобы расширить тактические возможности ракеты Р-9 прорабатывалась конструкция ракеты с экранно-вакуумной теплоизоляцией на кислородных баках (индекс ракеты 8К77), чтобы обеспечить длительное её хранение в заправленном состоянии. В качестве двигателей предлагалось использовать двигатели варианта ракеты Р-9М, рассмотренного ранее в эскизном проекте. Применение этих высокоэнергетических двигателей позволяло при сохранении рабочего запаса топлива оснастить ракету более тяжёлой и соответственно более мощной по тротиловому эквиваленту головной частью, а также иметь экранно-вакуумную теплоизоляцию на балках окислителя. Но этот вариант развития не получил, в связи с большими осложнениями при изготовлении защитной оболочки (сталь толщиной 0,5 мм) для экранно-вакуумной теплоизоляции (сложности со сваркой и её креплением).      Для проведения лётно-конструкторских испытаний ракеты было решено в максимальной степени использовать сооружения и наземное оборудование ракетного комплекса Р-7 и существенно сэкономить средства и время на подготовку лётных испытаний ракеты Р-9. Одновременно проводились поисковые работы по различным вариантам боевого базирования ракеты Р-9 (наземный, траншейный, шахтный, морской, контейнерный и др.). Особое внимание уделялось экономичности комплексов. Вначале в целях удешевления исходили из многоразового использования стартов и лишь после глубокого анализа пришли к выводу об оптимальности одноразового использования одиночно расположенного старта с высокой боевой готовностью, хотя это было гораздо дороже.      Принципиальной особенностью ракеты Р-9 было включение в её состав переходной рамы пускового стола. Дело в том, что для подготовки ракеты к пуску требовалось произвести подстыковку к ракете большого количества (до 50-ти) наземных гидро-, пневмо- электрокоммуникаций. Было предложено создать переходную раму пускового стола с размещением на ней основной массы узлов стыка наземных систем с ракетой. Благодаря этому резко уменьшился объём работ на старте, так как стыковка всех связей "земля-борт" теперь производилась на технической позиции, после пристыковки к ракете переходной рамы, а на старте же оставалось пристыковать существенно меньшее количество коммуникаций "земля-переходная рама" за счёт того, что, например, пять магистралей сжатых газов, подводимых к стартовому столу, при помощи пневмощитов, смонтированных на переходной раме, превращались в 22 магистрали ракеты.      Другой особенностью комплекса ракеты Р-9 явилось системное решение проблем, связанных с длительным хранением жидкого кислорода. Этому предшествовал комплекс научно-исследовательских, проектно-конструкторских и опытных работ, направленных на существенное сокращение потерь кислорода от испарения при хранении в наземных емкостях, при транспортировке и после заправки в баки ракеты.      За счёт применения принципиально новых видов изоляции емкостей с жидким кислородом (порошковая, экранно-вакуумная теплоизоляция ЭВТИ) в сочетании с вакуумом в теплоизолирующем пространстве емкости и выбора оптимальной формы наземных и транспортных емкостей хранения кислорода и баков ракеты, разработки специальных конструкций подвесок и опор емкостей хранения кислорода, новых конструкционных материалов, выбора оптимального способа термостатирования криогенных жидкостей, внедрения переохлаждения удалось сократить потери кислорода от испарения с 15% на начальном этапе до 0,05-0,2% в конце, перед выходом ракеты Р-9 на лётные испытания.      Замена существовавших видов изоляции (мипоры, шлаковаты) на порошки (аэрозоль, перлит и др.), которыми заполнялось пространство между емкостью и наружным кожухом, и вакуумирование этого пространства превращало емкость для хранения кислорода в большой термос и резко сокращало теплоприток к емкости кислорода, а следовательно, и его потери от нагревания и испарения. Это сходство ещё более усиливалось при использовании ЭВТИ, которая представляла собой маты из листов блестящей тонкой фольги (около 100 штук), разделенных друг от друга редкой стеклотканью. Блестящая поверхность фольги резко уменьшала передачу тепла к емкости с кислородом, а вакуум в теплоизолирующем пространстве емкости довершал дело.      Для создания системы вакуумирования на многочисленных объектах хранения кислорода был спроектирован и создан специальный форвакуумный насос в сочетании с двумя адсорбционными насосами с применением нового синтетического материала - цеолита, предварительно охлаждаемого жидким кислородом или азотом. Такая конструкция позволила довести вакуум с уровня 5x10-2 мм рт.ст. до 1x10-3-1x10-4. Это также потребовало освоения новой технологии сварки для получения полной герметичности многометровых сварных швов емкостей хранения, создания методики и аппаратуры контроля их качества. Все описанные выше мероприятия сводили к минимуму испарения криожидкости.     Для полного решения проблемы была создана специальная газовая холодильная машина на кислородном уровне температур, которая, будучи установлена на емкости с жидким кислородом, конденсировала испарившийся из емкости газообразный кислород и возвращала его обратно в емкость уже в жидком состоянии. Так впервые в отечественной практике была решена проблема хранения жидкого кислорода практически без потерь.      Однако, исследования показали, что есть ещё возможность повысить эффективность применения жидкого кислорода: если его температуру понизить ниже точки кипения при нормальных условиях (переохладить до температуры минус 203-2100С), то он приобретает новые качества, среди которых главное для заправки - высокая текучесть. Это позволяло резко сократить время заправки (с 25...30 до 3...8 мин), при этом вместо насосов можно было использовать сжатый воздух, который выдавливал жидкий переохлажденный кислород из емкости хранения (стационарной или транспортируемой) в баки ракеты.      Для переохлаждения жидкого кислорода применялась передвижная установка, в которой использовался принцип эжекции и уноса паров с поверхности жидкого кислорода в емкости за счёт перепада давления в эжекторе. Позже переохлаждение криожидкостей (кислорода, водорода, азота, гелия) нашло широкое применение в ракетно-космических комплексах Н1 и "Энергия-Буран" на тысячах тонн криокомпонентов.      Жидкий кислород может заправляться в баки ракеты с расходом до 700 т/ч, жидкий водород - 110 т/ч. Будучи переохлажденным, жидкий кислород обеспечивает готовность ракеты Р-9 к пуску в течение десяти часов при высоком уровне безопасности работ при заправке.      Полученные результаты потребовали коренной перестройки процессов получения, хранения, транспортировки и заправки криожидкостей. Была принципиально перестроена промышленная база, вышло соответствующее Постановление Правительства СССР, в 1972 г. создана крупнейшая научно-промышленная организация по этой проблеме - НПО "Криогенмаш" (г. Балашиха, Московской области), объединившая научные и производственные коллективы.      В докладных записках на имя министра Д.Ф.Устинова и заместителя Председателя Госплана СССР В.М.Рябикова в мае 1961 г. руководитель ОКБ-1 С.П.Королев изложил основные итоги работ по кислородной проблеме и подчеркнул фундаментальное значение полученных результатов для развития ракетной техники, в том числе для создания боевых ракетных комплексов высокой готовности, способных длительное время нести боевое дежурство практически без потерь кислорода.В процессе подготовки ракеты Р-9 к лётным испытаниям была проведена замена головной части на более тяжёлую, разрабатываемую для варианта ракеты Р-9 с индексом 8К77. В такой комплектации ракета в ряде документов вновь получила обозначение Р-9А при сохранении индекса 8К75. Лётные испытания ракеты Р-9 начались 9 апреля 1961 г. на приспособленном стартовом комплексе, а заканчивались на экспериментальном боевом комплексе "Десна-Н" в феврале 1963 г. Вначале было много аварийных пусков (из 31 пуска 15 аварийных), ракета иногда падала прямо на стартовую площадку, разрушая пусковое оборудование. При этом выявились недостатки компоновки и конструкции отдельных узлов пускового стола и особенно переходной рамы. Переходная рама оказалась очень громоздкой и тяжёлой, её масса достигала 4, 5 т, и составляла 50% массы сухой ракеты. Было слишком много ручных операций, что удлиняло процесс подготовки к пуску, требовало квалифицированного боевого расчёта. Сложным и длительным оказался процесс установки ракеты на пусковой стол, недостаточно быстрой была заправка компонентами топлива, низкой оказалась степень автоматизации всего технологического цикла подготовки пуска который составлял по времени почти 2 ч., стало ясно, что надо радикально решать проблему длительного хранения жидкого кислорода с минимальными потерями, сокращать время заправки ракеты.      Все это привело к тому, что стартовый комплекс "Десна-Н" был признан не соответствующим тактико-техническим требованиям и не был рекомендован для принятия на вооружение. Следует отметить, что комплекс "Десна-Н" был отвергнут не из-за грубых конструктивных просчётов. Причина была в том, что проектирование шло не системно, без учета опыта эксплуатации и повышенных требований заказчика. Высокие боевые и эксплуатационные качества ракеты Р-9, подтвержденные при ЛКИ, требовали создания совершенного стартового комплекса с высокой боевой готовностью.      С этой целью были выполнены проработки, подтвердившие реальность создания нового наземного комплекса "Долина" с высокой степенью автоматизации процессов подготовки и пуска ракеты Р-9. Была разработана и изготовлена новая переходная рама, втрое легче прежней, что позволило транспортировать ракету Р-9 в вагоне с пристыкованной рамой, создана система переохлаждения, длительного хранения и скоростной заправки ракеты переохлажденным жидким кислородом и решена проблема его длительного хранения без потерь, разработана система скоростной заправки ракеты горючим - керосином Т-1 с насосной подачей горючего.      Впервые была создана автоматизированная система подготовки ракеты к старту (АСПС) .      АСПС представляла собой единую автоматическую систему, охватывающую весь комплекс автоматических систем управления отдельными агрегатами и системами СК, которые участвуют в установке ракеты с ГЧ на пусковое устройство, пристыковке к ним наземных коммуникаций, заправке компонентами топлив, их термостатировании и подготовке к пуску ракеты.      АСПС также управляла операциями по полуавтоматическому сливу компонентов топлив из баков ракеты при несостоявшемся пуске, а также съемом ракеты с пускового устройства. Агрегаты и системы АСПС управлялись с центрального пульта подготовки автоматически или вручную.Работы на полигоне "Байконур" по внедрению АСПС и созданию комплекса "Долина" шли небывалыми темпами. В мае 1962 г. было принято решение о необходимости модернизации комплекса "Десна-Н", а в конце сентября того же года рядом с ним было закончено строительство и монтаж нового стартового комплекса "Долина" для ракеты Р-9. Поражало то, что автоматизация обеспечивала почти полное отсутствие боевого расчёта. Самоходная тележка с ракетой Р-9, выйдя из монтажно-испытательного корпуса и достигнув упоров на пусковом устройстве, соединялась с подъёмно-установочным устройством, которое поднимало её в вертикальное положение и автоматически стыковало и закрепляло ракету Р-9 на пусковом столе. Затем следовала скоростная заправка компонентами ракетных топлив, подготовка системы управления и прицеливание. На все уходило 20 мин вместо 2 ч на комплексе "Десна".      Стартовый комплекс "Долина" ракеты Р-9 был рекомендован к приему на вооружение в 1965 г., а ракета Р-9 получила войсковой индекс 8К75.      Широким фронтом развернулись работы по изготовлению, монтажу, испытаниям и сдаче в эксплуатацию серийных боевых стартовых комплексов "Долина".      Пятнадцать лет на боевом дежурстве находились боевые ракетные комплексы "Долина", получив высокую оценку в воинских частях.      Для ракеты Р-9 необходимо было создать также шахтный вариант стартового комплекса. Никакого опыта по созданию такого комплекса ни в стране, ни за рубежом не было. В США для ракеты "Атлас" аналогичного класса предусматривалось только хранение ракеты в шахте, а для пуска её поднимали на поверхность Земли. Из шахты пускать боялись, так как подготовка и запуск двигателей были связаны с испарением жидкого кислорода и, следовательно, загазованностью шахты кислородом, что могло привести к взрыву. Нужно было время для исследований и экспериментов.      Однако, обстановка требовала ускоренного строительства защищенных стартовых комплексов Р-9 для обеспечения защиты стратегических ракет от возможного ядерного удара противника. Поэтому решили исследования и эксперименты проводить одновременно с проектированием и строительством экспериментального шахтного стартового комплекса на полигоне "Байконур". Его головным разработчиком стало ГСКБ Спецмаш (Главный конструктор В.П.Бармин).      Комплекс состоял из трёх шахт, расположенных в одну линию, недалеко друг от друга, командного пункта, хранилищ компонентов топлив и сжатых газов. Все сооружения были заглублены и соединены между собой ходами сообщения. Автономное электропитание обеспечивалось дизель-электростанцией. Под пусковым столом, размещенным на глубине 25 м, располагались три этажа для заправочного оборудования. Внутри бетон-ного сооружения шахты размещался стальной стакан диаметром около 8 м. Зазор между шахтой и стаканом служил газоходом для струй двигателя ракеты при пуске.      Ракета Р-9, предназначенная для пуска из шахты, не имела переходной рамы из-за ненадобности, а желоб бортовых коммуникаций был доработан в связи с тем, что он не отбрасывался, как это было при наземном варианте, а после отстыковки от ракеты отводился к стенке стакана и фиксировался.      Шахтный стартовый комплекс для ракеты Р-9, созданный на полигоне "Байконур" в том же районе, что и наземный комплекс "Долина", стал головным, на нем проверялись все расчётные данные и сама возможность пуска ракеты, заправленной кислородом и керосином из шахты. При пуске из шахты отрабатывались монтажная и эксплуатационная документации, технология строительства шахтных пусковых установок и т.д. Результатов пуска и опыта строительства с нетерпением ждали на серийных объектах.      В 1962 г. был проведён первый пуск ракеты Р-9 из шахты. Он прошёл с положительными результатами (все системы сработали нормально) и послужил отправной точкой для развертывания строительства серийных шахтных стартовых комплексов в различных районах страны).      После проведения лётно-конструкторских испытаний ракета Р-9 была принята на вооружение, с индексом 8К75, а её серийное производство в 1963 г. передано на Куйбышевский завод "Прогресс".

mass-destruction-weapon.blogspot.com

Р-9А — WiKi

Перечень пусков, по которым имеются данные № пуска Дата и время Ракета Место пуска Цель Подразделение Результат Примечание ЛКИ Р-9
1 9 апреля 1961 12:16 8К75 №Е10308 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный На 153 секунде полёта резкий спад режима работы ЖРД блока «Б», на 258,53 секунде ДУ была выключена по сигналу реле давления , на 263,64 секунде — отделение ГЧ. Вторая ступень и ГЧ упали в 3745 километрах от стартовой позиции.
2 21 апреля 1961 5:26:14,6 8К75 №Е10309 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный Промах составил: 300 м недолёт, 640 м вправо.
3 25 апреля 1961 5:26 8К75 №Е15001-02Т ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный Прогар огневой стенки 2-й камеры сгорания, на 1,65 секунде — потеря устойчивости, на 3,85 секунде произошёл резкий спад режима работы ДУ. МБР упала рядом со стартовой позицией, повредив подземные сооружения старта и находящиеся в них оборудование и коммуникации
4 29 мая 1961 4:44:23 8К75 №Е10310 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный Из-за ненормальной работы ЖРД второй ступени в конце АУТ недолёт составил 35,17 км, отклонение влево — 13,15 км.
5 2 июня 1961 8:12:14,5 8К75 №Е15001-01Т ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный На 29,8 секунде полёта — отказ ДУ 1-й ступени. Ракета упала в 6,3 км от старта.
6 25 июля 1961 8К75 №Е10312 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный
7 30 июля 1961 8К75 №Е15001-25 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный
8 3 августа 1961 8К75 №Е10313 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный На 0,3 секунде полёта произошёл взрыв, предположительно из-за высокочастотных пульсаций в камере сгорания при запуске ДУ 1-й ступени. Стартовая позиция была выведена из строя.
9 10 сентября 1961 8К75 №Е10311 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный На 26,3 секунде произошёл отказ системы питания ДУ 1-й ступени. Ракета упала в 4 км от старта.
10 19 сентября 1961 8К75 №Е10314 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный Преждевременное выключение ДУ 2-й ступени из-за выкручивания регулировочного болта ПРМ. Недолёт ГЧ — 930 км.
11 26 сентября 1961 8К75 №Е10315 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный Промах составил: недолёт — 1,04 км, вправо — 0,84 км.
12 6 октября 1961 8К75 №Е15001-21 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Акватория в/ч 25741 успешный Пуск на максимальную дальность
13 8 октября 1961 8К75 №Е15001-22 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Акватория в/ч 25741 аварийный Пуск на макс. дальность. Разрушение ДУ 1-й ступени.
14 12 октября 1961 8К75 №Е15001-23 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Акватория в/ч 25741 успешный Пуск на максимальную дальность
15 26 октября 1961 8К75 №Е15001-24 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Акватория в/ч 25741 аварийный Пуск на макс. дальность. Разрушение ДУ 1-й ступени.
16 21 марта 1962 00:14,5 8К75 №Е10317 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный Преждевременное израсходование запаса горючего и выключение ДУ 2-й ступени на 230,5 секунде, из-за повышенного расхода горючего. Изделие упало северо-восточнее Татарска Новосибирской области.
17 22 марта 1962 23:26:12 8К75 №Е10316 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный Промах составил: недолёт — 800 м, влево — 50 м
18 18 апреля 1962 22:29 8К75 №Е15001-20 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный Промах составил: перелёт — 140 м м, влево — 350 м
19 20 апреля 1962 23:32 8К75 №Е15001-19 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 аварийный На 23,6 секунде полёта отказ ЖРД 8Д716 из-за разрушения топливной магистрали. Ракета упала в 10 км от старта.
20 23 апреля 1962 22:30 ?8К75 №Е15001-19? ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный Промах составил: перелёт — 610 м, вправо — 820 м
21 9 июня 1962 5:59:39 8К75 №Т10329 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный Изготовитель — завод № 88. Промах составил: перелёт — 140 м, вправо — 920 м
22 14 июня 1962 7:30 8К75 №Т10328 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура в/ч 25741 успешный Изготовитель — завод № 88. Промах составил: недолёт — 100 м, влево — 490 м
23 19 июня 1962 11:40:35 8К75 №Е15001-27 ПУ № 13 Пл. № 75 (СП «Десна-Н») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Изготовитель — завод «Прогресс». Промах составил: перелёт — 3,42 км, вправо — 0,9 км
24 21 июня 1962 6:27 8К75 №Е15001-26 ПУ № 13 Пл. № 75 (СП «Десна-Н») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Изготовитель — завод «Прогресс». Промах составил: недолёт — 2,7 км, вправо — 3,5 км
25 21 июля 1962 20:01 8К75 №Т10330 ПУ № 13 Пл. № 75 (СП «Десна-Н») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: недолёт — 3,19 км, вправо — 0,08 км
26 24 июля 1962 20:05 8К75 №Т10331 ПУ № 13 Пл. № 75 (СП «Десна-Н») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: недолёт — 1,57 км, вправо — 0,08 км. Отработка технологического графика подготовки и пуска из готовности № 3 (1,5-часовая)
27 29 июля 1962 7:16 8К75 №Т10332 ПУ № 13 Пл. № 75 (СП «Десна-Н») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) аварийный Падение блоков «А» и «Б» в 575 и 625 км от старта, соответственно, из-за отключения батареи электропитания на 97,5 секунде.
28 22 октября 1962 6:36:13 8К75 №Т15001-01 ПУ № 13 Пл. № 75 (СП «Десна-Н») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) аварийный На 2,3 секунде полёта разрушение 1-й камеры ЖРД 8Д716, ракета упала в 20 км от старта. Изготовитель — завод «Прогресс». Задачи: исследование надёжности СУ, надёжности радиоуправления и оценка точности измерения параметров движения.
29 28 октября 1962 7:37:17 8К75 №Т15001-05 ПУ № 5 Пл. № 51 Байконур Кура ? аварийный Пуск в рамках операции «К» («К4») для определения воздействия высотного ядерного взрыва на радиосвязь и аппаратуру. Разрушение 2-й камеры ЖРД 8Д716, ракета поднялась на 20 м, упала рядом со стартом, выведя его из строя.
30 11 февраля 1963 17:54:27 8К75 №Е15001-33 ПУ № 12 Пл. № 75 (СП «Десна-Н») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: недолёт — 50 м, вправо — 780 м. Изготовитель ракеты — завод «Прогресс». Задачи: Отработка технологического графика подготовки и пуска из готовности № 1 (15-минутная).
31 14 февраля 1963 15:02:15 8К75 №Т15001-10 ПУ № 12 Пл. № 75 (СП «Десна-Н») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) аварийный Изготовитель ракеты — завод «Прогресс», первая серийная партия 1962 года. Ракета поднялась на 190 м, упала на стартовый стол и сгорела. Вероятная причина: срабатывание пироклапана из-за замыкания контактов в штекерах Ш131, Ш331 из-за попадания постороннего металлического предмета. Задачи: Отработка технологического графика подготовки и пуска из готовности № 1 (15-минутная).
32 22 февраля 1963 13:03:12,6 8К75 №Т15002-04 ПУ № 14 Пл. № 75 (СП «Долина») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: перелёт — 160 м, влево — 580 м. Изготовитель ракеты — завод «Прогресс», вторая серийная партия 1962 года. Задачи: Отработка технологического графика подготовки и пуска из готовности № 1 (15-минутная).
33 11 марта 1963 14:02:22 8К75 №Е15001-34 ПУ № 14 Пл. № 75 (СП «Долина») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) аварийный Изготовитель ракеты — завод «Прогресс». Пуск из готовности № 1 (15-минутная). Негерметичность в магистрали горючего двигателя 8Д715 2-й ступени на 107,25 секунде полёта, что привело к снижению давления в камере сгорания на 50 %. 2-я ступень и головная часть упали в 781 км от СП.
34 14 марта 1963 14:01:08 8К75 №Е15002-35 ПУ № 14 Пл. № 75 (СП «Долина») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: перелёт — 120 м, вправо — 460 м. Изготовитель ракеты — завод «Прогресс». Пуск из готовности № 1 (15-минутная).
35 20 мая 1963 17:07:38 8К75 №Т-10344 ПУ № 14 Пл. № 75 (СП «Долина») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: перелёт — 940 м, влево — 410 м. Изготовитель ракеты — завод № 88. Пуск из готовности № 3.
36 13 июня 1963 21:01 8К75 №Т15001-05 ПУ № ? Пл. № 75 Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) аварийный Изготовитель ракеты — завод «Прогресс», первая серийная партия 1963 года. Разрушение ракеты из-за превышения расчётных нагрузок, в результате отказа автомата стабилизации на 48-й секунде полёта. Ракета упала в 12 км от СП.
37 24 июля 1963 6:00:30 8К75 №Т15001-06 ПУ № ? Пл. № 75 Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) аварийный Изготовитель ракеты — завод «Прогресс», первая серийная партия 1962 года. Потеря устойчивости по каналу рыскания из-за отказа автомата стабилизации на 52-й секунде полёта, в результате — выдача команды на автоподрыв ГЧ. Ракета упала в 65 км от СП.
38 12 сентября 1963 12:36:54 8К75 №Т15002-03 ПУ № 14 Пл. № 75 (СП «Долина») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: недолёт — 0,02 км, влево — 1,31 км. Пуск из готовности № 1 по 12-минутному графику.
39 17 сентября 1963 9:00:34 8К75 №Т15002-07 ПУ № 14 Пл. № 75 (СП «Долина») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: перелёт — 740 м, вправо — 80 м. Пуск из готовности № 1 по 12-минутному графику.
40 27 сентября 1963 7:02 8К75 №? ШПУ № 11 Пл. № 70 (СП «Десна-В») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) успешный Промах составил: перелёт — 630 м, вправо — 190 м. Пуск из готовности № 1 по 20-минутному графику. Задачи: получение информации о работе СУ, проверка ШПУ, специальных технологических систем и агрегатов.
41 18 октября 1963 5:00:52 8К75 №? ШПУ № 11 Пл. № 70 (СП «Десна-В») Байконур Кура ОИИЧ-51 (в/ч 44083) аварийный Пуск из готовности № 1 по 20-минутному графику. Выход ДУ на пониженный режим, из-за негерметичности магистрали высокого давления горючего. Поломка коромысла клапана слива. Потеря ракетой устойчивости по каналам вращения и рыскания на 21-й секунде полёта. Ракета упала в 740 км от СП.

ru-wiki.org