Старый 26.04.2013, 17:40 #1   #1
ezup
ezup на форуме
Чебуралиссимус
По умолчанию РТ-1 / 8К95
ezup
ezup на форуме

Ракета РТ-1 / 8К95



Баллистическая ракета средней дальности. Разработка ракеты начата по Постановлению Совмина СССР №1291-970 от 20 ноября 1959 г. "О создании изделия РТ-1 и выполнении работ по теме РТ-2". Постановлением определен перечень разработчиков изделия: ОКБ-1 ГКОТ (главный конструктор С.П.Королев, заместитель главного конструктора - И.Н.Садовский) - по ракете и комплексу в целом; КБ-11 Минсредмаша (главные конструкторы Негин, Кочарянц) - по специальному заряду с автоматикой, системой инициирования, электропитанием, контактным и неконтактным датчиками, контрольно-измерительной аппаратурой и технологическому оборудованию для сборки и проверки специального заряда на технической и стартовой позициях; НИИ-125 ГКОТ - по созданию продукта «Нейлон-Б», промышленной технологии его производства, зарядов и двигателей (главный конструктор - Жуков, заместители главного конструктора - Смирнов и Победоносцев). Разработка и испытания двигателей должны были осуществляться совместно с ОКБ-1; НИИ-885 ГКРЭ (главные конструкторы - Рязанский, Пилюгин) - по системе управления в целом; НИИ-944 ГК по судостроению (главный конструктор - Кузнецов) - по гироскопическим приборам; НИИ-627 и ВНИИТ ГК по автоматизации и машиностроению (главные конструкторы - Иосифьян и Лидоренко) - по бортовому электрооборудованию и источникам тока; ГСКБ Спецмаш ГКОТ (главный конструктор - Бармин) - по комплексу наземного пускового, стыковочного, подъемно-транспортного, компрессорного, вспомогательного оборудования и разработке боевых стартовых станций; ОКБ-686 Московского совнархоза (главный конструктор - Гольцман) - по комплексу наземного электросилового оборудования.

В мае 1960 г. разработчики должны были представить эскизный проект ракеты РТ-1 и варианты боевых стартовых станций (комплекса наземного оборудования). Разработку двигателей вело НИИ-125 при участии бригады конструкторов ОКБ-1. Эскизный проект изделия 8К95 выпущен в августе 1960 г.


Старт ракеты РТ-1 / 8К95 (http://www.energia.ru, обработано).

По Постановлению о создании испытания ракет с комбинированной системой управления планировалось начать в 4-м квартале 1960 г., а с автономной системой управления - в 4 квартале 1961 г. Место испытаний (по Постановлению) - Государственный Центральный Полигон Капустин Яр.

В 1961 г. проведены стендовые испытания двигателей ракеты. Всего проведено по 30-40 огневых испытаний блоков РДТТ двигателей всех трех ступеней. та кже на специальной установке была проведена отработка отделения головной части, проверялись отсеки ступеней, проведены огневые испытания рулевых двигателей 1-й и 3-й ступеней. Проведены прочностные испытания, макетирование ракеты и примерочные испытания ракеты и стартового комплекса. На полигоне в районе г.Красноармейска Московской области было проведено по три огневых испытания каждой из трех ступеней ракеты в сборе. Отдельно проводилась отработка системы обогрева зарядов РДТТ с проверкой её работы на крайних режимах, отработка теплозащитных покрытий и графитовых вкладышей камер сгорания, уточнение аэродинамических характеристик ракет, а также системы управления полётом и эксплуатационных характеристик твёрдотопливных зарядов на стендах организаций-разработчиков (ист. - Гудилин В.Е.).

Проведение стендовых испытаний позволило в начале 1962 г. перейти к летно-конструкторским испытаниям ракеты. Первый пуск ракеты РТ-1 на полную дальность произведен на полигоне Капустин Яр 28 апреля 1962 г. Район прицеливания при испытаниях - оз.Балхаш (вероятно - полигон Сары-Шаган). Всего в ходе испытаний выполнено 9 пусков в т.ч. 3 пуска были успешными (ист. - Гудилин В.Е.). По западным данным количество успешных пусков было больше. Испытания завершились в июне 1963 г. с подтверждением требуемых ТТХ ракеты.

Испытания ракеты РТ-1 / 8К95:
№ппДатаПолигон / пусковая установкаРезультатОписание
101.03.1962 г.ГЦП Капустин Ярвзрыв на высоте 10 км (источник)
228.04.1962 г.ГЦП Капустин Ярпервый успешный пуск (ист. - Андреев и др.)
3вторая половина 1962 г.ГЦП Капустин Ярудачный старт, сбой отделения ГЧ (источник)
4вторая половина 1962 г.ГЦП Капустин Ярудачный старт, сбой отделения ГЧ (источник)
5начало 1963 г.ГЦП Капустин Ярудачный старт, сбой отделения ГЧ (источник)
618.03.1963 г.ГЦП Капустин Ярпервый успешный пуск (ист. - Гудилин В.Е.)
7весна 1963 г.ГЦП Капустин Яруспешный пуск (источник)
8весна 1963 г.ГЦП Капустин Яруспешный пуск (источник)
91 июня 1963 г.ГЦП Капустин Ярпоследний пуск летно-конструкторских испытаний
успешный пуск (источник)


Пусковая установка - согласно Постановлению о создании предполагалось два типа старта - из шахтной пусковой установки и с наружной стартовой площадки. Разработка комплекса наземного пускового, стыковочного, подъемно-транспортного, компрессорного, вспомогательного оборудования и разработка боевых стартовых станций (пусковых установок) поручалась ГСКБ Спецмаш ГКОТ (главный конструктор - Бармин). ОКБ-686 Московского совнархоза (главный конструктор - Гольцман) занималось разработкой комплекса наземного электросилового оборудования.

Конструкция ракеты - трехступенчатая, каждая ступень состоит из 4 блоков РДТТ объединенных в пакет. Корпуса двигателей изготовлялись из стеклопластика методом тканевой намотки и имели отъемные стальные днища. Сопловые блоки выполнялись из титанового сплава. Цилиндрическая обечайка и днища корпуса соединялисьс помощью ленточной резьбы. Каждый пакет имел огневую связь с другими пакетами для выравнивания рабочих давлений в двигателях. В переднем днище двигателей имелись сопла противотяги, вскрывавшиеся с помощью детонирующих шнуров по команде системы управления на обнуление тяги двигателей. Управление полетом осуществляось с помощью рулевых РДТТ (на 1-й и 3-й ступенях) и аэродинамических рулей, размещенных на второй ступени (ист. - Андреев).

Разделение ступеней выполнено "горячим", т.е. последующая ступень ракеты запускалась при ещё работающей предыдущей ступени. Ступени соединялись ферменными конструкциями, команда на разделение ступеней выдавалась от датчика перегрузок. Для снижения массы 3-й ступени предусматривался сброс её хвостового отсека после отделения от 2 ступени, это обеспечивало некоторое увеличение дальности полёта ГЧ (ист. - Гудилин В.Е.).


Система управления и наведение: согласно Постановлению о создании ракеты планировалось два варианта системы управления - автономная (инерциальная) и комбинированная (вероятно, инерциальная с радиокоррекцией). Разработчики бортового оборудования и системы управления (по Постановлению о создании):
- НИИ-885 ГКРЭ (главные конструкторы - Рязанский, Пилюгин) - по системе управления в целом;
- НИИ-944 ГК по судостроению (главный конструктор - Кузнецов) - по гироскопическим приборам;
- НИИ-627 и ВНИИТ ГК по автоматизации и машиностроению (главные конструкторы - Иосифьян и Лидоренко) - по бортовому электрооборудованию и источникам тока;

Управление дальностью полёта ракеты осуществлялось обнулением тяги двигателя третьей ступени в нужный момент. Вскрывались с помощью пирозарядов узлы отсечки на верхнем днище РДТТ 3-й ступени, которые создавали необходимую противотягу. Для уменьшения разброса импульса последействия выключение двигателя 3-й ступени проводилось в два этапа: сначала вскрывались два узла отсечки из четырёх, после чего двигатель переходил на пониженную тягу, а затем, с некоторой временной задержкой, - два оставшихся узла отсечки "выключали" двигатель (обнуляли тягу) окончательно. После этого происходило отделение головной части со спецзарядом, и она продолжала самостоятельный полёт к цели по баллистической траектории. Такая схема обнуления РДТТ последней ступени оказалась очень удачной и используется с тех пор на всех отечественных твёрдотопливных ракетах средней и межконтинентальной дальности (ист. - Гудилин В.Е.).

Масса оборудования системы управления - до 150 кг (по Постановлению о создании)

Двигатели: согласно Постановлению о создании ракеты предполагалось использование РДТТ на твердом баллиститном топливе "Нейлон-Б" ("Б" - баллиститное). Разработка топлива "Нейлон-Б" поручена НИИ-125 ГКОТ - по созданию продукта «Нейлон-Б», промышленной технологии его производства, зарядов и двигателей (главный конструктор - Жуков, заместители главного конструктора - Смирнов и Победоносцев). Разработка и испытания двигателей осуществлялись НИИ-125 совместно с ОКБ-1.

В конце 1950-х годов НИИ-125 под руководством Б.П.Жукова продемонстрирована возможность изготовления пороховых зарядовдиаметром до 1 м и длиной 5-6 м. В 1958 г. Ю.А.Победоносцев (возглавлял лабораторию в НИИ-125) предложил подключить к теме С.П.Королева и с использованием его авторитета предполагалось, что возможно будет создать оборудование и освоенить промышленностью выпуск шашек порохового топлива массой до 4-5 т и диаметром до 1 м. По распоряжению С.П.Королева в начале 1959 г. создана инициативная группа (руководитель - И.Н.Садовский, ОКБ-1) по изучению вопроса. В том же 1959 г. группа выпустила отчет, который показывал, что для ракет с дальностью более 2000 км на смесевом твердом топливе необходима разработка моноблочных РДТТ с диаметром более 1 м, что было невозможно при том уровне развития производства. Предложено создание двигателей ракеты РТ-1 с использованием уже имеющейся технологии (диаметр шашек до 800 мм) и из баллиститного топлива с применением пакетов РДТТ (ист. - Андреев).

Заряд топлива имел бронирование по наружной поверхности и устанавливался в корпус двигателя с упором в районе заднего днища и с периферийным радиальным зазором для формирования застойных зон и разгрузки заряда от растягивающих тангенциальных напряжений при работе двигателя. Корпуса двигателей изготовлялись из стеклопластика методом тканевой намотки и имели отъемные стальные днища. Сопловые блоки выполнялись из титанового сплава. Цилиндрическая обечайка и днища корпуса соединялисьс помощью ленточной резьбы. Каждый пакет имел огневую связь с другими пакетами для выравнивания рабочих давлений в двигателях. В переднем днище двигателей имелись сопла противотяги, вскрывавшиеся с помощью детонирующих шнуров по команде системы управления на обнуление тяги двигателей. Управление полетом осуществляось с помощью рулевых РДТТ и аэродинамических рулей, размещенных на второй ступени (ист. - Андреев).

Топливо РДТТ всех ступеней - баллиститное - "Нейлон-Б" (нитроглицериновый порох РСТ-4В) разработки НИИ-125 (ист. - Гудилин В.Е.).
Диаметр заряда топлива одного ракетного блока - 800 мм

- 1 ступень - 4 блока РДТТ, сопла основных двигателей неподвижные, управление направлением полета осуществляется отклоняемыми на угол до 45 град. рулевыми РДТТ. Двигатель работает до полного выгорания топлива.
Тяга основных РДТТ - 100000 кг (ист. - Андреев)
Давление в камере сгорания - 40 кг/кв.см
Время работы двигателя - ок. 30 сек

- 2 ступень - 4 блока РДТТ, сопла основных двигателей неподвижны, управление направлением полета осуществляется аэродинамическими рулями. Двигатель работает до полного выгорания топлива.
Тяга основных РДТТ - 50990 кг (ист. - Андреев)
Давление в камере сгорания - 40 кг/кв.см
Время работы двигателя - ок. 30 сек

- 3 ступень - 4 блока РДТТ, сопла основных двигателей неподвижные, управление направлением полета осуществляется отклоняемыми на угол до 45 град. рулевыми РДТТ.
Тяга основных РДТТ - 24475 кг (ист. - Андреев)
Давление в камере сгорания - 40 кг/кв.см
Время работы двигателя - ок. 30 сек


ТТХ ракеты:
Длина - 18.3 м (ист. - Андреев)
Длина ракетного блока 1 ступени - 4,8 м (ист. - Андреев)
Длина ракетного блока 2 ступени - 4 м (ист. - Андреев)
Длина ракетного блока 3 ступени - 2,8 м (ист. - Андреев)
Диаметр максимальный - 1.84 м (ист. - Андреев)
Диаметр ракетного блока 2 ступени - 1.49 м (ист. - Андреев)
Диаметр ракетного блока 3 ступени - 1.4 м (ист. - Андреев)
Размах стабилизаторов - 2 м (ист. - Андреев)

Масса стартовая:
- 35 т (по Постановлению о создании)
- 31.9 т (ист. - Андреев)
Масса ракетного блока второй ступени - 10000 кг (ист. - Андреев)
Масса ракетного блока третьей ступени - 3000 кг (ист. - Андреев)
Масса конструкции ракетного блока второй ступени - 1500 кг (ист. - Андреев)
Масса БЧ - 800 кг (по Постановлению о создании)

Дальность действия:
- 2500 км (по Постановлению о создании)
- 2000 км (в ходе испытаний ?, ист. - Андреев)
КВО:
- комбинированная СУ - по дальности +-5 км, боковое +-4 км (по Постановлению о создании)
- автономная СУ - не хуже КВО ракеты Р-12 с уточнением после рассмотрения эскизного проекта (по Постановлению о создании)

Гарантированный срок нахождения ракеты в боевой готовности на позиции - не менее 3 лет (по Постановлению о создании)
Время произведения пуска после получения команды на пуск - до 15 мин (по Постановлению о создании)

Типы БЧ:
- по Постановлению о создании - ядерная моноблочная БЧ мощностью 500 кт (ист. - Андреев) с автоматикой, системой инициирования, электропитанием, контактным и неконтактным взравателями. Разработчик - КБ-11 Минсредмаша (главные конструкторы Негин, Кочарянц) - по специальному заряду с автоматикой, системой инициирования, электропитанием, контактным и неконтактным датчиками, контрольно-измерительной аппаратурой и технологическому оборудованию для сборки и проверки специального заряда на технической и стартовой позициях.

Источники:
Андреев С.В. Баллистические ракеты. Самара, ООО "Книга", 2011 г.
Гудилин В.Е., Слабкий Л.И., Ракетно-космические системы. М., 1996 г.
Постановление от 20 ноября 1959 г. №1291-970 "
О создании изделия РТ-1 и выполнении работ по теме РТ-2". 1959 г. (источник).

 
Вверх
Ответить с цитированием
Новая тема Ответить

Метки
РТ-1 / 8К95


Похожие темы
Тема Автор Раздел Ответов Последнее сообщение
Ракета РТ-1 / 8К95 ezup МБР средней дальности 0 28.09.2019 23:10