[ezup]

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: №пп Дата Полигон / пусковая установка Результат Описание 1 01.03.1962 г. ГЦП Капустин Яр взрыв на высоте 10 км (источник) 2 28.04.1962 г. ГЦП Капустин Яр первый успешный пуск (ист. - Андреев и др.) 3 вторая половина 1962 г. ГЦП Капустин Яр удачный старт, сбой отделения ГЧ (источник) 4 вторая половина 1962 г. ГЦП Капустин Яр удачный старт, сбой отделения ГЧ (источник) 5 начало 1963 г. ГЦП Капустин Яр удачный старт, сбой отделения ГЧ (источник) 6 18.03.1963 г. ГЦП Капустин Яр первый успешный пуск (ист. - Гудилин В.Е.) 7 весна 1963 г. ГЦП Капустин Яр успешный пуск (источник) 8 весна 1963 г. ГЦП Капустин Яр успешный пуск (источник) 9 1 июня 1963 г. ГЦП Капустин Яр последний 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).