ГР-1

[Salo]

"Ракетно-космическая корпорация Энергия имени С.П.Королёва. 1946-1996" стр.129:

Глобальная ракета ГР-1
Работы по созданию ракеты нового типа - глобальной межконтинентальной баллистической ракеты ГР-1 - были начаты в ОКБ-1 в соответствии с Постановлением Правительства от 24 сентября 1962 года. Кроме обычных возможностей поражения целей при полете по баллистическим траекториям глобальная ракета позволяло поражать цель путем торможения головной части в заданный момент времени полета ракеты по круговой орбите ИСЗ, Теоретической базой боевого применения глобальной ракеты ГР-1 послужили следующие соображения.
Головные части БРДД длительное время считались неуязвимыми для средств противоракетной обороны противника. Однако вскоре были разработаны системы, которые, используя сам принцип баллистического полета ракеты (известный закон движения, максимальная высота траектории более 1000 км), давали возможность раннего обнаружения и точного прогнозирования траектории полета ГЧ, указывали координаты намеченной цели, обеспечивали достаточное время для обнаружения ГЧ и позволяли вести эффективную борьбу с ними.
Известные способы защиты ГЧ (ложные цели, увод корпуса ракеты и др.) в большинстве своем до конца не решали задачу прорыва ГЧ к цели. Как показали исследования, радикальным решением, существенно снижающим эффективность средств противоракетной обороны противника в борьбе с ГЧ, могло стать создание глобальных ракет, т.е. обеспечение движения ракет не по баллистическим, а по низким орбитальным (глобальным) траекториям ИСЗ при высоте орбиты порядка 150 км с последующим выводом ГЧ на цель путем ее торможения в заданной точке траектории.
Защита ГЧ обеспечивалось за счет того, что на низких высотах полета ракеты и ГЧ дальность обнаружения ГЧ средствами противоракетной обороны противника уменьшалась до 500-600 км против 4000-8000 км для баллистических траекторий, а время для поражения головной части сокращалось с 12-15 мин до 2 мин.
Недостатком поражения конкретных целей с помощью глобальных ракет является меньшая точность выведения головной части на цель. Этот недостаток удалось в значительной мере преодолеть путем введения в состав головной части устройства-названного РДГЧ (регулятор движения головной части). Это устройство, увеличивающее аэродинамическое сопротивление ГЧ, позволяло повысить точность по дальности при перелете за счет отстрела РДГЧ в определенный момент после торможения при полете ГЧ по нисходящей траектории, рассчитываемый автоматической системой управления, и реализовать выполнение требований ТТТ.
Возможность стрельбы глобальными ракетами в прямом и противоположном направлениях по отношению к цели требовала от противника создания круговых средств ПРО.
Проведенные в ОКБ-1 в 1961-1964 г.г. проектно-исследовательские работы показали возможность создания трехступенчатой глобальной ракеты на базе двигательных установок разрабатывавшейся ракеты 8К77 для I и II ступеней и двигателя 8Д726 (разработки ОКБ-1) с тягой 6,8 тс на III ступени ракеты.
Двигатель 8Д726 был выполнен по схеме с дожиганием газогенераторного газа в камере сгорания. Основной особенностью двигателя являлась возможность его запуска в космических условиях. При этом поджиг топлива в газогенераторе осуществлялся с помощью двух запальников, а в камере сгорания использовался эффект воспламенения керосина в горячем (350°С) газогенераторном газе. При разработке двигателя были использованы: пневмоклапаны запуска и выключения двигателя; бустерный ТНА окислителя, обеспечивающий ускоренное захолаживание магистрали кислорода и запуск основного ТНА при малом давлении в баке. Впервые в двигателе была использована камера сгорания с щелевой смесительной головкой, имеющей высокую расходонапряженность и устойчивость к высокочастотным колебаниям, что существенно повысило надежность двигателя.
Для повышения боевой готовности ракеты и сокращения времени подготовки двигателя к старту исключили все ручные операции, для чего в двигателе было обеспечена полная герметичность стыковых соединений, исключающая операцию "опрессовка", и использованы специальные сбрасываемые герметизирующие заглушки, исключающие
операции "снятие заглушек".
Отработка двигателя 8Д726 была начата в 1963 году. После пройденного этапа экспериментальных и конструкторско-доводочных испытаний завод 88 изготовил 230 двигателей, на которых проведено около 500 испытаний.
Большой творческий вклад в разработку двигателя 8Д726 внесли Б.А. Соколов, ГА. Бирюков, В.Г, Борздыко, М.М. Викторов, В.П. Житников, В.И. Ипатов, А.Ал. Морозов, Й.Ан. Морозов, Э.В. Овечка-Филиппов, С.В. Романов, Ю.К. Семенов, Н.М. Синицин, С.Г. Ударов, А.С. Шелемин.
Ракета ГР-1 при стартовой массе 117 т и тяге ДУ на земле 147 тс могла нести заряд с тротиловым эквивалентом 2,2 Мт на неограниченную дальность и обеспечивать точность до ±5 км по дальности и до ±3 км по боковому отклонению. Эксплуатационные особенности трехступенчатой ракеты ГР-1 аналогичны таковым для ракеты Р-9А.
1962 году были созданы стендовые ракеты ГР-1, началась их наземная экспериментальная отработка, велось изготовление образцов для летных испытаний, два из которых неоднократно провозились по Красной площади во время военных парадов. Однако из-за трудностей с отработкой двигателя НК-9 в ОКБ-276 для I ступени ГР-1 в серию не пошли, хотя подобная ракета, правда, значительно позже была создана в КБ "Южное" (М.К. Янгель).
Исполнителями проектно-исследовательских работ по глобальной ракете ГР-1, получившей войсковой индекс 8К713, были те же сотрудники ОКБ-1, что и по ракете Р-9.
Для ракеты ГР-1 можно было в принципе использовать те же стартовые позиции и наземное оборудование, что создавались для ракеты Р-9, Однако специально для ГР-1 создали стартовый комплекс с полной автоматизацией предстартовых операций на площадке 51, вблизи от стартовой площадки ракеты Р-7. Особенностью стартовой подготовки этой ракеты было то, что она комплектовалась контейнером, выполняющим функции транспортного контейнера, стартового стакана и служащим для прокладки заправочных и других коммуникаций связи верхних ступеней с наземным оборудованием.
Одновременно на базе ракеты ГР-1 велось разработка ракеты 8К513, предназначенной для уничтожения боевых спутников противника на их рабочих орбитах. Эта работа закончилась выпуском технического предложения, до производства таких ракет дело не дошло.
В 1964 году работы по ГР-1 и 8К513 были прекращены, исходя из принятых СССР международных обязательств по неиспользованию космического пространства для размещения в нем оружия.

[Salo]

http://www.cosmoworld.ru/spaceencyclopedia/carriers/index.shtml?gr1.html

ГЛОБАЛЬНАЯ РАКЕТА "ГР- 1"

12 октября 1999 года.
     Официально начало работ по созданию глобальной ракеты датируется 24 сентября 1962 года, когда было принято соответсвующее Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР.

     Этим документом задавалось создание новой мощной мощной баллистической ракеты в трех вариантах:

     - межконтинентальная баллистическая ракета (индекс изделия 8К713), способная доставить на дальность 12000 км моноблочный термоядерный заряд мощностью свыше 5 Мт;
     - глобальная ракета (индекс изделия 11А513), способная вывести на околоземную орбиту орбитальный блок, который, после нескольких витков вокруг Земли, своей боеголовкой мощностью до 2,2 мегатонн мог поразить цель в любой точке земного шара;
     - противоспутниковая ракета (индекс изделия 8К513), способная поражать спутники на рабочих орбитах.

     Головная роль в разработке ракет во всех вариантах отводилась ОКБ-1. Возглавил работы Сергей Павлович КОРОЛЕВ.

     Вероятнее всего, проектирование нового носителя начались в ОКБ-1 задолго до принятия Постановления. Ведь неспроста еще 15 марта 1962 года тогдашний Первый секретарь ЦК КПСС, Председатель Совета Министров СССР Никита Сергеевич ХРУЩЕВ заявил, что «мы можем запускать ракеты не только через северный полюс, но и в противоположном направлении». Кроме того, создание такой ракеты, способной преодолеть систему противоракетной обороны вероятного противника (то есть США; другого противника у нас в те годы не было), диктовалось реалиаями международной обстановки начала 60-х годов. Да и Сергей Павлович КОРОЛЕВ вряд ли допустил бы принятие документа, не имея серьезного научно- технического задела по данной тематике.

     Как бы то ни было, работы по глобальной ракете «ГР-1» официально велись в ОКБ-1 с 1962 года. В том же году был представлен эскизный проект изделия.

     Ракета проектировалась трехступенчатой и должна была иметь следующие габариты:

     - длина полная - 35,305 - 36,5 м;
     - длина без головной части - 33,9 м;
     - максимальный диаметр корпуса - 2,85 м.

     Стартовая масса - 117 т.

     Дальность стрельбы «ГР-1» предполагалась 40000 км, а точность:

     - по дальности - + 5000 м;
     - по боковому отклонению - + 3000 м.

     Система управления проектировалась инерциальная.

     Первая ступень имела размеры:

     - длина - 18 м;
     - диаметр - 2,85 м.

     На ней должен был быть установлен четырехкамерный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) замкнутого цикла «НК-9» (разработчик - ОКБ- 276; Главный конструктор - Николай Дмитриевич КУЗНЕЦОВ). Двигатель имел тягу в пустоте 152 тс и тягу у Земли 147 тс.

     Вторая ступень имела размеры:

     - длина - 7,7 м;
     - диаметр - 2,7 м.

     Ступень оснащалась однокамерным ЖРД замкнутого цикла «НК-19» (разработчик - ОКБ-276; Главный конструктор - Николай Дмитриевич КУЗНЕЦОВ) с тягой в пустоте от 46 до 46,1 тс.

     Третья ступень имела размеры:

     - длина - 6,4 м;
     - диаметр - 2,35 м.

     На ней устанавливался разработанный в ОКБ-1 однокамерный ЖРД замкнутого цикла «8Д726» с тягой в пустоте 6,8 тс.

     В двигателях всех трех ступеней в качестве топлива доджен был использоваться керосин, а в качестве окислителя - кислород.

     Третья ступень выводилась на околоземную орбиту вместе с термоядерной головной частью (ГЧ), в заданный момент осуществлялась ориентация ступени, включались тормозные двигатели, после чего ГЧ сходила с орбиты и пикировала на цель. Настильная траектория снижения позволяла ГЧ быть практически невидимой для радиолокационных станций системы противоракетной обороны вероятного противника.

     В том же 1962 году были созданы стендовые макеты ракеты, а в 1963 году началась отработка двигателя третьей ступени. Всего заводом № 88 было изготовлено 230 двигателей «8Д726» и проведено около 500 их испытаний.

     Пуск ракеты предполагалось осуществлять из шахтной пусковой установки, для чего на площадке 51 полигона Тюра-Там был создан специальный стартовый комплекс с полной автоматизацией предстартовых операций. На позицию ракета должна была поставляться в транспортно-пусковом контейнере.

     Изготовление «ГР-1» велось на самарском заводе «Прогресс».

     Однако из-за трудностей, возникших в ОКБ-276 при отработке двигателей «НК-9» для первой ступени, ракета «ГР-1» не была доведена и в серию не пошла. Всего было изготовлено два экземпляра ракеты, которые предполагалось использовать для летных испытаний. Но на летные испытания ракета не передавалась. Работы по комплексу с глобальной ракетой были прекращены в 1964 году.

     В связи с закрытием работ, оба экземпляра некоторое время использовались как демонстрационные (демонстрировались на военном параде на Красной площади в Москве 9 мая 1965 года с официальным представлением как орбитальные ракеты), а в их дальнейшей судьбе есть некоторые неясности. Согласно одним источникам информации, обе ракеты в конце 60-х годов были уничтожены. По другим - уничтожен был только один экземпляр, а другой был оставлен в Самаре, где и хранится до сих пор.

     В дальнейшем наработки по глобальной ракете были использованы при создании "лунного носителя" "Н-1". Однако, как и глобальная ракета, лунный носитель лишь одна из страниц отечественной космонавтики.

     И в завершении рассказа о разработке глобальной ракеты одна любопытная деталь: сразу после начала работ среди конструкторов ракета получила неофициальное название «межконтинентальная ракета Москва - Ленинград». Таковой ей и суждено было остаться в истории ракетной техники.

Copyright © 1999 Александр Железняков.

[Salo]

[Salo]

http://www.cosmoworld.ru/spaceencyclopedia/carriers/index.shtml?gr1.html

ГЛОБАЛЬНАЯ РАКЕТА "ГР- 1"

     В связи с закрытием работ, оба экземпляра некоторое время использовались как демонстрационные (демонстрировались на военном параде на Красной площади в Москве 9 мая 1965 года с официальным представлением как орбитальные ракеты), а в их дальнейшей судьбе есть некоторые неясности. Согласно одним источникам информации, обе ракеты в конце 60-х годов были уничтожены. По другим - уничтожен был только один экземпляр, а другой был оставлен в Самаре, где и хранится до сих пор.

Copyright © 1999 Александр Железняков.

Судьбу одного экземпляра мы теперь знаем.
ГР-1 в музее РККЭ (спасибо Гремлин за фото):

[Salo]

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/210/article_38.shtml

КБ Королева столкнулось с серьезными проблемами при разработке ракеты 8К713. Эта ракета должна была явиться логическим продолжением королевской Р-9 (8К75). Планировалось первые пуски ГР-1 проводить со стартового комплекса 51-й площадки, где запускалась и Р-9. Параллельно на космодроме началось создание инфраструктуры под ГР-1. Однако летные испытания Р-9, проводившиеся на Байконуре с весны 1961 г., шли очень тяжело. Р-9 не хотела летать, и задержки при ее испытаниях сказывались на сроках создания 8К713. Изготовленные макеты ГР-1 демонстрировались на военных парадах на Красной площади, а между тем ракеты в реальности не существовало. Сформированная в 1964 г. в в/ч 25741 группа для испытаний ГР-1 и специалисты Первого управления выбивались из сил, но не могли довести ракету до летных испытаний - при вывозе на стартовый комплекс отказов было так много, что их не успевали устранять.

В начале 1965 г. правительственная комиссия подвела итоги соревнования ракетных конструкторских бюро по созданию орбитальных ракет - было проведено сравнение характеристик разрабатывавшихся ракет-носителей, ход создания и испытаний ракет. По проектам С.П.Королева (ГР-1) и В.Н.Челомея (УР-200А) было сделано заключение, что их мощности недостаточны для решения задач по выведению глобальных головных частей. Приоритет был отдан разработке Янгеля, и в качестве глобальной было решено использовать ракету-носитель Р-36орб (8К69).

[Дмитрий В.]

Так все-таки, "глобалка" ГР-1 какой индекс имела 8К713 или 11А513?

[Salo]

В.С. Сыромятников "100 рассказов о стыковке и о других приключениях в космосе и на Земле" Глава 1.12 К Луне и на Луну:

В самом начале 60 х в ОКБ-1 стала складываться целая программа создания и отработки суперносителя, который получил индекс Н-1 (Носитель №1). "Девятка", о которой уже рассказывалось, оказалась не просто одиночной МБР, и преследовала не только боевые цели. Это "продвинутое изделие", как многие другие королевские ракеты открывали новые возможности и перспективы. Первым результатом, образцом нового класса ракет стала ГР 1, о которой тоже упоминалось. Эта, так называемая "глобальная ракета", способная выводить боевой заряд на орбиту и доставлять его к любой цели по разным траекториям, со всех сторон, вписывалась как в план создания носителей, более продвинутых, чем "Cемерка", и как составное звено, как промежуточный этап при отработке Н-1. Наши ракетчики из ОКБ-1 подобно "американским" немцам предлагали начать летную отработку поэтапно, в данном случае, с ракеты ГР 1, в первую очередь, начать испытания новых ракетных двигателей. Дело в том, что разлад с Глушко, которого Королев называл Глу'шко, делая ударение на первом слоге, заставлял искать другую кооперацию. Новым смежником по основным кислородно-керосиновым двигателям для Н-1 стал генеральный конструктор авиационных двигателей Н.Д. Кузнецов, работа с которым началась в конце 50 х по вариантам "Девятки" и по ГР 1. В конце концов, двигатели Кузнецова установили на всех трех ступенях Н-1 (А, Б и В) и четвертой ступени "лунного поезда" (блок Г).
Надо также отметить, что так и не залетавшей ракете ГР-1 мы обязаны начальной разработке уникального ракетного блока Д многократного запуска в условиях космического полета, в невесомости. Подобный блок должен быть стать 3-й ступенью этой "глобальной" ракеты.
Дальше в этой программе, как и у американцев в серии "Сатурнов", могли сначала полететь 2 я и 3 я ступени Н-1, а также блок Г в составе носителей среднего класса Н11 и Н111. Этим планам не было суждено осуществиться все по тем же причинам, связанным с разладом в ракетно-космической стратегии. Не финансировали также создание наземного стенда для испытаний 1 й ступени (блок "А") в целом. Забегая вперед, надо сказать, что это обошлось очень дорого: во всех четырех полетах Н-1 аварии происходили именно на первой ступени, ее отрабатывали в полете.
Нашему отделу пришлось вести традиционную приводную тематику почти для всех блоков многоступенчатой ракеты, а также для отсеков лунных кораблей ЛОК и ЛК. В частности, мы создавали привода для основных ракетных двигателей Н-1 Кузнецова. Впервые такие привода устанавливались непосредственно на камеру сгорания; сам двигатель выполнялся в виде моноблока вместе с турбонасосным агрегатом (ТНА), со всеми его клапанами, регуляторами и другими узлами. Еще одна особенность этих двигателей состояла в глубоком регулировании тяги. За более компактную компоновку "расплачивались" проектировщики узлов, которые подвергались очень высоким виброперегрузкам. В середине 60 х, занимаясь "виброзащитой" приводов, я выезжал в Самару (Куйбышев), в КБ к Кузнецову. Помню напряженную атмосферу работы на заводе и в КБ, где трудились конструкторы под руководством Печенкина зама генерального по этому двигателю.
Создание "очень" нового ракетного двигателя требовало от специалистов по авиационным двигателям гораздо больше времени, чем казалось сначала. Полностью отработанный двигатель появился, по существу, только через 5-6 лет. Это сыграло роковую роль в провале всей программы, однако, не только это. Похоже, пути ракетно-космические, как и Господни неисповедимы: несмотря на приказ уничтожить, создатели уникальных двигателей сумели сохранить их в течение 20 лет, и они оказались востребованными для новых российских проектов, а также их стали покупать американцы для одной из своих разработок в самом конце ХХ века.

[Salo]

http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/05-03.html

МНОГОЦЕЛЕВЫЕ РАКЕТЫ (МР)
НА БАЗЕ РАКЕТ 8К77 И 8К74

В ОКБ-1 были проведены проектно-исследовательские и экспериментально-конструкторские работы, которые подтвердили возможность и целесообразность создания МР на базе ракет 8К77 и 8К74. Такая ракета могла быть использована в качестве:

боевой глобальной ракеты с неограниченной дальностью стрельбы;

боевой баллистической ракеты с повышенной эффективностью заряда и точностью стрельбы;

ракеты-носителя для запуска боевых и разведывательных спутников;

ракеты-противоспутника для поражения спутников противника;

исследовательской ракеты для запусков различных космических объектов.

МР на базе ракеты 8К77 — трехступенчатая баллистическая ракета с поперечным делением ступеней и с повторным запуском двигателя III ступени (ракета 8К713). При ее разработке особое внимание было обращено на максимальное использование материальной части ранее отработанных ракет, что позволяло создать МР в сжатые сроки с минимальными затратами.

В то же время при разработке МР потребовалось заново создать полезные нагрузки и целый ряд новых систем, устройств и радиотехнических средств, связанных с особенностями работы МР, и в частности:

двигатель повторного запуска III ступени и устройства для осуществления повторного запуска;

аппаратуру системы управления и ориентации боевой части;

комплекс бортовых и наземных радиотехнических средств, обеспечивающих коррекцию движения боевой части на пассивном участке, и др.

Характерной особенностью МР являлся повторный запуск двигателя III ступени на пассивном участке полета. Во всех случаях он мог использоваться для коррекции траектории и, кроме того, для изменения скорости при переходе с одной орбиты на другую (в глобальном варианте).

Основные характеристики МР: Тяга двигателя, т
I ступени 140

II ступени 45

III ступени 10

 Компоненты топлива
Вес, т
заправленной ракеты 101


сухой ракеты без полезного груза  10
 Керосин + кислород

На базе многоцелевой ракеты могла быть создана система ракетного вооружения (СРВ), которая, решая все современные стратегические и тактические задачи, стоящие перед БРДД и БРСД, наиболее целесообразно позволяла упростить, удешевить и сделать однотипным как производство ракет и оборудования, так и их эксплуатацию.

Стартовые позиции и наземное оборудование ракет могли быть полностью унифицированы и приспособлены для запуска всех типов ракет, входящих в состав СРВ.

Возможный состав СРВ на базе МР (8К713):

трехступенчатая многоцелевая ракета;

двухступенчатая боевая баллистическая ракета дальнего действия на базе I и II ступеней МР;

одноступенчатая баллистическая боевая ракета среднего радиуса действия на базе I ступени МР.

Одновременно в ОКБ-1 были проведены исследования по созданию варианта МР на базе 8К74. По итогам проведенных проработок в сентябре 1961 г. был выпущен сборник проспектов.

Дальнейшие работы по созданию многоцелевых ракет были прекращены. Ракета 8К713 (ГР-1), выполненная в металле, до летных испытаний доведена не была (см. ниже).

АРКК, № 22567.


ГЛОБАЛЬНАЯ РАКЕТА ГР-1 (8К713)

Проектные проработки по МБР нового типа — глобальной — были начаты в ОКБ-1 в 1961 г. Кроме обычных возможностей для поражения целей по баллистическим траекториям, глобальная ракета позволяла поражать цель путем торможения головной части в заданный момент времени полета ракеты по круговой орбите.

Для I ступени трехступенчатой ГР-1 использовалась I ступень ракеты Р-9М с двигателем НК-9; для II ступени — III ступень носителя "Союз"; III ступень создавалась на базе двигателя С1-5400, разработанного в ОКБ-1 для IV ступени носителя "Молния" (8К78). Носители "Союз" и "Молния" разрабатывались в ОКБ-1 одновременно с ГР-1 (см. ниже).

Эскизный проект ракеты ГР-1 был завершен в мае 1962 г. Начальный вес ракеты приняли равным 177 т, высоту круговой орбиты 150 км. В баллистическом варианте обеспечивалось поражение целей на дальность до 15 тыс. км.

Для ракеты ГР-1 можно было использовать стартовые позиции и наземное оборудование, предназначенные для ракеты Р-9.

Постановление по ГР-1 было принято 24 сентября 1962 г. с установленным сроком начала летных испытаний в III квартале 1963 г. Из-за трудностей с отработкой двигателя НК-9 сроки испытаний были перенесены, а в 1964 г. дальнейшие работы по ГР-1 были признаны нецелесообразными.

АРКК, д. 2574, л. 43; д. 3460, л. 38; № 12251, 19201.

[Salo]

Сергей Александров"Меч, ставший щитом"

[Salo]

http://www.astronautix.com/lvs/gr1.htm

Manufacturer: Korolev. Liftoff Thrust: 1,441.000 kN (323,949 lbf). Total Mass: 117,000 kg (257,000 lb). Core Diameter: 2.68 m (8.79 ft). Total Length: 35.31 m (115.83 ft). Span: 2.85 m (9.35 ft). Standard warhead mass: 2,300 kg (5,000 lb). Maximum range: 40,000 km (24,000 mi). Number Standard Warheads: 1. Standard warhead yield: 2,200 KT. Boost Propulsion: Lox/Kerosene. Boost engine: NK-9. Cruise Propulsion: Lox/Kerosene. Cruise engine: RD-0110. Stage 3 Engine: 8D726. Stage 3 Propellants: Lox/Kerosene. Guidance: Inertial. Version:

8K513. Anti-satellite missile. ASCC Reporting Name: Scrag. Article Number: 8K513. Complex: 8K513.

ASAT version. Little has emerged about Korolev's ASAT project, designed in competition with Chelomei's in 1961-1964.

LEO Payload: 1,500 kg (3,300 lb). to: 150 km Orbit. at: 52.00 degrees.

Stage1: 1 x GR-1 Stage 1. Gross Mass: 80,000 kg (176,000 lb). Empty Mass: 6,000 kg (13,200 lb). Motor: 4 x NK-9. Thrust (vac): 1,676.000 kN (376,779 lbf). Isp: 325 sec. Burn time: 140 sec. Length: 18.50 m (60.60 ft). Diameter: 2.68 m (8.79 ft). Propellants: Lox/Kerosene.
Stage2: 1 x 8K513 Blok B. Gross Mass: 25,000 kg (55,000 lb). Empty Mass: 2,100 kg (4,600 lb). Motor: 1 x NK-9V. Thrust (vac): 441.000 kN (99,140 lbf). Isp: 340 sec. Burn time: 170 sec. Length: 9.15 m (30.01 ft). Diameter: 2.68 m (8.79 ft). Propellants: Lox/Kerosene.
Stage3: 1 x GR-1 Stage 3. Gross Mass: 8,500 kg (18,700 lb). Empty Mass: 1,000 kg (2,200 lb). Motor: 1 x 8D726. Thrust (vac): 66.600 kN (14,972 lbf). Isp: 350 sec. Burn time: 380 sec. Length: 4.60 m (15.00 ft). Diameter: 2.41 m (7.90 ft). Propellants: Lox/Kerosene.
Version:
11A513. ASCC Reporting Name: Scrag. Article Number: 11A513. Complex: 11A513.

FOBS version. Warhead accuracy 5 km along orbital track, 3 km to either side. OKB-1 estimated warhead would be detected by Western defences only two minutes before it detonated. The designation SS-10 was assigned by the DOD to the UR-200, but was commonly and erroneously applied to the GR-1, which was shown publicly after its cancellation.

Maximum range: 15,000 km (9,000 mi). Standard warhead yield: 2,200 KT. Standard warhead CEP: 4.00 km (2.40 mi). Version:

8K713. Intercontinental ballistic missile. ASCC Reporting Name: Scrag. Article Number: 8K713. Alternate Designation: 8K73. Complex: 8K713.

ICBM version. Article number sometimes erroneously given as 8K73.

Maximum range: 12,000 km (7,000 mi). Standard warhead yield: 5,000 KT. Standard warhead CEP: 5.00 km (3.10 mi).

[Salo]

[Salo]

http://www.fas.org/nuke/guide/russia/icbm/gr-1.htm

[Salo]

Попробовал оценить длину ступеней по рисунку и фотографиям.

По рисунку:

Первая ступень: с фермой 19м; без фермы 18м;

Вторая ступень: с фермой 9,5м; без фермы 9м;

Третья ступень: с боеголовкой 7,2м; без боеголовки 4,5м;


По фотографии с парада:

Первая ступень: с фермой 20м; без фермы 19м;

Вторая ступень: с фермой 9,5м; без фермы 8,5м;

Третья ступень: с боеголовкой 6,3м; без боеголовки 4,5м;

По фотографии модели:

Первая ступень: с фермой 19,2м; без фермы 18,5м;

Вторая ступень: с фермой 10,6м; без фермы 9,6м;

Третья ступень: с боеголовкой 6,7м; без боеголовки 4,8м;

[GREMLIN]

Дмитрий В.

Так все-таки, "глобалка" ГР-1 какой индекс имела 8К713 или 11А513?

[Salo]

Спасибо!

Получается Железняков напутал?
У Ветрова и Чертока упоминается именно 8К713.
GREMLIN, а нельзя получить более подробную информацию по ГР-1: стартовые массы и размеры ступеней, РЗТ, ТТХ?

[Salo]

Ещё одно противоречие в статье Железнякова:

На ней должен был быть установлен четырехкамерный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) замкнутого цикла «НК-9» (разработчик - ОКБ- 276; Главный конструктор - Николай Дмитриевич КУЗНЕЦОВ). Двигатель имел тягу в пустоте 152 тс и тягу у Земли 147 тс.

Почему такая маленькая разница между земной и пустотной тягой (3,5%)?

[Дмитрий В.]

Ещё одно противоречие в статье Железнякова:

На ней должен был быть установлен четырехкамерный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) замкнутого цикла «НК-9» (разработчик - ОКБ- 276; Главный конструктор - Николай Дмитриевич КУЗНЕЦОВ). Двигатель имел тягу в пустоте 152 тс и тягу у Земли 147 тс.

Почему такая маленькая разница между земной и пустотной тягой (3,5%)?

Здесь тяга у Земли указана 35 т:
http://engine.aviaport.ru/issues/23/page38.html

[Salo]

Здесь тоже 140тс:
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/04-02.html#16

[Salo]

Ещё одна версия:
http://www.ihst.ru/~akm/6t31
Земная тяга 8Д517-36,38 тс.
А у 8Д717 даже 152 тс. :roll:

Кстати в справочнике "Двигатели" тоже приведена земная тяга 152тс. :shock:


И ещё здесь
http://www.aeroreview.ru/?/pages/ako/ako_200603_108109/ako_200603_108.htm

[Salo]

Кстати должен заметить, что земная тяга в 140тс означала бы тяговооружённость 140тс/117т=1,2.
Маловато будет!!! :roll:
При земной тяге 152тс имеем 152 тс/117т=1,3. Это уже гораздо лучше. :wink: