Р 9а ракета

Ракетные войска стратегического назначения. Справочник. Ракетные комплексы.

Ракетный комплекс Р-9А с межконтинентальной баллистической ракетой 8К75

Проект : Р-9А
Индекс комплекса : 8П775 / 8П875М
Индекс ракеты ГРАУ : 8К75
Классификация DoD (США) : SS-8
Классификация НАТО : Sasin
Вид топливной пары : кислород-керосин
Дальность : Межконтинентальная
Разработчик : ОКБ-1
Принята на вооружение : 12.07.1965 г.
Снята с вооружения : 1976 г.


Р-9А

Разработка ракеты Р-9 была инициирована письмом в ЦК КПСС от 23 марта 1959 года . В этом письме предлагалось начать работы по ракете Р-9 в двух направлениях: Р-9A (8К75, на жидком кислороде и керосине) и Р-9B (8К76, на АК-27 и углеводородном горючем ТМ-185).

Ракеты должны были иметь следующие параметры:

А уже 13 мая 1959 года выходит постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 521-235 «О разработке ракеты Р-9А» . Таким образом, остановились на ракете с кислородно-керосиновом двигателем…

Проектирование началось 30 мая 1960 года.

Первая ступень ракеты оснащена маршевым четырехкамерным ЖРД с качающимися камерами РД-111 (8Д716). Двигатель разработан в ОКБ-456 под руководством В.П. Глушко.

Вторая ступень ракеты оснащена маршевым четырехкамерным ЖРД РД-0106 (8Д715). Двигатель второй ступени создан в ОКБ-154 под руководством С.А. Косберга.

Способ старта – газодинамический.

Система управления разработана в НИИ автоматики и приборостроения под руководством Н.А. Пилюгина, в НИИ-885 под руководством М.С. Рязанского и в НИИ-944 под руководством В.И. Кузнецова. Система управления инерциальная с радиокоррекцией траектории полета. Органы управления: на 1 ступени поворотные камеры, приводимые в движение с помощью гидравлического привода, рабочим телом которого является керосин; на второй ступени – поворотные сопла, работающие на отработанном турбогазе. Стабилизаторы 1-й ступени – аэродинамические плоскости, на 2-й ступени – аэродинамические щитки.

Разделение ступеней – горячее, за счет включения двигателя 2-й ступени. Отделение головной части с помощью пневмотолкателя.

В 1960 году на Заводе экспериментального машиностроения (завод №88) приступили к изготовлению двухступенчатой ракеты Р-9. Ракета состояла из блока А — первой ступени, блока Б — второй ступени и головной части. Уже к концу года были созданы: по три блока А и Б — для холодных испытаний, три блока Б и два блока А — для статических. В 1961 году завод изготовил 16 ракет Р-9, а в 1962 году — семь ракет для летно-конструкторских испытаний.

В 1963 году после проведения удовлетворительных летно-конструкторских испытаний на Куйбышевском заводе «Прогресс» (это новое название авиазавод получил в 1961 году) развернуто серийное производство ракет.

Первоначально планировалось развернуть производство двухступенчатых ракет Р-9 (8К75) разработки ОКБ-1 под руководством С. П. Королева на Красноярском машиностроительном заводе. Этими ракетами предполагалось заменить стратегические ракеты Р-7 и Р-7А, а в дальнейшем на основе связки из семи первых ступеней — создать космическую ракету-носитель среднего класса.

На Красмаше началась активная реконструкция и подготовка производства к выпуску ракеты 8К75 и двигательных установок к ней. Однако эти работы не были реализованы до конца, поскольку в конце 1960 года руководство страны отказалось от планов развертывания в большом количестве ракет Р-9.

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ :

«Десна-В»1 «Ромашка»1 «Долина»1
Дальность стрельбы, км
– наибольшая с легкой ГЧ 14000
– наибольшая с тяжелой ГЧ 12500
– наименьшая 3000-3500
Точность стрельбы, км
– при радиокоррекции 8-12
– при автономной СУ 10-20
– предельная 5,0
Максимальная скорость, м/сек 7200
Максимальная стартовая масса, т 80,0 (81,0-82,0)
Головная часть, легкая:
– мощность заряда, Мт 1,65 3,0 3,0
– масса, кг 1100 1650 1650
Головная часть, тяжелая:
– мощность заряда, Мт 5,0 5,0 5,0
– масса, т 1,65-2,0 2,1 2,1
Масса топлива, т 71
Масса незаправленной ракеты, т 9
Длина ракеты, м
– с легкой ГЧ 26,5
– с тяжелой ГЧ 24,19
Максимальный диаметр корпуса, м 2,68
Первая ступень (блок А)
– длина, м 14,79
– диаметр, м 2,68
Двигатель 4-х камерный РД-111 (8Д716)
с ТНА без дожигания
Тяга маршевого двигателя:
– у земли, тс 143,0
– в пустоте, тс 166
Удельный импульс тяги
– у земли, кгс 270
– в пустоте, кгс 311
Давление в камере сгорания, кгс/см2 80
Время работы двигателя, с 105
Высота, м 2,095
Диаметр, м 2,742
Масса двигателя, кг 1480
Вторая ступень (блок Б)
– длина с ГЧ, м 9,40
– диаметр, м 2,68
Двигатель 4-х камерный РД-0106 (8Д715) с ТНА
Тяга двигателя, тс 31
Время работы двигателя, с 165

О стартовых комплексах ракеты Р-9А

Первоначально для проведения летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) первого этапа на пл. 51 была построена экспериментальная стартовая позиция «С».


Экспериментальная стартовая позиция «С» РК Р-9А
на пл.51 НИИП 5 (Байконур).
Чуть ниже на пл. 1 находится «гагаринский старт».
Именно из-за этого после аварии Р-9А 28 октября 1962 г.
стартовую позицию «С» решено было не восстанавливать.
Снимок внизу выполнен разведспутником ЦРУ в 7 сентября 1963 года

Впоследствии было разработано три варианта стартовых комплексов (СК) для ракеты Р-9А:

Название
стартового комплекса1
Число
ПУ
Тип2 Разработчик Примечание
Проект В
РВСН
В
литературе
«Ромашка» «Десна-Н» 2 Н ГСКБ Спецмаш Существовал только
на НИИП-53
«Десна» 8П775
«Десна-В»
«Десна-В» 3 В ГСКБ Спецмаш
«Долина» 8П875М
«Десна-Н»
«Десна-Н» 2 Н ОКБ-1
при участии В.П. Глушко
Автоматизированный

1 «Петрович» объясняет эту путаницу в наименованиях СК таким образом: «»Десна» название, присвоенное при проектировании стартового комплекса из 3-х групповых шахтных пусковых установок Р-9. Изначальный вариант наземного стартового комплекса не был принят, был разработан автоматизированный наземный стартовый комплекс (типовой для всех наземных ПУ Р-9А, при проектировании, вероятно, имел наименование «Долина»).

При принятии на вооружение ракеты Р-9А приказом Министра обороны от 17 августа 1965 года, в соответствии с постановлением ЦК КПСС и СМ Союза ССР от 12 июля 1965 года были присвоены наименования: стартовому комплексу с 3–мя групповыми шахтными пусковыми установками – 8П775 «Десна-В», наземному автоматизированному стартовому комплексу с 2-мя наземными пусковыми установками – 8П875М «Десна-Н».

Так вот то, что на просторах интернета называют «Десна-Н» на самом деле не принятая в эксплуатацию не автоматизированная экспериментальная наземная пусковая установка, а то, что называют «Долиной», на самом деле «Десна-Н».»

2 Н – стартовый комплекс наземного типа;

В – стартовый комплекс шахтного типа;

3 – После аварийного пуска с экспериментальной «С» стартовой позиции на пл. 51, последующие пуски вначале велись именно с этого стартового комплекса (штатного), названного в дневниках Мишина «Десна» — пл. 321 и только позднее был спроектирован и построен автоматизированный стартовый комплекс, названный разработчиками «Долина».

«Петрович» уточняет, что «на самом деле, не площадка 321, а объект 321… ГШПУ Р-9А (площадка 70) имели шифр «объект № 309», а НПУ на площадке 75 – «объект 321» и «объект 321А». После того как не автоматизированный комплекс не был принят, весь объект получил № 321″. Далее по тексту, чтобы не усугублять путаницы, оставим для этого СК обозначение, данное Мишиным – «пл. 321». Просто потому, что в комментариях будут использованы дневники Мишина .

«С 1959 г. разрабатывалась МБР Р-9А. для которой предусматривался только наземный открытый старт. После 1960 г. в проектные материалы были внесены изменения и начата разработка модернизированной МБР Р-9А, пригодной для пуска как с наземных стационарных, так и из шахтных пусковых установок.»

Б.Черток описывает этот период таким образом:

«Не дожидаясь окончания ЛКИ, куйбышевский завод «Прогресс» начал серийное изготовление Р-9. Авария при третьем пуске Р-9 показала, что продолжение ЛКИ с 51-й площадки создает угрозу разветвленному хозяйству первой площадки и может сорвать пуски «семерки».

ЛКИ Р-9 следовало проводить со штатной боевой позиции «Десна-Н», которую к началу лета построили по проекту Бармина. Однако вскоре выяснилось, что на этой позиции, спроектированной без широкого использования автоматизации, на подготовку к пуску требовалось более двух часов, поэтому решили пока продолжать ЛКИ с «временной» 51-й площадки.

Королев поддержал очень активную позицию Мишина, предлагавшего необычный вариант боевого старта «Долина». По этому проекту незаправленная ракета «дежурила» на «Долине» в горизонтальном положении в специальном блиндаже. Здесь же находились хранилища топлива. Кислород в хранилище доводился до переохлажденного состояния в емкости, закрытой экранно-вакуумной изоляцией. Для поддержания вакуума в больших объемах потребовались специальные насосы. Наша промышленность их не выпускала. Королев добился решения ВПК об организации производства таких насосов по образцу фирмы «Филипс». Конечно, фирма об этом ничего не знала.

Проектирование и строительство первых позиций «Долина» проводилось ОКБ-1 со смежными организациями практически без участия главного конструктора наземных стартовых систем Бармина. Закон, гласящий, что «всякая инициатива наказуема», оказался справедливым. Все тяготы по проектированию, строительству и сдаче в эксплуатацию «Долины» выпали на долю ОКБ-1. Анатолий Абрамов, Борис Дорофеев, Владимир Караштин, Виктор Овчинников и многие другие наши специалисты переключились на эту ударную стройку. Большая дополнительная нагрузка легла и на завод.»

Cтартовый комплекс «Ромашка» был признан не соответствующим тактико-техническим требованиям и его не рекомендовали для принятия на вооружение РВСН.

«Наземный полуавтоматизированный стартовый комплекс «Долина» имел в своем составе две пусковые установки (каждая со стационарным установщиком), заглубленный командный пункт управления, обвалованные хранилища горючего и окислителя, хранилища ракет и пристартовый пункт радиоуправления.»

Автоматизированный наземный стартовый комплекс 8П875М (проект «Долина» )


Cтационарный установщик 8У249

Ракета на установочной самоходной тележке

Первый стационарный установщик, получивший индекс 8У249, был создан в начале 60-х годов в составе технологического оборудования автоматизированного наземного СК ракеты Р-9А.

В состав ракеты Р-9А входила переходная рама, предназначенная для обеспечения наиболее оптимальных связей ракеты с наземным оборудованием. Установщик на стартовой площадке был заглублен и находился в приямке возле пускового стола на уровне нулевой отметки. Он состоял из жестко установленной на фундаменте рамы и шарнирно соединенной с ней стрелы, поднимаемой гидроцилиндром в вертикальное положение. На стрелу по рельсовым путям наезжала и фиксировалась на ней тележка с ракетой, стрела поднималась в вертикальное положение, и ракета на тележке опускалась расположенным на стреле гидрофицированным механизмом на пусковой стол.

После установки ракеты с переходной рамой и КЗМ на пу сковой стол стрела установщика с тележкой опускалась в горизонтальное положение и тележка отводилась в укрытие. Весь технологический цикл работы установщика и тележки (прием тележки с ракетой на установщик, подъем их в вертикальное положение, установка ракеты на пусковой стол, опускание стрелы и отвод тележки) осуществлялся дистанционно из командного пункта.


Cтартовый комплекс проекта «Долина»
Наземный стартовый комплекс проекта «Долина»
и «промежуточный» проект ПУ (пл.3213, по Мишину)
на пл.75 НИИП 5 (Байконур)
Снимок внизу выполнен разведспутником ЦРУ в 7 сентября 1963 года

Шахтная пусковая установка стартового комплекса 8П775 (проект «Десна»)

Групповой шахтный стартовый комплекс «Десна» состоял из трех ШПУ, размещенных в линию. Глубина шахты 36,0 м и диаметр 7,8-8,0 м; размеры стального стакана – 25 м, диаметр 5,5 м. Пусковой стол был расположен на глубине 25 м. Наведение по азимуту осуществлялось поворотом пускового стола. Командный пункт, хранилища окислителя, горючего и сжатого газа, блок электроснабжения размещались в двух сооружениях технологического блока. Все сооружения были заглублены и сообщались ходами. Автономное питание осуществлялось от дизель-электростанций. Время приведения Р-9А в ШПУ «Десна» в состояние боевой готовности доведено до двух часов. Первый шахтный комплекс был построен на площадке № 70 Байконура.

Шахтный стартовый комплекс проекта «Десна»
Шахтный стартовый комплекс проекта «Десна»
Шахтный стартовый комплекс проекта «Десна»
на пл.70 НИИП 5 (Байконур)
Снимок внизу выполнен разведспутником ЦРУ в 23 апреля 1966 года

Летно-конструкторские испытания, отработка и «доводка» ракеты

Летные испытания ракеты Р-9 начались 9 апреля 1961 года (первый успешный пуск – 21 апреля 1961 года) на приспособленном стартовом комплексе, продолжались на экспериментальном боевом комплексе «Десна-Н» до 14 февраля 1963 года и завершились на боевых комплексах «Долина» и «Десна-В» в феврале 1964 года.

Первый испытательный пуск с наземного старта на полигоне Байконур состоялся 9 апреля 1961 года.

1-й этап с 09.04.1961 г. по 26.10.1961 г. на пл.51 (32 ОИИЧ, ПУ-5, по-другому – пл. «С» )

2-й этап с 21.03.1962 г. по 28.10.1962 г. на пл.51 (32 ОИИЧ, ПУ-5) и пл.75 (51 ОИИЧ, ПУ-13 – «Десна», у Мишина это пл.3213).

Начиная с 1963 года пуски на полигоне ведутся только с пл.75, а позднее и с пл.70 51-й ОИИЧ…

11.02.1963 г. впервые проведен пуск из ПУ-12 (51 ОИИЧ, пл.75, «Десна-Н»)

22.02.1963 г. впервые проведен пуск из ПУ-14 (51 ОИИЧ, пл.75, «Долина»)

Когда прекращено использования ПУ-13 (первоначальная «Десна», пл.75, или, по-другому пл. 3213) – неясно…

3-й этап с 27.09.1963 г. по 02.02.1964 г. на пл.70 (51 ОИИЧ, ПУ-11 – ШПУ «Десна-В»)

См. Приложение. Пуски Р-9А (далее).

Динамика постановки на БД ракетных частей вооружённых ракетой Р-9А

1964 1965 1966 Итого
НПУ 9 7 1 17
ШПУ 12 12
Итого: 9 19 1 29
Всего: 9 28 29

08.12.1964 г. — объект № 318 (28 ракетная дивизия):

119-й ракетный полк (в/ч 07390) — 2 НПУ (БСП-12);

623-й ракетный полк (в/ч 34060) — 2 НПУ (БСП-11);

15.12.1964 г. — объект № 317 (НИИП № 53 МО СССР):

329-й ракетный полк (в/ч 54303) — 2 НПУ (ПУ14, ПУ15 — БСП-32);

63-й ракетный полк (в/ч 07395) — 1 НПУ (ПУ12 — БСП-31);

23.12.1964 г. — объект № 318 (28-я ракетная дивизия):

655-й ракетный полк (в/ч 44070) — 2 ПУ (БСП-21);

25.01.1965 г. — объект № 319 (10 отдельная ракетная бригада):

39-й ракетный полк (в/ч 28593) — 2 НПУ (БСП-13);

390-й ракетный полк (в/ч 93771) — 2 НПУ (БСП-12);

05.02.1965 г. — объект № 317 (НИИП № 53 МО СССР):

63-й ракетный полк (в/ч 07395) — БСП-31 1 НПУ (ПУ13);

12.04.1965 г. — объект № 320 (7-й отдельный ракетный корпус):

290-й отд.ракетный полк (в/ч 54106) — 3 ШПУ (БСП-11);

27.05.1965 г. — объект № 318 (28-я ракетная дивизия):

289-й ракетный полк (в/ч 12417) — 3 ШПУ (БСП-22);

05.06.1965 г. — объект № 318 (28-я ракетная дивизия):

656-й ракетный полк (в/ч 54291) — 3 ШПУ (БСП-31);

04.10.1965 г. — объект № 321 (НИИП № 5 МО СССР):

51-я ОИИЧ (в/ч 44083), — 2 НПУ (ПУ-12, ПУ-13);

22.11.1965 г. — объект № 309 (НИИП № 5 МО СССР):

51-я ОИИЧ (в/ч 44083), — 3 ШПУ (ПУ9, ПУ10, ПУ11);

02.03.1966 г. — объект № 321а (НИИП № 5 МО СССР):

51-я ОИИЧ (в/ч 44083), — 1 НПУ (ПУ14);

Динамика снятия с БД ракетных частей вооружённых ракетой Р-9А

1971 1975 1976
НПУ 5 2 10
ШПУ 3 9
Итого: 8 19
Осталось: 21 19 0

26.10.1970 г. — объект № 317 (НИИП № 53 МО СССР):

+На основании директивы Главного штаба Ракетных войск от 26 октября 1970 года 329-й ракетный полк (войсковая часть 54303) расформирован. Боевая стартовая позиция № 32 – 2 наземные пусковые установки (ПУ № 14, ПУ № 15) включены в состав 63 ракетного полка. 63 ракетный полк (войсковая часть 07395) – Боевые стартовые позиции № 31 и 32 (4 наземные пусковые установки).

29.01.1971 г. — объект № 317 (НИИП № 53 МО СССР):

63-й ракетный полк (в/ч 07395) — сняты с боевого дежурства 2 НПУ (БСП-32: ПУ14, ПУ15);

В соответствии с приказом Главнокомандующего Ракетными войсками от 29 января 1971 года сняты с боевого дежурства пусковые установки № 14 и 15 Боевой стартовые позиции № 32 63 ракетного полка.

12.02.1975 г. — объект № 317 (НИИП № 53 МО СССР):

63-й ракетный полк (в/ч 07395) — сняты с боевого дежурства последние 2 НПУ (ПУ1, ПУ2)1;

1 В соответствии с приказом Главнокомандующего Ракетными войсками от 7 февраля 1975 года: с 24 часов 00 минут 12 февраля 1975 года снят с боевого дежурства 63 ракетный полк (войсковая часть 07395) (пусковые установки № 1 и 2, бывшие 12 и 13).

00.00.1900 г. — объект № 318 (28-я ракетная дивизия):

На основании директивы Первого заместителя Главнокомандующего Ракетными войсками от 22 апреля 1967 года, к 15 мая 1967 года, в состав 623 ракетного полка Р-9А (войсковая часть 34060) были включены боевые позиции № 11, 12 (119 ракетного полка) и 21 (655 ракетного полка). 119 и 655 ракетные полки переведены на штат ракетного полка УР-100.

На основании директивы Главнокомандующего Ракетными войсками от 21 мая 1968 года, к 1 августа 1968 года 623 ракетный полк переводится на штат ракетного полка УР-100. Боевые позиции № 11 и 12 передаются 289 ракетному полку (войсковая часть 12417), а боевая позиция № 21 передана 656 ракетному полку (войсковая часть 54291).

С августа 1968 года остаются два ракетных полка Р-9А:

289 ракетный полк (войсковая часть 12417) – Боевые стартовые позиции № 11, 12 (4 наземные пусковые установки) и № 22 (3 групповые шахтные пусковые установки), всего 7 пусковых установок;

656 ракетный полк (войсковая часть 54291) – Боевые стартовые позиции № 21 (2 наземные пусковые установки) и № 31 (3 групповые шахтные пусковые установки), всего 5 пусковых установок.

В соответствии с приказом Главнокомандующего Ракетными войсками от 16 августа 1976 года: с 12 часов 00 минут 17 августа 1976 года сняты с боевого дежурства пусковые установки № 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 289 ракетного полка и пусковые установки № 1, 2, 3, 4, 5 656 ракетного полка.

25.01.1965 г. — объект № 319 (10 отдельная ракетная бригада):

На основании директивы Генерального штаба ВС СССР от 16 января 1969 года 10 ракетная бригада переименована в 93 ракетную бригаду, условный номер остался без изменения – войсковая часть 54112.

В соответствии с директивой Генерального штаба ВС СССР от 13 февраля 1975 года: 39 ракетный полк (войсковая часть 28593) и 390 ракетный полк (войсковая часть 93771). 93 ракетная бригада переформируется на без полковой состав, в неё входят Боевые стартовые позиции № 12 и 13 (4 наземные пусковые установки).

В соответствии с приказом Главнокомандующего Ракетными войсками от 4 августа 1976 года: с 12 часов 00 минут 5 августа 1976 года 93 ракетная бригада снята с боевого дежурства.

12.04.1965 г. — объект № 320 (7-й отдельный ракетный корпус):

В соответствии с приказом Главнокомандующего Ракетными войсками от 16 августа 1976 года с 12 часов 00 минут 17 августа 1976 года сняты с боевого дежурства пусковые установки № 1, 2, 3 290 отдельного ракетного полка.

22.11.1965 г. — объект № 309 (НИИП № 5 МО СССР):

04.10.1965 г. — объект № 321 (НИИП № 5 МО СССР):

02.03.1966 г. — объект № 321а (НИИП № 5 МО СССР):

В соответствии с директивой Главнокомандующего Ракетными войсками от 14 июня 1969 года: с 15 июня 1969 года к 1 января 1970 года 51 отдельная инженерно-испытательная часть переформировывается в 361 ракетный полк (войсковая часть 44083) и включается в состав 98 ракетной бригады.

В соответствии с приказом Главнокомандующего Ракетными войсками от 2 июля 1971 года с 00 часов 00 минут 15 июля 1971 года 361 ракетный полк (войсковая часть 44083) 98 ракетной бригады снят с боевого дежурства.

Приложение. Пуски Р-9А
(данные требуют уточнения, есть путаница в нумерации ПУ).

Всего на три этапа ЛКИ затрачено 54 изделия.

В последующем, при контрольных отстрелах серийных ракет в период с 15 мая 1964г. по 16 декабря 1968 г. из 16 ракет 14 дошли до цели.

Всего на Байконуре проведено 68 пусков ракеты 8К75. Последний проведен в 1969 году.

По данным 43-й ОНИС (Полигон Кура) на полигоне «работали» всего по 104 пускам ракеты 8К75, по годам:

1961 1962 1963 1964 1965 1966 1967 1968 1969 1970 1971 1972 1973 1974 1975 1976 Всего
Работ 5 9 9 8 6 3 4 5 7 9 2 1 1 1 20 14 104

1. «R-9A» by Heriberto Arribas Abato — Own work. Licensed under CC BY-SA 3.0 via Wikimedia Commons.

2. Ракетный щит Отечества. Под общ.ред. В.Н.Яковлева / Москва, 1999

3. Ракетные системы РВСН. От Р-1 – к «Тополю-М» (1946-2006 гг.). / Сост. Смирнов И.Г. – Смоленск. 2006 г.

6. Из постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 521-235 от 13 мая 1959 г. «О разработке ракеты Р-9А»

8. Черток Б.Е. Ракеты и люди. Книга III. Глава 1. «Щит и меч» стратегического назначения /

9. Мишин В.П. — Дневники. Записи и воспоминания (1960-1974 годы) том 1 / Воронеж: Кварта, 2014

10. Технологические объекты наземной инфраструктуры ракетно-космической техники (инженерное пособие). Под общ.ред.И.К. Бармина. Книга 2 / Москва: 2006

11. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С.П. Королева. 1946-1996. (Гл.ред. Семенов Ю.П.) / РКК «Энергия» 1996

12. ФГУП «Красноярский машиностроительный завод» Буклет к 75-летию завода. / Красноярск, 2007

13. Оружие и технологии России. Том 1. Стратегические ядерные силы. Под общ.ред. И.Сергеева / Москва: 2000

РД-111 – советский ЖРД конструкции ГДЛ-ОКБ, разработан в 1959 – 62 годах для 1-й ступени РН. Топливо двухкомпонентное (окислитель – жидкий кислород, горючее – керосин); тяга на Земле 1407 кН, в вакууме 1628 кН; удельный импульс на Земле 2700 м/с, в вакууме 3110 м/с; масса конструкции 1480 кг; масса залитого ЖРД – 1650 кг; высота 2,34 м; диаметр 2,76 м. РД-111 содержит 4 камеры, ТНА, газогенератор, агрегаты автоматики, раму и другие элементы. Камера ЖРД – со связанными оболочками, с регенеративным и завесным (от форсуночной головки) охлаждением горючим. Давление в камерах сгорания 7,85 МПа, на выходе из сопел 59 кПа. Камеры установлены на двигательной раме в подшипниках, оси которых расположены горизонтально в плоскостях курса и тангажа РН; путем поворота камер достигается полное управление полетом. Над камерами расположен горизонтально ТНА, связанный с ними сильфонными металлическими шлангами. ТНА содержит центробежные одноступенчатые насосы окислителя и горючего (со шнеками на входе) и двухступенчатую осевую активную турбину (мощность 8460 кВт). Насосы и турбины расположены соосно. Газ для привода ТНА вырабатывается в газогенераторе за счет сжигания небольшой части топлива с избытком горючего. Отработанный газ выбрасывается через патрубок, снабженный расширяющимся соплом. ЖРД регулируется по тяге аналогично ЖРД РД-219 и по соотношению компонентов топлива – РД-107. Зажигание топлива в камерах и газогенераторе при запуске осуществляется от пиротехнических устройств; раскрутка ТНА производится пороховым стартером.

Беседы о ракетных двигателях

В этот день… №3-16 (1-10 апреля)

Автор публикации: Александр Грищенко · 16 апреля 2018 · Комментариев нет

12 апреля 1961 года первый человек в мире совершил космический полёт. Фамилия Главного конструктора ракетно-космических систем тогда не разглашалась, но специалистам она была хорошо известна. Дело в том, что за 28 лет до полёта Юрия Гагарина об инженере С. П. Королёве писала главная газета СССР «Правда». Точнее, не о самом Королёве, а о его работе.

5 апреля 1990 года – первый старт крылатой РН «Пегас» (США).

Неизвестно, использовался опыт создания авиационно-космической системы (АКС) NOTSNIK (обзор №2-25 1–10.07.2017), при разработке АКС «Пегас» (Pegasus) или нет? Но через 30 лет в США удалось впервые в мире успешно включить в состав космической транспортной системы самолёт-разгонщик ракеты-носителя. Воздушный старт позволил заметно снизить стоимость выведения полезного груза на орбиту.

Трёхступенчатая РН лёгкого класса «Пегас» может вывести на низкую околоземную орбиту до 443 кг. «Нулевая» ступень, т.е. самолёт-разгонщик, естественно используется многократно, с минимальным объёмом межполётного обслуживания. Кроме того, воздушный старт РН с борта самолёта позволяет выбирать наиболее приемлемую точку для выведения спутника на требуемую орбиту с возможностью падения отработавших ступеней в мировой океан.

Ракета-носитель разработана и изготавливается компанией OSC (Orbital Science Corporation). Разработка ракеты началась в 1987 году. После объединения в 1988 г. с компанией Hercules Aerospace Company (НАС) и была создана АКС «Пегас». Основными составляющими системы «Пегас» являются трёхступенчатая твердотопливная ракета-носитель и самолёт-носитель (разгонщик). На высоте немногим более 11 км при скорости полёта 0,8М ракета-носитель отделяется и совершает дальнейший полет, используя тягу своих двигателей. Полезные грузы доставляются на околоземную орбиту или совершают суборбитальный полет. Первый полет ракеты совершён в апреле 1990 г.

Длина ракеты 15,5 м, диаметр 1,27 м. Изготовлена РН из углеродистых композиционных материалов. Тяга твердотопливных двигателей в вакууме: первой ступени – 484,9 кН, второй ступени – 122,8 кН и третьей ступени – 38,3 кН. Соответственно время горения: 74,4; 72,5 и 69,6 секунд. Удельный импульс тяги двигателей – 2850 м/с.

С 1994 года применяется модификация «Пегас-XL». Основные характеристики ракет семейства «Пегас» приведены в таблице:

В последующие годы появился вариант ракеты, дополненный блоком маневрирования, работающем на гидразине.

Количество запусков носителя «Пегас» уже превысило четыре десятка. За всё время применения неудачными были три запуска и ещё два – частично-неудачными. С 1997 года все запуски проходили успешно.

Пожалуй, для запуска небольших по массе спутников на околоземную орбиту АКС «Пегас» является одним из наиболее приемлемых вариантов по критерию «стоимость-эффективность».

6 апреля 1934 года – завершилась Всесоюзная конференция по изучению стратосферы (СССР).

В 1934 году, с 31 марта по 6 апреля, в Ленинграде проходила I Всесоюзная конференция по изучению стратосферы. В её проведении (инициатором созыва конференции выступила Академия наук СССР) участвовали видные учёные, представители Военно-Воздушных сил, гражданского воздушного флота и Осоавиахима. Вступительную речь на конференции произнёс академик С. И. Вавилов (впоследствии – Президент Академии наук).

Большое место в работе конференции заняли проблемы реактивной техники. Уже во вступительном слове академик Вавилов указал: «Конференции нужно вынести решение о наиболее рациональных конструкциях стратостатов, о перспективах стратоплавания и ракетных полётах».

Более подробно о технических средствах освоения стратосферы говорил профессор Н. А. Рынин, один из старейших русских воздухоплавателей и лётчиков, учёный, посвятивший много трудов вопросам авиации и воздухоплавания. В советское время Николай Александрович увлёкся ракетной техникой и космонавтикой. В конце 20-х годов Н. А. Рынин создал первую в мире энциклопедию по космонавтике – «Межпланетные сообщения».

В своём докладе на конференции Рынин отвёл специальный раздел реактивным стратопланам, что свидетельствовало о дальновидной постановке наукой в начале 30-х годов вопроса о достижении больших скоростей и высот полёта. В докладе также прозвучал анализ работ Ф. А. Цандера, Крокко (Италия), Зенгера (Германия) и обзор конкретных двигателей.

Вывод, сделанный профессором Н. А. Рыниным, основывался на последних данных науки тех лет и вызвал одобрение зала: «Наиболее реальными являются такие перспективы: до высоты 50 километров возможны полёты реактивных стратопланов, ещё выше – полёты ракет. Основными проблемами, подлежащими разрешению для освоения стратосферы, в настоящее время является теоретическое и экспериментальное изучение аэродинамики больших скоростей – работы ракет на жидком топливе…».

После Н. А. Рынина выступали специалисты, занимавшиеся изучением конструкции и полёта ракеты. Сначала на трибуну вышел М. К. Тихонравов. Его доклад назывался: «Применение ракетных летательных аппаратов для исследования атмосферы». В нём Михаил Клавдиевич прежде всего дал основные определения по ракетной технике, сложившиеся в результате работы ГИРДа и первых исследований РНИИ.

Тихонравов раскрыл то, что понималось уже тогда под словом «ракета», дал схему ракеты того времени, подробно разъяснил вопрос о возможностях ракет.
М. К. Тихонравов обрисовал возможности применения ракеты в исследовании стратосферы. Он коснулся и проблемы подъёма человека при помощи ракеты. Но в целом этот вопрос рассмотрел в своём выступлении на конференции С. П. Королёв.

Сергей Павлович дал классификацию ракетных аппаратов по виду топлива, на котором работают их двигатели – твердотопливные, жидкостные и воздушно-реактивные. Разобрал он и особенности, и возможности каждой группы аппаратов, причём ракетам с жидкостными двигателями отвёл наиболее существенное место: «Необходимо отметить большое значение подобных конструкций, работа которых уже не является кратковременным реактивным выстрелом, а может продолжаться заданное время. Возможно умышленное изменение режима, т.е. управление двигателем».

В своём выступлении будущий Главный конструктор ракетно-космических систем привёл расчёты весовых характеристик аппарата с двигателем на жидком топливе. Он нарисовал условия взлёта аппарата будущего: «независимо от того, каким образом будет произведён взлёт, можно сказать, что он будет, по крайней мере, в первой своей части, достаточно медленным. Это будет происходить, во-первых, потому, что организм человека не переносит больших ускорений. Ускорение порядка четырёх допустимо, но и то в течение ограниченного времени. Кроме того, низшие, наиболее плотные слои атмосферы выгодно проходить с небольшими скоростями».

Сергей Павлович, перечислил также и проблемы, которые необходимо решить для создания ракетных аппаратов. К ним относились задачи по разработке высокоэффективных топлив и насосов, предназначенных для их подачи в двигатель; по сплавам высокой огнестойкости; по управлению ракетным летательным аппаратом, его устойчивости; вопросы посадки и ещё многое другое.

О том, какое впечатление на участников конференции произвело выступление С. П. Королёва, вспоминал член-корреспондент академии наук СССР Б. В. Раушенбах: «В 1934 году, будучи студентом, я пробрался в конференц-зал Академии наук. Я запомнил только его доклад. Меня поразила его уверенность в том, что можно и должно летать на аппарате с реактивным двигателем».

Выступления ракетчиков на конференции вызвали широкие отклики. Журнал «Самолет» подчёркивал, что «работники реактивного движения предъявляют металлургической промышленности «социалистический счёт»: дать сплавы, стойкие при очень высоких температурах». В апреле 1934 года газета «Правда» отметила: «В интересном докладе инж. С. П. Королёв (Реактивный научно-исследовательский институт) подверг анализу возможность и реальность полёта реактивных аппаратов в высших слоях атмосферы. Центральным является здесь создание ракетных двигателей на жидком топливе. Разрешение этой проблемы упирается в необходимость чрезвычайно большого расхода топлива и весьма высокие температурные условия (до 3 тыс. градусов)».

Можно считать, что именно на этой конференции была сделана «заявка» не только на военное, но и на научное применение ракетных летательных аппаратов в СССР.

9 апреля 1961 года – первый старт межконтинентальной баллистической ракеты Р-9 (СССР).

Несмотря на успешные испытания МБР Р-7 (обзор №1-23 21–31.08.2016), военным было ясно, что крупногабаритная кислородно-керосиновая ракета, запускаемая с наземного старта после суточной подготовки, не очень подходит для ответного ядерного удара по предполагаемому агрессору. Нужен был межконтинентальный носитель, обладающий более приемлемыми характеристиками, прежде всего по времени подготовки к пуску. Такие двухступенчатые ракеты разрабатывались в двух организациях. Одна из них – ОКБ-1 (гл. конструктор – С. П. Королёв).

Предложения по созданию новой ракеты на кислородно-керосиновом топливе стартовой массой в 100 т были подготовлены и переданы в Правительство в апреле 1958 года. Существовало два варианта ракеты: Р-9А (8К75) на керосине и кислороде и Р-9В (8К76) на керосине и азотной кислоте. Для Р-9В в ОКБ-2 (главного конструктора А. М. Исаева) создавалась связка из четырёх двигателей с тягой по 392 кН каждый. По настоянию ОКБ-1 дальнейшие работы были продолжены по первому варианту. Официально работы заданы Постановлением СМ СССР от 13 мая 1959 года. Непосредственная разработка двухступенчатой межконтинентальной баллистической ракеты Р-9А на низкокипящих компонентах топлива, унифицированной для наземных и групповых шахтных комплексов, начата в ОКБ-1 пол руководством С. П. Королёва после выхода постановления правительства от 30 мая 1960 года и приказа Госкомитета по оборонной технике от 22 ноября 1961 года. Большой вклад в разработку ракеты внёс заместитель главного конструктора ОКБ-1 В. П. Мишин. Б. Е. Черток вспоминал: «Мишин первым высказал революционную идею об использовании переохлаждённого жидкого кислорода. Если вместо минус 183°С, близких к точке кипения кислорода, понизить его температуру до минус 200°С, а ещё лучше до минус 210°С, то, во-первых, он займёт меньший объем и, во-вторых, резко уменьшатся потери на испарение. Если такую температуру удастся поддержать, можно будет осуществить скоростную заправку: кислород, попадая в тёплый бак, не будет бурно вскипать, как это происходит во всех наших ракетах от Р-1 до Р-7 включительно». Мишин предложил также использовать вакуумную изоляцию и целый ряд других оригинальных решений, в результате применения которых потери кислорода при транспортировке, хранении и заправке сократились в 500 раз!

Основной задачей при создании ракетных комплексов на базе МБР Р-9А было возможно большее повышение их боеготовности и для этого было сделано все, что можно было сделать при использовании топлива на основе жидкого кислорода. Головной организацией по разработке незащищённого наземного стартового комплекса стало ГСКБ Спецмаш, возглавляемое В. П. Барминым. «На первом этапе работ предложения В. П. Бармина о создании полностью автоматизированного стартового комплекса для этой ракеты приняты не были. Была поставлена задача создать в кратчайшие сроки экспериментальный стартовый комплекс для обеспечения быстрейшей отработки ракеты с максимально возможным использованием агрегатов из других ракетных комплексов. В сжатые сроки была разработана экспериментальная пусковая установка в составе 28 агрегатов и устройств, которая в конце 1962 года была введена во временную эксплуатацию на космодроме Байконур». Первый наземный стартовый комплекс «Десна-Н» был построен на площадке №71 Байконура. В его состав входили две пусковые установки, командный пункт, хранилища ракет и топлива. Вскоре он был разрушен при аварийном пуске ракеты. Следует отметить, что разработчиками стартовых комплексов Р-9А предлагались самые различные варианты. В частности, рассматривались укреплённый наземный, траншейный, мобильный на морской барже, контейнерный и другие варианты.

ПГС РД-111:
1, 2 – главные пуско-отсечные клапаны; 3 – пороховой стартер; 4 – дроссель системы опорожнения баков; 5, 16 – электроприводы; 6, 7 – насосы; 8 – теплообменник; 9 – газогенератор; 10 – отсечной пироклапан; 11 – турбина; 12, 13, 15, 17 – редукторы давления; 14 – пуско-отсечной клапан; 18, 19 – управляющие электропневмоклапаны; 20 – выпускное сопло турбины; 21 – датчик давления системы регулирования тяги; 22 – камера;
а – горючее; б – окислитель; в, г – газ для наддува баков; д – сжатый воздух от бортовых баллонов; е – сжатый воздух от наземной установки

«…Удалось довести время готовности Р-9 к пуску, считая от горизонтального положения, до 20 минут. Неожиданно оказалось, что дальнейшее сокращение цикла готовности определяет не процесс заправки, а время раскрутки гироприборов до номинального числа оборотов – 60000 в минуту. На этот процесс требовалось 15 минут. Как же американцы ухитряются доводить готовность до двух-трёх минут? Вскоре мы получили информацию, что на американских ракетах роторы гироприборов вращаются непрерывно в течение всего дежурства». Стартовые комплексы «Долина» (наземный) и «Десна-В» (шахтный) были приняты на вооружение, комплекс «Десна-Н» (наземный) на вооружение не принимался. «Комплекс «Долина» был первым в СССР полуавтоматизированным боевым стартовым комплексом. Он имел в своём составе две пусковые установки со стационарными установщиками ракет (8У249) разработки ЦКБТМ, заглублённый командный пункт, обвалованные наземные хранилища горючего и окислителя, наземные хранилища ракет и пристартовый пункт радиоуправления. Ракеты хранились на специальных самоходных тележках. Заправка ракет топливом производилась перед стартом при дистанционном контроле с командного пункта с максимально возможной скоростью перекачки компонентов топлива. Интервал между пусками ракет с одной ПУ составлял 2,5 часа, с двух соседних ПУ – 9 минут».

Первоначально разработкой маршевого кислородно-керосинового двигателя первой ступени НК-9 (8Д717) для Р-9А занималось Куйбышевское ОКБ-276, возглавляемое Н. Д. Кузнецовым. Его конструкторское бюро специализировалось на разработке мощных турбовинтовых двигателей. В частности, здесь был разработан двигатель. НК-12 для стратегического бомбардировщика ТУ-95. Для второй ступени предполагалось использовать связку из четырёх двигателей, созданных в ОКБ-1 для блока «Л» ракеты-носителя «Молния». При этом дальность стрельбы могла увеличиться на 2700 км. Ракета получила индекс Р-9М, её макет был создан в 1960 году. Позже к работе был подключён коллектив ОКБ-456, возглавляемый В. П. Глушко. В его конструкторском бюро был создан маршевый четырёхкамерный ЖРД РД-111, который и был установлен на первой ступени ракеты.

«По сравнению с двигателями комплекса Р-7 были приняты следующие решения: отказаться от перекиси водорода как источника рабочего тела для турбины, обеспечив нужные параметры газа за счёт сжигания в газогенераторе части основных компонентов топлива с избытком горючего; отказаться от наддува баков азотом и, следовательно, от азотной системы на борту ракеты. Наддув баков обеспечивать нагретыми газами: бак окислителя – кислородом, отбираемым после насоса, испаряемым и подогреваемым в теплообменнике; бак горючего – газами, отбираемыми за газогенератором и охлаждаемыми до нужного уровня в том же теплообменнике. Теплообменник – агрегат двигателя; отказаться от рулевых камер и соответствующих агрегатов, впервые разработать компоновку мощного двигателя с качающимися четырьмя основными камерами при неподвижном относительно ракеты ТНА». Маршевый двигатель второй ступени РД-0106 и рулевой двигатель второй ступени РД-461 были разработаны в КБ Химавтоматики (ОКБ-154) под руководством С. А. Косберга.

Двигатель первой ступени – ЖРД РД-111 содержит 4 камеры, ТНА, газогенератор, агрегаты автоматики и другие элементы. Камера ЖРД – со связанными оболочками, с регенеративным и завесным (от форсуночной головки) охлаждением горючим. Камеры установлены на двигательной раме в подшипниках, оси которых расположены горизонтально, в плоскостях курса и тангажа РН: путём поворота камер достигается полное управление полётом. Над камерами расположен горизонтально ТНА, связанный с ними сильфонными металлическими шлангами. ТНА содержит центробежные одноступенчатые насосы окислителя и горючего (со шнековыми преднасосами) и двухступенчатую осевую активную турбину (мощностью 8460 кВт). Насосы и турбина расположены соосно и вращаются с частотой 142 об/с. Газ для привода турбины вырабатывается в газогенераторе за счёт сжигания небольшой части топлива с избытком горючего. Отработанный газ выбрасывается через патрубок, снабжённый расширяющимся соплом. ЖРД регулируется по тяге изменением расхода топлива через газогенератор (команды поступают от системы регулирования кажущейся скорости РН). Регулирование соотношения компонентов топлива осуществляется изменением расхода горючего. Зажигание топлива в камерах и газогенераторе при запуске осуществляется от пиротехнических устройств. Раскрутка ТНА производится пороховым стартером.

РД-111 имел следующие основные технические характеристики: тяга двигателя на земле – 1407 кН, тяга в пустоте – 1628 кН; удельный импульс на земле – 2700 м/с, удельный импульс в пустоте – 3107 м/с; давление в камере сгорания – 7,85 МПа; геометрическая степень расширения сопла – 18,0; соотношение компонентов топлива – 2,39; время работы – 110 с; сухая масса двигателя – 1480 кг.

ЛКИ ракеты затянулись в силу ряда причин. В частности, потребовалась длительная доработка двигателя коллективом В. П. Глушко, который столкнулся с труднообъяснимым явлением высокочастотных колебаний в камере сгорания. Проблему удалось решить лишь со временем.

Физика этого процесса может быть описана следующим образом. В замкнутом объекте, ограниченном жёсткими стенками и заполненном однородным газом, возможны свои собственные частоты акустических колебаний.

В камере двигателя также могут возникнуть акустические колебания, частоты которых зависят от геометрических размеров камеры и свойств среды. Но камера двигателя отличается от замкнутого сосуда, во-первых, наличием сопла, через которое вытекают газы, и во-вторых, неоднородностью среды, так как наряду с газами в камере имеются жидкая фаза и пары топлива, и осуществляется химическая реакция. Основное отличие камеры двигателя от замкнутого объёма заключается в наличии сопла. Если в замкнутом сосуде для поддержания акустических колебаний при отсутствии тормозящих эффектов не требуется затраты энергии, то при наличии сопла Лаваля, через которое газы покидают двигатель, акустические колебания в камере могут поддерживаться только при затрате энергии, даже если нет других причин (трение и пр.).

Очевидно, источниками такой энергии являются топливо и тепло, которое выделяется в зоне горения. Если колебания мощности источников тепловыделения будут находиться в фазе с одной из собственных частот колебаний газов в камере, тогда возникнет новый вид внутрикамерной неустойчивости – высокочастотная неустойчивость ЖРД (сотни и тысячи герц).

В случае высокочастотных колебаний время распространения возмущения в камере становится соизмеримым с периодом колебаний давления, поэтому, в отличие от низкочастотной неустойчивости, параметры в разных точках камеры (давление, температура) в каждый данный момент времени будут различными. Такая неоднородность параметров в объёме камеры приводит к необходимости учёта пространственного и временного распределения источников энергии. Колебания давления высокой частоты практически не передаются в топливную систему.

Именно зависимость времени запаздывания и скорости реакции от давления приводит к колебанию величины тепловыделения при колебании pк. Поэтому одной из возможностей борьбы с высокочастотной неустойчивостью является изменение химической активности топлива, т.е. влияние на τзап (время запаздывания) и Wгор (скорость горения топлива). На эти величины можно влиять введением в топливо тех или иных присадок, а также таким методом распыливания топлива, при котором в различных зонах камеры получаются смеси с разными временами запаздывания. Другая возможность борьбы с высокочастотной неустойчивостью заключается в значительном увеличении давления в камере. В этом случае, с одной стороны, время запаздывания топлива на установившемся режиме сильно уменьшается и становится менее чувствительным к колебаниям давления и температуры среды, с другой стороны, уменьшаются размеры камеры, что способствует более широкому охвату объёма камеры компонентами топлива. Следует указать, что строгой теории высокочастотной неустойчивости процесса ЖРД пока ещё не создано, хотя имеется немало практически важных наблюдений, описанных в периодической и специальной литературе.

Несмотря на возникшие трудности, двигатели РД-111 были доведены до приемлемого уровня надёжности.

Первый испытательный пуск ракеты с наземной пусковой установки «Десна-Н» состоялся на полигоне Байконур 9 апреля 1961 года. ЛКИ комплекса «Десна» завершены 14 февраля 1963 года. 22 февраля 1963 года проведён первый пуск Р-9А с наземного комплекса «Долина». Первый пуск из шахтного комплекса «Десна» проведён 27 сентября 1963 года (по другим данным, пуск проведён в 1962 году). Всего в рамках лётно-конструкторских испытаний проведено 54 пуска ракет. В феврале 1964 года лётно-конструкторские испытания были завершены.

Ракета Р-9А (8К75) находилась на вооружении частей Ракетных войск стратегического назначения (РВСН) СССР, дислоцировавшихся в Омске, Тюмени, Козельске, Плесецке и Байконуре с 1964 по 1976 год.

Серийное изготовление ракеты велось на заводе «Прогресс». Всего было изготовлено около 70 ракет. МБР Р-9А имела меньшую массу и размеры по сравнению с Р-7, но гораздо лучшие эксплуатационные свойства. По основным характеристикам ракета была конкурентоспособной с ракетами на долгохранимых компонентах топлива. Преимуществом Р-9А была почти вдвое меньшая стартовая масса, так как жидкий кислород позволял получить более высокие характеристики, чем азотнокислые окислители.

Основные ТТХ МБР Р-9А: длина ракеты – 24,19 м; диаметр – 2,68 м; стартовая масса – 80,4 т; забрасываемый вес – 1,7…2 т; максимальная дальность полёта – 12500…16000 км.

Двигатель второй ступени ракеты Р-9А послужил прототипом двигателя третьей ступени РН «Молния» и «Восход» (обзор №1-28 11–20.10.2016).

При подготовке материалов были использованы следующие источники:

Научные Чтения

ИЗ ИСТОРИИ СОЗДАНИЯ ЖРД РД-111 ДЛЯ РАКЕТЫ Р-9

Жидкостный ракетный двигатель РД-111 был разработан в НПО Энергомаш (тогда ОКБ-456) в 1959—62 гг. под руководством В.П.Глушко для первой ступени МББР Р-9.

В апреле 1958 г. в Правительство было направлено предложение главных конструкторов ракетной техники (С.П.Королева, В.П.Глушко и др.) о разработке новой ракеты Р-9 на кислороде — керосине. 13 мая 1959 г. вышло в свет Постановление Правительства о разработке такой ракеты на переохлажденном кислороде. Уже в октябре 1959 г. был завершен эскизный проект ракеты Р-9 с ЖРД РД-111 на первой ступени. Работа по созданию этого двигателя была непростой и потребовала решения большого количества сложных научно-технических проблем.

В ходе разработки ОКБ-1 решило в качестве альтернативного варианта двигателей РД-111 вести разработку двигателей в КБ Н.Д.Кузнецова в Куйбышеве. Однако к требуемым срокам эта разработка завершена не была.

Первое летное испытание ракеты Р-9 состоялось 9 апреля 1961 г., но оно было аварийным, и первый успешный запуск этой ракеты был выполнен 21 апреля того же года. На вооружение ракетный комплекс с ракетой Р-9 в наземном и шахтном вариантах был принят в 1965 году.

В.П.Глушко предлагал несколько вариантов использования двигателей РД-111 для различных ракет-носителей, в частности, в апреле 1960г он выдвигает предложение о модернизации ракеты Р-7 путем установки двигателей РД-111 с ракеты Р-9.

ss69100

Рис. 13 Рис. 14

Теперь у нас есть ясность и со вторым признаком. Делаем вывод: «Для того чтобы быть космическим кораблём, «Меркурий» должен был весить как минимум в два раза больше.
Кроме абляционной защиты надо было бы установить ещё всё то, что нарисовано на картинках (тормозной двигатель, систему ориентации, аккумуляторные батареи и т.д.), парашют должен стать больше, а с ним и парашютный отсек, система спасения должна стать мощнее, а значит и тяжелее.
Так что в два раза это как раз минимум. А вот для того чтобы «полутороступенчатая» ракета «Атлас» могла вывести его на орбиту, он должен был весить в 100 раз меньше. Следовательно, ни один из тех астронавтов, кто летал по программе «Меркурий», не может носить почётное звание «Первый космонавт США».

Переходим к следующей программе космических полётов под названием «Джемени». Что нам известно о новом двухместном космическом корабле «Джемени»? Что это был самый большой корабль своего времени.
Это вполне естественно, он был не только самым большим, но и самым быстрым, самым красивым, вообще самым-самым, поскольку в тот отрезок времени, когда корабли «Джемени» совершали свои полёты, никакой другой космический корабль Землю не покидал.
Но не будем формалистами, Советская программа «Восход» была завершена за три дня до первого пилотируемого полёта «Джемени». Поэтому если сравнивать его то с Советским двухместным кораблём «Восход- 2» (ближайшего к нему по времени полёта). В таблице 2 приведены технические характеристики этих кораблей.

Рис. 15 Рис. 16

Таблица — 2

Наименование Масса Длина Диаметр Герметичный объем кабины
«Восход-2» 5682 кг. 5,0 м. 2,43 м. 5,4 м3
«Джемени» 3800 кг. 5,8 м. 3,09 м. 2,25 м3

На картинках Рис. 15 и Рис. 16 изображены соответственно корабли «Восход» и «Джемени» (рисунки выполнены в одном масштабе).
Как мы видим, звание самого большого корабля он получил исключительно благодаря переходному конусу, который призван был изображать приборный отсек. Но о «приборном отсеке» потом, сейчас, как и договаривались, только два признака. Смотрим на первый признак. На фотографиях (Рис.17 – Рис.20) мы видим космические аппараты «Джемени», которые в разное время совершали как бы космические полёты.
При внимательном осмотре убеждаемся, что абляционная защита отсутствует на всех четырёх снимках (как и на десятках других, сделанных в те годы). Следовательно, и все двухместные капсулы «Джемени» также, как и «Меркурии», совершали исключительно суборбитальные полёты. Заявление очень смелое, поэтому переходим к рассмотрению «второго признака».

Рис. 17 Рис. 18
Рис. 19 Рис. 20

Капсулы «Джемени» отправлялись в полёт межконтинентальной баллистической двухступенчатой ракетой «Титан- 2».
Какой вес она могла вывести на орбиту неизвестно, это боевая ракета и ни разу не использовалась для запуска спутников в космос. Но зато на базе этой ракеты было разработано целое семейство носителей для вывода на орбиту, и не только низкую, но и на промежуточную и геостационарную, самых различных космических аппаратов (Рис. 21).
Первым из них был «Титан 3- А», который представлял из себя ракету-носитель «Титан – 2» с установленной на ней третьей ступенью «Транстедж».
В результате чего эта ракета могла выводить на низкую околоземную орбиту груз свыше трёх тонн. (Так написано в справочных данных, то есть ниже трёх с половиной, иначе написали бы «Около трёх с половиной тонн, или менее четырёх тонн).
Почему так неточно? Потому, что ракета » Титан 3- А» стартовала только четыре раза, из них три успешно. Поскольку она испытывалась как составная часть для тяжёлого ракето-носителя «Титан 3- С» (на Рис. 21 он под цифрой 5). А вот ракеты «Титан 3- А» на этом рисунке нет (по той же причине), но её можно увидеть, если (мысленно) у ракеты «Титан 3 С» отделить твёрдотопливные ускорители ( левый и правый), то то, что останется ( средняя часть) — это и есть Ракета «Титан 3- А».
То есть для вывода на околоземную орбиту кораблей «Джемени» она не могла бы применяться, поскольку их вес (в большинстве случаев) превышал 3,5 тонны.
А вот следующая модификация «Титан 3- В», с использованием в качестве третьей ступени уже известную нам ракету «Аджена А» ( на рис 21. под цифрой 4) очень часто использовалась в запусках космических объектов и могла вывести на околоземную орбиту аппараты весом до 3630 кг. Но вот аппараты под названием «Джемени» она выводить не могла, поскольку в 1965 году ещё не летала, а в 1966 году вес аппаратов под названием «Джемени» уже как бы превышал 3700 кг.

1) Titan I
SM-68
2) Titan II
SM-68B
3) Titan II
Gemini
4) Titan III-B
Agena
5) Titan III-C 6) Titan III-C
MOL
7) Titan III-B
Centaur

Рис. 21

А из всего вышеизложенного следует, что двухступенчатая ракета «Титан -2 » могла вывести на орбиту спутника земли аппараты весом не более 1,5 тонны. Учитывая, что третья ступень «Аджена» увеличивала грузоподъёмность в 3,5, раза, а трёхступенчатая ракета «Титан 3В» выводила на орбиту 3,63 т. А это значит, что космические аппараты под названием «Джемени» были капсулами и летали в суборбитальные полёты.
Догадываюсь, что убедил не всех. Поэтому для непонятливых ещё раз. Сравним технические возможности американских МБР «Атлас» и «Титан 2» с Советской МБР «Р7», которые выводили, или как бы выводили космические корабли на орбиту Земли.
Для сравнения используем два нестандартных показателя. Первый назовём «Условная сила, а второй «Условная энергия». Когда спортсмены поднимают штангу, то по её весу мы определяем, кто из спортсменов сильнее. А вот чтобы разогнать автомобиль до максимальной скорости, нужно не только нажать педаль газа до упора, но и продержать её в таком положении подольше.
Существует много спекуляций по поводу того, что Советска ракета «Р- 7» имела тяжёлый корпус, очень тяжёлые двигатели и вся её мощь уходила на разгон собственной конструкции. Поэтому в первом показателе мы исключим собственный вес и будем смотреть, какой максимальный полезный груз могла оторвать от земли рассматриваемая ракета.
Просто от максимальной тяги двигателей на старте отнимаем стартовый вес ракеты, а полученный результат назовём «Условная сила ракеты», а вторым параметром будет сумма произведений тяги двигателей на время их работы. Назовём этот параметр «Условная энергия ракеты», но сначала посмотрим на внешние габариты ракет. Тоже ведь параметр.
На рисунке 23 последовательно изображены: Ракета-носитель «Восток» с одноимённым космическим кораблём (то, что под третьей ступенью- это МБР- «Р-7»);- далее МБР «Редстоун» с капсулой «Меркурий», затем МБР «Атлас D» с капсулой » Меркурий» и МБР «Титан-2» с капсулой «Джемени».

Рис. 22 — Космический корабль «Восток» с третьей ступенью «Блок — Е» Рис. 23

Как говорится, невооружённым глазом видно, что ракета Р-7 существенно превосходила «Атлас D» и почти в два раза (ну чуть меньше) ракету «Титан 2». Это конечно больше эмоциональная оценка, поэтому проверяем её на фактах.
В таблице 3 приведены некоторые технические данные вышеперечисленных межконтинентальных баллистических ракет, на основании которых мы вычислим два параметра для их сравнения.

* Для ракеты «Р- 7» приведены данные в комплектации для вывода на орбиту «Объекта Д» (Спутника №3)

** Стартовый вес взят только ракет, без учёта полезной нагрузки

***Под первой ступенью для МБР «Атлас D» Подразумеваются два стартовых двигателя.

****Для вторых ступеней учитывается тяга двигателей в вакууме.

Итак, напоминаю: первый параметр «Условная сила» — это разность между суммарной тягой двигателей на старте и весом ракеты в этот момент. То есть какую максимальную полезную нагрузку могла ракета оторвать от земли (чисто теоретически конечно). Вот такой результат:

«Р — 7» — 385,9 – 268,8 = 117,1 т

«Атлас — D» — 161,6 – 116,1 = 45,5 т

«Титан — 2» — 203,9,2 – 147,28 = 56,62 т

А теперь второй параметр — это сила, которая разгоняла ракету, умноженная на время, в течение которого она действовала. Результат выразим в тоннах, умноженных на минуты, просто для того чтобы уменьшить количество знаков. Итак, «Условная энергия» составила:

«Р — 7» — 323,6 х 125 + 82,0 х 340 = 69350 т сек или 1155,8 т мин.

«Атлас — D» — 135,8 х 135 + 27,2 х 309 = 26738 т сек или 445,63 т мин.

«Титан — 2» — 203,9 х 145 + 45,5 х 185 = 37983 т сек или 633,05 т мин.

На основании сравнения этих двух параметров можно сделать однозначный вывод: «Ни МБР «Атлас D», ни МБР «Титан 2» не могли вывести на орбиту груз существенно больше, чем это делала ракета «Р-7». Межконтинентальная баллистическая ракета Р-7 предназначалась для доставки боеголовки массой 3500 кг. на дальность 12000 км, но при этом она могла разогнать до первой космической скорости полезную нагрузку в 1327 кг. То есть в 2,63 раза меньше.
Ещё один пример из современности. Самая мощная МБР РС 20, в своей последней модификации Р- 36 М «Воевода» доставляла боеголовку массой 8470 кг. на дальность 160 00 км. С 1999 года эту ракету стали использовать для космических целей. В той же самой комплектации под названием «Днепр», эта ракета выводит на орбиту Земли груз массой 3700 кг. То есть в 2,29 раза меньше массы боеголовки.

На основании этих данных можно сделать следующий вывод: двух ступенчатая МБР среднего класса, без дополнительной ступени (разгонного блока) может вывести на низкую околоземную орбиту полезную нагрузку массой примерно в 2,5 раза меньше, чем масса боеголовки, которую она может забросить на дальность 14000 км.
Не трудно подсчитать, что МБР «Титан 2» мог выводить в космос аппараты массой около 1480 кг. Это больше, чем у Р 7, поскольку «Титан 2» использовал более эффективное топливо (такое, как и «Днепр»).

А вот как бы Вы ответили на вопрос: «Могла ли ракета «Р-7» вывести на орбиту капсулу «Меркурий»? Ведь она и спутник №3 «Объект Д» похожи и по форме, и по габаритам, и по весу. Ответ однозначный- «нет». Многие забывают, что на старте вес «Меркурия» составлял 1930 кг. Система аварийного спасения, установленная над капсулой, весила более 500 кг. и сбрасывалась за пределами земной атмосферы.
Источник: «Космическая техника». К. Гэтлэнд. 1986 г., стр. 42

Вот теперь можно поставить окончательную точку: «Капсулы «Меркурий» и «Джемени» летали только в суборбитальные полёты и никогда не летали вокруг Земли.

Адекватные люди со мной, конечно, согласны, а вот что делать с особо упёртыми, среди которых встречаются даже дважды герои Советского Союза? Специально для этой категории людей: представьте себе, что чемпионка мира может метнуть молот весом 4 кг на 85 метров. Это её личный рекорд. На большее она физически просто не способна.
А Вам говорят: «Вот если ей дать молот из золота весом 5 кг, она зашвырнёт его аж на 250 метров. Вы в это поверите? Теперь самостоятельно решите две задачки для младшего школьного возраста. Задача № 1: МБР «Атлас D» предназначалась для доставки термоядерной боеголовки W-38 весом 1397 килограмм на расстояние 14 000 км.
Вопрос: «Если на ракету «Атлас D» установить капсулу с астронавтом весом 1930 кг, она упадёт дальше или ближе?» Задача № 2: «МБР «Титан 2» предназначалась для доставки боеголовки Mk-6, весом 3690 кг. на расстояние 15000 км. Вопрос: «Если на ракету «Титан 2» установить капсулу «Джемени» с двумя астронавтами весом 3800 кг, она упадёт дальше или ближе?». Для справки: длина окружности Земного шара — 40000 км.

Ну вот мы выяснили, что ни один астронавт из летавших в двухместных капсулах «Джемени» не может называться первым космонавтом США. До конца 1966 года в Соединённых Штатах космических кораблей не было.
Следующий пилотируемый полёт в США был выполнен 11 октября 1968 года на космическом корабле «Аполлон- 7». Как мы уже знаем, «Аполлон» имел абляционную защиту всего корпуса — днище — 63 мм, на боках — 44 мм, а сверху — 8 мм. Ракета-носитель «Сатурн — 1В» была специально сконструирована для полётов в космос.
Таким образом, первые американские космонавты: Уолтер Ширра, Донн Эйсел и Уолтер Коппингем, незаслуженно были обделены славой и почётом как первые граждане США, совершившие полноценный орбитальный (космический) полёт.