| GR-1 | |
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| índice GRAU - 8K713 | |
| Rocket R-9 en el Museo Central de las Fuerzas Armadas | |
| Tipo de | Misil balístico |
| Estado | proyecto (cerrado) |
| Desarrollador | OKB-1 |
| Jefe de diseño | SP Korolev |
| Años de desarrollo | 1961-1964 |
| Fabricante | Fábrica " Progreso " |
| Años de producción | 1961-1964 |
| Unidades producidas | ~2 |
| Modificaciones | 8K711, 11A513 |
| Características técnicas principales | |
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Masa de un cohete con combustible completo -> 117 toneladas Peso de lanzamiento - 116,6 toneladas Longitud total - 35,38 m Longitud de la ojiva - > 2,6 m Diámetro máximo - 2,9 m Dimensión transversal máxima con estabilizadores plegados - 4,8 m Autonomía de vuelo - 40.000 km (global) Altitud orbital - 155 km Alcance del sitio de buceo al objetivo - 2000 km Precisión de dar en el objetivo: * en alcance - ± 5000 m * en desviación lateral - ± 3000 m Combustible - LOX + RG-1 |
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| ↓Todas las especificaciones | |
GR-1 ( abreviado Global Rocket, índice URV Strategic Missile Forces - 8K713 ) es un proyecto soviético no realizado de un misil balístico global de tres etapas con una ojiva termonuclear desmontable con un alcance de vuelo de hasta 40 mil kilómetros.
Además de las oportunidades habituales para golpear objetivos a lo largo de trayectorias balísticas , el cohete global hizo posible lanzar la ojiva (ojiva) en la órbita de un satélite terrestre artificial (AES) y golpear el objetivo al frenar la ojiva en un momento dado de su vuelo en una órbita satelital circular.
La idea de crear misiles de ultra largo alcance para cubrir todo el globo no era nueva. Los estadounidenses comenzaron a crear motores de cohetes súper potentes con un empuje superior a un millón de libras (453 toneladas) ya en 1953 [1] , en 1958 se anunció oficialmente que ya se estaba trabajando en supercohetes, además de los existentes. Júpiter , Atlas y " Minuteman " experimental , [2] pero las cosas no fueron más allá del trabajo de desarrollo y pruebas de banco de motores de cohetes debido a la inconveniencia y futilidad (la ubicación geográfica de la URSS en relación con los Estados Unidos y los países de la OTAN hizo innecesario para desarrollar misiles con un alcance de disparo superior al de los misiles intercontinentales e IRBM existentes , no se preveía en un futuro previsible la aparición de otros adversarios potenciales para el uso de misiles de alcance ultralargo). El tema de la creación de motores de cohetes súper potentes se transfirió completamente a la NASA de la competencia de las Fuerzas de Misiles Estratégicos de la Fuerza Aérea de EE. UU. para la exploración espacial (mientras tanto, los motores con un empuje de más de un millón de libras fueron creados y probados con éxito por separado por Aerojet General y North American Rocketdyne , [3] el trabajo sobre los sistemas de guía global fue realizado por separado por Arma e IBM [4] ).
En la Unión Soviética, unos años después, recogieron la iniciativa abandonada por los estadounidenses y comenzaron a desarrollar sus propios misiles globales.
Se considera que el inicio oficial del trabajo sobre la creación de GR-1 es 1962 , cuando la resolución relevante del Comité Central del PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS No. 1021-436 del 12 de mayo de 1962 y la orden del Comité Estatal de Tecnología de Defensa ( GKOT ) No. 640/06 del 13 de octubre de 1962 fueron adoptados año [5] .
Cabe señalar que a principios de 1962 se estaba trabajando en las pruebas de diseño de vuelo (LKI) del misil balístico intercontinental R-9 . En consecuencia, OKB-1 decidió tomar una de las variantes del cohete R-9 como base para el proyecto del cohete global GR-1: su modificación R-9M (índice - 8K77) utilizando la primera etapa del NK- 9 motores desarrollados por OKB-276. El cohete GR-1 fue diseñado como uno de tres etapas, para asegurar la salida de una ojiva de una potencia determinada a un LEO con una altura de unos 150 km, seguido de la emisión de un impulso de frenado [5] .
El proyecto de un nuevo misil balístico intercontinental global recibió el índice 8K713 . El diseño directo se llevó a cabo en un departamento especial No. 3 de OKB-1, un grupo de diseñadores que anteriormente había estado involucrado en el proyecto del cohete R-9. El departamento estaba dirigido por Sergei Sergeevich Kryukov , los cálculos balísticos fueron realizados por S. O. Lavrov y R. F. Apazov. El desarrollo del sistema de control ( CS ) se llevó a cabo en NII-885, bajo la dirección de Nikolai Alekseevich Pilyugin , el complejo de lanzamiento en la Oficina Estatal de Diseño de Spetsmash, bajo la dirección de Vladimir Pavlovich Barmin .
Desde el principio, el cohete GR-1 fue diseñado como un misil balístico de combate multipropósito, en base al cual se suponía que crearía toda una gama de armas capaces de resolver toda la gama de tareas estratégicas y tácticas de la década de 1960. , y debido a la amplia unificación interespecífica , simplificaría y reduciría significativamente el costo de producción y operación de misiles . Los diseños del equipo de lanzamiento y tierra previeron la posibilidad de lanzar y dar servicio a todos los siguientes sistemas de misiles:
En el primer proyecto técnico para el nuevo cohete global GR-1, se suponía que debía usar la primera etapa del cohete R-9M (8K77), la segunda etapa basada en el bloque I del vehículo de lanzamiento Molniya (índice - 8K78) y varias opciones, la tercera etapa de otros misiles balísticos intercontinentales o un bloque L modificado del vehículo de lanzamiento Molniya [5] . Posteriormente, en el proceso de un estudio más profundo del proyecto, se modificó mucho el diseño del cohete, es decir, se incrementó el suministro de combustible de la primera etapa. La segunda etapa del cohete, por el contrario, se hizo más corta, como resultado de lo cual se cambió el diseño del tanque de combustible y el tanque del oxidante se movió hacia arriba, en contraste con la segunda etapa de los misiles R-9A y el I bloque del vehículo de lanzamiento Molniya [6] .
Durante el diseño, los diseñadores utilizaron cálculos por computadora , en particular, los diagramas de fuerzas longitudinales y de corte, así como las cargas longitudinales, se calcularon de esta manera.
El diseño preliminar del GR-1 se completó en mayo de 1962, incluso antes de la publicación de los documentos de directiva relevantes. En el mismo año, se construyeron tres o cuatro, según diversas fuentes, copias de banco y maquetas del cohete. Al menos algunos de los misiles se produjeron en la planta de Progress en Kuibyshev. Paralelamente al trabajo en el diseño preliminar, se estaba trabajando para crear una infraestructura terrestre para probar y operar el GR-1 en el cosmódromo de Baikonur [7] .
El 6 de diciembre de 1963, por orden del comandante de la unidad militar 44275, se creó un grupo tecnológico de emergencia para probar el producto 8K713 en el sitio 51 del Cosmódromo de Baikonur. En 1964, el grupo No. 3 de la unidad militar 44275, compuesto por 169 militares que habían trabajado anteriormente en el misil R-9 (8K75), se unió al trabajo de pruebas en tierra.
En las primeras etapas del trabajo de diseño del GR-1, se suponía que usaría las mismas posiciones de lanzamiento que se crearon para el cohete R-9, pero para el cohete 8K713 se construyó un nuevo complejo de lanzamiento con automatización completa del prelanzamiento. operaciones. El GR-1 estaba equipado con un contenedor que servía para el transporte y lanzamiento, así como para el tendido de reabastecimiento de combustible y otros enlaces de comunicación entre las etapas del cohete y el equipo de tierra.
En 1964, la implementación del proyecto del cohete GR-1 alcanzó un alto grado de preparación, pero los Estados Unidos y la URSS firmaron un acuerdo sobre la limitación de las armas nucleares en el espacio y se redujo todo el trabajo. El 1 de diciembre de 1966 , se disolvió el grupo de prueba No. 3 en el Cosmódromo de Baikonur, pero se continuó con el mantenimiento de las instalaciones de lanzamiento del cohete GR-1.
El cohete GR-1 era de tres etapas, las tres etapas estaban conectadas a través de adaptadores de armadura .
El bloque de la primera etapa constaba de los siguientes elementos estructurales [6] :
Dentro del faldón de cola cónico del compartimiento de cola de la primera etapa, cuatro motores cohete de combustible líquido ( LRE ) de cuatro cámaras del ciclo cerrado NK-9 (índice - 8D517), desarrollado en OKB-276 bajo el liderazgo de Nikolai Dmitrievich Kuznetsov, fueron colocados. El motor estaba montado en bisagras y tenía la capacidad de girar en un plano. Se colocaron cuatro estabilizadores de celosía en la piel exterior del faldón de la cola , que se presionaron contra el compartimento de la cola durante el transporte y, después del lanzamiento, se plegaron a la posición de vuelo [6] .
Los principales parámetros de la primera etapa:
El circuito de potencia de la segunda etapa realizaba la transferencia de empuje directamente al fondo inferior del tanque de combustible, al cual se unía el tanque comburente a través de un compartimiento cilíndrico entre tanques [6] .
El bloque de la segunda etapa estaba equipado con un motor cohete articulado de ciclo cerrado NK-9V (índice - 11D53), desarrollado en 1962 en OKB-276 bajo el liderazgo de Nikolai Dmitrievich Kuznetsov. El motor estaba montado en una suspensión de cardán para girar en dos planos, tenía mecanismos de dirección, dos boquillas giratorias, una unidad de suministro de combustible a la cámara de combustión, unidades de control de empuje, relación de componentes y boquillas giratorias [6] .
Los principales parámetros de la segunda etapa:
El bloque de la tercera etapa constaba de los siguientes elementos estructurales [6] :
El sistema de control asumió el control de balanceo mediante pequeñas boquillas ubicadas entre los tanques en la superficie exterior del casco de potencia. También vale la pena señalar que el bloque de la tercera etapa tenía un sistema para garantizar el reinicio del motor. Los componentes propulsores se depositaron utilizando dos boquillas que funcionaban con nitrógeno comprimido. Las primeras porciones del oxidante se desplazaron hacia la unidad de turbobomba (TPU) del motor desde la cavidad interna del tanque, el combustible fluyó por gravedad y el TPU se hizo girar desde el piroarrancador [6] .
En la apertura del tanque de combustible de la tercera etapa, se suponía que se ubicaría un motor cohete sustentador de combustible líquido de una sola cámara de ciclo cerrado 8D726, desarrollado en OKB-1. De acuerdo con la documentación de diseño, se suponía que el motor de la tercera etapa debía encenderse en vuelo al menos dos veces, y los lanzamientos repetidos debían realizarse en condiciones de ingravidez. [6] .
Los principales parámetros de la tercera etapa:
La cabeza cónica del GR-1 constaba de los siguientes elementos estructurales [6] :
La ojiva fue lanzada a una órbita cercana a la Tierra y podría dar varias vueltas. Durante el vuelo, la altitud de la órbita se especificó utilizando el radioaltímetro de a bordo . Antes de emitir un pulso de desaceleración, la ojiva se orientó con bastante astucia, dando un giro casi completo: el ángulo entre su eje longitudinal y el vector de velocidad orbital es de unos 120°. Luego, el motor se encendió nuevamente, ya en el frenado, y la ojiva salió de órbita, sumergiéndose en el objetivo. La trayectoria plana de descenso permitió que la ojiva fuera prácticamente invisible para los radares de defensa antimisiles de un enemigo potencial.
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