Техника и вооружение 2001 05-06

Первый стартовый комплекс МБР Р-7 и Р-7А был построен на площадке № 41 объекта "Ангара" под Плесецком и получил название "Лесобаза". С 11 сентября по 21 ноября 1962 года, в самый напряженный период Карибского кризиса, стартовый комплекс находился в состоянии боевой готовности к пуску ракеты, оснащенной ядерной боеголовкой. Готовность к пуску составляла, по данным различных источников, от 8 до 12 часов. Боевое дежурство на комплексе площадки № 41 продолжалось до 1963 года. За это время произведены учебно-боевые пуски двух МБР Р-7А. 2 января 1963 года принято решение правительства страны о строительстве космодрома Плесецк. Началась реконструкция комплекса с целью последующих запусков космических ракет-носителей. 17 марта 1966 года с реконструированного стартового комплекса состоялся первый запуск ракеты-носителя с космическим аппаратом "Космос-112". "Космическая" эксплуатация продолжалась до 1989 года. С 1989 по 1997 год комплекс был "заморожен". В 1998 году начался демонтаж оборудования. В 1999 году первый отечественный стартовый комплекс межконтинентальных баллистических ракет прекратил свое существование.

15 апреля 1960 года на втором стартовом комплексе заступила на дежурство часть полковника Н.Тарасова с ракетами Р-7А. Второй комплекс объекта "Ангара" построен на площадке № 16. В конце 60-х годов его оборудование было демонтировано и отправлено из Плесецка на Байконур для восстановления разрушенного сгоревшей ракетой "гагаринского" старта.

Строительство стартовых сооружений Р-7А под Плесецком продолжалось. 15 июля 1961 года на боевое дежурство на стартовых позициях № 3 и № 4 заступили новые части. Третий и четвертый стартовые комплексы были построены на площадке № 43. К 1968 году все четыре стартовых комплекса боевых ракет Р-7А под Плесецком сняты с боевого дежурства. После реконструкции с третьего и четвертого комплексов осуществлялись запуски космических ракет- носителей.

16 июля 1960 года стартовая станция в Плесецке произвела два учебно-боевых пуска. В ходе эксплуатации время подготовки Р-7А к пуску было уменьшено до семи-восьми часов. Усовершенствованная система радиоуправления ракеты позволяла использовать компактную наземную аппаратуру.

На боевое дежурство в Плесецке был поставлен один полк (боевая стартовая станция, состоящая из четырех пусковых установок), вооруженный МБР Р-7А. В случае необходимости, один стартовый комплекс мог быть также использован для пуска боевой ракеты с ядерной боеголовкой на Байконуре.

На вооружении полка с ракетами Р-7А для наземных стартовых комплексов имелись четыре пусковых установки. Первоначально позиционный район полка носил название боевой стартовой станции. Отдельно располагался пристартовый городок.

В 1968 году МБР Р-7А снята с вооружения.

В начале 60-х годов были проведены летно-конструкторские испытания модификации ракеты Р-7А, оснащенной легким боезарядом уменьшенной мощности. Дальность стрельбы увеличилась до 12 000 км. Модификация не поступала в серийное производство.

На основе МБР Р-7 и Р-7А создана самая массовая в мире серия космических ракет-носителей "Восток", "Восход", "Молния", "Союз" и их модификаций. Это – ракеты-долгожители. С начала их эксплуатации в 1957 году по 1999 год с космодромов и полигонов страны произведено свыше 1650 успешных запусков.

Р-7А – двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета. Разработана в ОКБ-1 под руководством Сергея Королева. Ведущий конструктор – Дмитрий Козлов. Проектирование началось 2 июля 1958 года. Испытания на полигоне Байконур проходили с 24 декабря 1958 года по июль 1960 года. Ракетный комплекс поставлен на боевое дежурство 31 декабря 1959 года. Принят на вооружение 12 сентября 1960 года.

Первая ступень (четыре боковых блока) оснащена четырьмя маршевыми че- тырехкамерными ЖРД РД-107 и четырьмя рулевыми двухкамерными двига гелями. Вторая ступень оснащена четырехкамерным маршевым ЖРД РД-108 и рулевым четырехкамерным двигателем. Маршевые двигатели РД-107 и РД-108 разработаны в ОКБ-456 под руководством Валентина Гпушко. Рулевые двигатели созданы в ОКБ-1 под руководством Михаила Мельникова. Компоненты топлива – керосин Т-1 и жидкий кислород. Стартовое устройство – стационарная наземная пусковая установка – разработано в ГСКБ Спецмаш под руководством Владимира Бармина. Способ старта – газодинамический. Транспортные агрегаты комплекса спроектированы в КБТМ под руководством Владимира Петрова. Агрегаты наземного обслуживания разработаны в ЦКБ тяжелого машиностроения по руководством Николая Кривошеина. Система управления инерциальная с радиокоррекцией траектории полета. Система автономного управления создана в НИИ-885 под руководством Николая Пилюгина. Система радиоуправления разработана в НИИ-885 под руководством Михаила Рязанского. Командные приборы проектировались в НИИ-944 под руководством Виктора Кузнецова. Органы управления ракеты – рулевые двигатели и воздушные рули. Комплекс электрооборудования разработан в НИИ-627 Министерства электротехнической промышленности (ныне – Всероссийский НИИ электромеханики) под руководством Андроника Иосифьяна. Ракета имеет моноблочную ядерную отделяемую в полете головную часть. Атомный боезаряд создан под руководством главного конструктора Самвела Кочарянца.

Серийное производство ракет развернуто на Куйбышевском авиазаводе № 1. Производство маршевых двигателей первой и второй ступеней осуществлялось на Куйбышевском моторостроительном заводе № 24 имени М.В. Фрунзе.

Максимальная дальность стрельбы, км 9 500

Максимальная стартовая масса, т 276

Масса головной части, т. 3,7

Мощность ядерного боезаряда 3 Мт.

Масса топлива, т 250

Длина ракеты, м 31,4

Максимальный диаметр пакета корпуса, м 10,3

Тяга маршевого двигателя первой ступени у земли, тс 82

Тяга маршевого двигателя первой ступени в пустоте, тс 100

Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени у земли, кгс-с/кг 252

Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени в пустоте, кгс с/кг 308

Масса маршевого двигателя первой ступени, кг 1 155

Тяга маршевого двигателя второй ступени у земли, тс 75

Тяга маршевого двигателя второй ступени в пустоте, тс 94

Удельный импульс тяги маршевого двигателя второй ступени у земли, кгс с/кг 243

Удельный импульс тяги маршевого двигателя второй ступени в пустоте, кгс-с/кг 309

Масса маршевого двигателя второй ступени, кг 1 250

Преимущества ракет Р-1, Р-2, Р-5 и Р-7, оснащенных кислородно-спиртовыми и кислородно-керосиновыми двигателями, заключалось в том, что все эти компоненты не агрессивны и относительно дешевы в производстве. Производство ко времени разработки ракет уже было освоено отечественной промышленностью. Этим и определялся выбор компонентов топлива на первом этапе развития ракетостроения в СССР.