Баллистическая ракета малой дальности
Р-1 (8А11)
SS-1 (Scunner)

Р-1

Тактико-технические характеристики
Максимальная дальность стрельбы, км270
Стартовая масса, т13,4
Масса топлива, т8,5
Длина ракеты, м14,6
Диаметр ракеты, м1,65
Масса головной части, т1
Тип головной частиМоноблочная, неядерная, неотделяемая

           Разработка ракет больших дальностей в СССР и в США началась с освоения немецкой ракеты Фау-2 (V-2), что было, безусловно, оправданным в связи с отсутствием собственного опыта создания подобных ракет. В СССР ракета, повторявшая в значительной степени особенности конструкции и характеристики ракеты Фау-2, получила индекс Р-1. Решение о создании такой ракеты было принято осенью 1947, а через год начались ее летные испытания. Комплекс с этой ракетой был принят на вооружение в ноябре 1950. Разрабатывалась ракета Р-1 организациями, которые возглавляли С.П. Королев (ракета, комплекс), В.П. Глушко (двигатель), Н.А. Пилюгин (система управления и наземная проверочно-пусковая аппаратура), В.П. Бармин (наземное стартовое, заправочное и другое оборудование), В.И. Кузнецов (командные приборы).
           Основными частями ракеты являлись: головная часть, приборный отсек, бак горючего, бак окислителя, хвостовой отсек с двигателем. Основными особенностями конструкции ракеты было применение неотделяющейся головной части с использованием подвесных (ненесущих) топливных баков, размещенных в силовом корпусе. Силовой корпус ракеты представлял собой жесткий каркас из стальных стрингеров и шпангоутов с оболочкой из листовой стали. Баки окислителя и горючего были выполнены из листового алюминиевого сплава. Применение неотделяющейся головной части требовало, чтобы корпус ракеты не разрушался при входе в плотные слои атмосферы и чтобы полет ракеты на этом участке траектории был стабилизирован. В связи с этим в хвостовой части ракеты были установлены четыре мощных и тяжелых (масса около 300 кг) стабилизатора. Потребовались управляющие органы двух типов: воздушные (установленные на стабилизаторах) и газоструйные (размещенные в струе продуктов сгорания, истекающих из сопла) рули. Все это вело к увеличению пассивной массы ракеты. Этому же способствовало и использование ненесущих баков.
           Однокамерный жидкостный ракетный двигатель работал на топливе - жидкий кислород и 75%-ый водный раствор этилового спирта. Система подачи топлива - насосная, незамкнутая (отработавший в турбине газ выбрасывался в атмосферу). В качестве рабочего тела турбины использовался парогаз, образующийся при разложении перекиси водорода в присутствии катализатора - раствора перманганата натрия; подача перекиси и перманганата в реактор была вытеснительной. Таким образом, для работы двигателя требовалось четыре жидких компонента. Их секундные расходы составляли: 75 кг/с жидкого кислорода, 50 кг/с спирта и 1,7 кг/с перекиси и перманганата натрия. При этом удельный импульс был равен 2021 м/с у Земли и - 2366 м/с в пустоте. Такие низкие значения удельного импульса объяснялись использованием низкокалорийного топлива (в горючее добавляли воду, т.к. иначе не могли обеспечить охлаждение камеры), невысокими параметрами рабочего процесса двигателя и применением незамкнутой схемы ДУ. Двигатель имел большую массу, что объяснялось несовершенством конструкции всех его основных агрегатов: камеры сгорания (низкое давление, плохая организация процессов сгорания топлива), турбонасосного агрегата (низкое число оборотов), парогазогенератора (вытеснительная система подачи компонентов). Воспламенение топлива в камере сгорания при запуске двигателя осуществлялось пиротехническим зажигательным устройством. Показатели, определяющие скорость, а, следовательно, и дальность полета ракеты были у Р-1 крайне низкими. Причины этого уже отмечались выше - несовершенство схемы конструкции ракеты и низкие характеристики ее двигателя.
           На ракете была применена автономная инерциальная система управления, включавшая контур стабилизации углового положения ракеты на активном участке траектории (АУТ) полета и автомат управления дальностью, в котором использовался гироскопический интегратор ускорений. Система управления имела значительную массу (масса приборов управления около 200 кг при общей массе приборного отсека в 520 кг). Точность ракеты (1,5 км) должна оцениваться как низкая, если иметь ввиду, что она соответствовала дальности полета всего примерно в 300 км.
           Эффективность действия головной части по целям определялась тем, что в ГЧ содержался заряд взрывчатого вещества (ВВ) массой около 800 кг. Радиус разрушения городских зданий при этом не превышал 20 - 25 м, и ракета могла использоваться только для поражения крупных слабозащищенных целей стрельбой по площадям.
           В состав наземного технологического оборудования комплекса входило, более 20 специальных машин и агрегатов. Подготовка ракеты к пуску осуществлялась на двух позициях - технической и боевой (стартовой). Основным содержанием работ на технической позиции были проверки систем ракеты, стыковка ее с головной частью. Перевозка ракеты на боевую позицию осуществлялась на грунтовом лафете, с помощь которого ракета устанавливалась затем на стартовый стол и который использовался для подготовки ракеты к пуску. На ракете, после установки ее в вертикальное положение, проверялась система управления, заправлялось топливо и средства парогазогенерации, осуществлялось прицеливание. При подготовке ракеты к пуску проводились и ручные операции с двигателем ракеты - настройка редукторов давления парогазогенератора в зависимости от концентрации и температуры перекиси водорода. Этим параметры двигателя приближались к номинальным. В камеру двигателя снизу через сопло устанавливалось зажигательное устройство. Пуск ракеты осуществлялся из специальной бронемашины с пультом управления. Время для подготовки ракеты на технической позиции составляло 2 - 4 часа, на боевой позиции - до 4 часов. Таким образом, боеготовность комплекса, т е. время от получения команды на пуск до старта ракеты составляло не менее 6 - 8 часов. Для подготовки ракеты к пуску использовалось очень большое количество специальных машин и агрегатов, а технологический процесс подготовки ракеты к пуску был весьма трудоемок и сложен.
           Все перечисленные выше оценки даются с позиций современных представлений о ракетах больших дальностей. Следует иметь в виду, что ракета Р-1 была первой в их ряду и было бы неправомерным ждать, что ее характеристики будут соответствовать требованиям, которые предъявляются к ним сейчас.
           Эта ракета свою непреходящую историческую роль сыграла. Несмотря на ее очевидные недостатки, разработка этой ракеты позволила в короткие сроки создать в СССР все условия, необходимые для дальнейшего развития нового вида оружия - ракет больших дальностей, и определить пути и направления этого развития. Еще в 1946, т.е. до начала разработки ракеты Р-1, было сформировано первое ракетное соединение Советской Армии - бригада особого назначения РВГК. Ознакомление с новой техникой личный состав бригады начал в Германии, затем участвовал в проведении пусков ракет Фау-2 и Р-1 в СССР. На основе опыта работ бригад особого назначения была начата отработка вопросов войсковой эксплуатации и боевого применения ракет больших дальностей.

Авторы использованых материалов указанны в главе Источники познания

Все МБР || Р-2 || Р-5М || Р-11М || Р-12 || Р-14 || РСД-10 "Пионер"