Р-7. 8К71 [SS-6. Sapwood]

Р-7 – двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета. Разработана в ОКБ-1 под руководством Сергея Королева. Ведущий конструктор – Дмитрий Козлов. Проектирование началось в 1954 году. Испытания проходили на полигоне Байконур с 15 мая 1957 года по июнь 1958 года. Ракетный комплекс принят на вооружение 20 января 1960 года, но не ставился на боевое дежурство.

Первая ступень (четыре боковых блока) оснащена четырьмя маршевыми че- тырехкамерными ЖРД РД-107 (8Д74) и четырьмя рулевыми двухкамерными двигателями. Вторая ступень снабжена четырехкамерным маршевым ЖРД РД- 108 (8Д75) 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 под руководством Николая Кривошеина. Система управления инерциальная с радиокоррекцией траектории полета. Система автономного управления разработана в НИИ- 885 под руководством Николая Пилюгина. Система радиоуправления проектировалась в НИИ-885 под руководством Михаила Рязанского. Командные приборы разработаны 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.

Опытное производство ракет велось на Опытном заводе ОКБ-1 в Подлипках. Серийное производство ракет развернуто в 1958 году 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  8 000

Максимальная стартовая масса, т 283

Сухая масса ракеты с головной частью, т  27

Общая масса заправленного топлива ракеты, т.. более 250

Масса головной части, т. 5,4

Мощность ядерного боезаряда, Мт  3 (5).

Длина ракеты, м  31-33

Длина центрального блока ракеты, м 19,2

Длина конической головной части, м  3,5

Максимальный поперечный размер собранного пакета, м  10,3

Тяга маршевого двигателя первой ступени у земли, т  82

Тяга маршевого двигателя первой ступени в пустоте, т  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

Время работы маршевых двигателей боковых блоков (первой ступени), с  120

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

Время работы маршевого двигателя центрального блока (второй ступени), с до 290

Масса маршевого двигателя второй ступени, кг 1 250