Р-7 А. 8К74 [SS-6. Sapwood]

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