GR-1 (8K713)部分轨道轰击系统[FOBS]打算克服美国即将部署的反弹道导弹系统,以保护选择性洲际弹道导弹部署地点免受苏联核打击。GR-1轨道导弹被假定能够在150公里的近地轨道上放置一枚弹头,在其轨道期间制动并在地球表面上瞄准弹头。它的目标精度是沿射程5公里和方位偏差3公里在无限射程。
三级低温液体推进剂导弹发射重量为117吨,一个弹头产量为2.2吨。自从R-9A达到的服务,这是计划GR-1导弹将使用相同的R-9A导弹发射基地。
1961年,科罗列夫的OKB-1开始设计一种既可以作为弹道导弹又可以作为轨道导弹的导弹。GR-1导弹的发展是由部长理事会于1962年9月24日正式授权的。GR-1导弹的进一步发展在1964年停止,优先于轨道R-36导弹(8K69)。
虽然GR-1导弹没有进行飞行测试,但它在红场检阅并接受了美国指定的SS-X-10 SCRAG。它在1965年的一次游行中展出,在那里它被描述为载人飞船发射工具的姐妹。这枚导弹被正确地识别为一种FOBS配置,尽管当时的公开消息来源显然认为在红场游行的FOBS和正在进行飞行测试的FOBS是同一系统。事实上,最初的FOBS飞行测试是由竞争的UR-200导弹进行的,随后的orgital测试是由R-36的一个变种进行的。目前还不清楚美国情报部门何时得知阅兵导弹和试验导弹是两个不同的系统。
规范 |
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DIA |
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北约 |
脖子 |
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两国 |
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服务 |
GR-1 |
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OKB /行业 |
8 k713 |
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设计的局 |
OKB-1(科罗列夫学院) |
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批准 |
9/24/1962 |
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年的研发 |
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工程和测试 |
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第一次飞行测试 |
10/20/64建议飞行1至8次。这些都是美国情报部门在1967年漏掉的。 |
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国际奥委会 |
取消11/19/68 |
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部署日期 |
没有部署 |
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类型的弹头 |
单/轨道 |
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弹头 |
1 |
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收益率 |
2.2 |
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有效载荷 |
2.5 |
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总长度 |
35.305 |
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总长度w/o弹头 |
33.9 |
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导弹直径(米) |
2.85 |
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发射重量(t) |
116 |
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燃料的重量(t) |
1圣116 -38.94, = 77.06 2nd30.76 - -10.24 = 20.52 3.理查德·道金斯7.44 -3.84 = 3.6 总101.18 |
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总干重(t) |
14.82- 2.5载荷质量= 12.32 |
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范围(公里) |
12000/40000 |
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CEP (m)(俄语来源) |
5000/3000 |
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总行政主任(m)(西源) |
数量的阶段 |
3. |
筒长度(米) |
N/A |
筒长度w / o 前米(m) |
N/A |
罐直径(米) |
N/A |
辅助导航系统 |
惯性自治 |
1圣阶段 |
2nd阶段 |
3.rd阶段 |
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长度(米) |
18.0 |
7.7 |
6.4 |
身体直径(米) |
2.85 |
2.7 |
2.35 |
引发体重(t) |
77.06 |
20.52 |
3.6 |
干重(t) |
8.18 |
2.8 |
1.34 |
引擎设计 |
NK-9 (8 d717) |
NK-9V / (NK-19) |
派生的 S1.5400 8 d726 |
设计的局 |
库兹涅佐夫学院,OKB-276 |
库兹涅佐夫学院,OKB-276 |
学会点 Isayev, OKB-2 |
多年的研发 |
1959 - 1965 |
1959 - 1965 |
1962 - 1965 |
推进剂 |
液体 |
液体 |
液体 |
液体燃料 |
RG-1、煤油 |
RG-1、煤油 |
RG-1, 煤油 |
氧化剂 |
氧气 |
氧气 |
氧气 |
燃烧时间(秒)。 |
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海平面/真空(吨) |
4 x 36.5=147/ 4 x 38=152 |
44.645 - 46.1 |
6.87 -8.5 |
比脉冲电平/真空(秒) |
285 - 327 |
330 - 341 |
344 |
基于模式 |
筒仓 |
硬度 |
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发射技术 |
热启动 |
部署的助推器 |
0 |
测试助推器 |
1 - 8 ? |
核弹头部署 |
0 |
部署网站 |
0 |
培训发射器 |
0 |
空间助推器变体 |
是的GR-1 |