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R-7 - ss-6边材

R-7/SS-6“萨普伍德”(Sapwood)是第一枚苏联洲际弹道导弹，在苏联开发和规划用于操作部署，是一种1.5级低温液体推进剂导弹。根据韦斯特公司的估计，它能够将9000磅重的再入飞行器交付到最大操作距离6500纳米，CEP约为2纳米。

R-7导弹成为苏联第一枚洲际弹道导弹。它基于1953年2月13日政府命令中制定的计划，即研制射程为7000-8000公里的两级弹道导弹。最初的设计计划提供了总重量为3吨的头锥加上弹头。然而，1953年10月进行第一次试验后不久，设计就发生了重大变化。鼻锥的总重量增加到可携带3吨热核弹头。为了保持以前的最大射程，有必要彻底重新设计导弹，因为发射重量从170吨增加到280吨。这种两级弹道导弹的研制于1954年5月20日获得批准。

R-7导弹采用独特的平行级划分，包括一个中央支撑和四个捆绑式助推器，所有这些在发射时同时启动。捆绑式助推器构成第一阶段，中心支撑器构成第二阶段。这种串联结构允许在正常大气压下启动和控制所有发动机[阿特拉斯第一代美国洲际弹道导弹采用了类似的原理，同时使用通用推进剂罐用于助推器和维持发动机]。每个阶段都有一个四腔的开循环火箭发动机，使用液氧和煤油。飞行控制是由位于皮带助推器和核心维持器上的游标发动机实现的。位于背带后舱的空气动力鳍也用于飞行控制。

导弹有一个联合指挥结构，包括一个独立自主系统和一个无线电指挥系统。独立自主系统提供了导弹相对于车辆质心和在计划轨迹上的运动的姿态控制。它还控制了第一阶段所有单元的推进剂储罐的同步排水。无线电控制系统进行飞行轨迹修正，并提供了提高交付精度的条件。

8K71导弹的飞行试验于1957年5月15日开始。1957年10月第一颗人造卫星的壮观发射揭示了一种火箭，其推力远远超过美国当时生产的任何火箭。苏联的壮举促使美国重新审查其导弹计划，以缩小火箭助推器的差距。为了保持士气，1958年发射了几颗使用Jupiter和Vanguard助推器的小型美国卫星，但要制造出与俄罗斯人已经开发的发动机相当的发动机，需要相当长的时间。

前六颗测试的R-7（其中两颗被用于改进版本，将前两颗人造卫星送入轨道）的结果导致了鼻锥及其分离模式的改进。在第一次发射中，头锥与弹体分离后发生碰撞，并在重返大气层时被摧毁。1958年3月29日至7月10日期间，成功测试了带有改进型前锥的新设计，1958年11月24日至1959年11月27日期间，进行了16次飞行试验，以确保设计的可靠性。1959年12月试验完成后，第一批发射综合体进入戒备状态，1960年1月20日开始部署R-7导弹。。

在R-7导弹的测试阶段，1958年7月2日，发布了一项部长法令，以R-7设计为基础发展一种改进的洲际弹道导弹。新的R-7A (8K74)包括现代化的轻型弹头，更强大的发动机和增加的推进剂体积。因此，最大射程从8000公里增加到12000公里。一种新发展的陀螺仪惯性导航系统，取代先前的无线电指挥控制系统，提高导弹的精度。这种改型的飞行试验从1959年12月到1960年7月进行。1960年1月，远程导弹第一次成功地进行了试验，成功地将头锥送入太平洋。发射了8枚导弹，其中7枚成功。在1960年早期，er - 7a导弹处于主动警戒状态。

8K71和8K74导弹在拜科努尔发射场和阿尔汉格尔斯克地区（后来称为普列谢茨克）的“安加拉”试验设施处于戒备状态。它们部署在五个地点，共有六个发射设施。SS-6洲际弹道导弹系统在苏联西北部固定软场地的部署有限。正常准备状态下的系统反应时间约为10小时。由于使用低温氧化剂，最大警报条件下（反应时间为5至10分钟）的允许保持时间约为1小时。到1968年年中，SS-6洲际弹道导弹已从作战库存中逐步淘汰。SS-6的使用现在仅限于空间应用。

规格

迪亚

SS-6

SS-6

北大西洋公约组织

边材

边材

双边的

服务

R-7

R-7A，R-7M

OKB /行业

8K71

8 k74/8k710

设计

局

OKB-1(学院S. P. Korolev)，

nii - 88

OKB-1(学院S. P. Korolev)，

nii - 88

批准

5/20/1954

7/2/1958

年的研发

1954 -1959

1954 -1959

工程和测试

1957 - 59

1959 - 60

首次飞行试验

5/15/57

12/23/59

国际奥委会

1960

1960

部署日期

1/20/1960

9/12/1960

类型的弹头

单

单

弹头

1.

1.

产量(吨)

3-5

3-5

有效载荷（t）

5.3 - -5.5

3.0 -3.7或2.2

全长（米）

34.22 - 33 - 31.07

31.070

无弹头总长度(m)

28

28

导弹直径（m）

2.95核心维持者总数=10.3

2.95核心维持者总数=10.3

发射重量(t)

合计= 280 -283

274.5总计=276

燃料重量（吨）

总= 253

总= 250

射程（公里）

8,000-8,500-8,800

9000-9500或12000-14000

(俄罗斯来源)

2500 -5000

5，000

西方资源

3700年

3000 -3700

阶段数

2.

碳罐长度（m）

N/A

碳罐长度（不带）

前米(m)

N/A

碳罐直径（m）

N/A

辅助导航系统

自主惯性加上无线电控制

1.圣阶段

2.nd阶段

四个捆绑式助推器

支撑的核心

长度(米)

19.2

28.0

身体直径(米)

2.68锥形筒

2.15-2.95锤头形状

燃油重量（t）

4 x 42.5 = 170.0

4 x 39.2 = 156.8

1.圣．30.08 + 2nd．79.92=110总-5.5弹头=104.5或5.5 +核心93.355 +11.145=110-5.5=104.5或95.400 +有效载荷质量

干重(t)

~22-24.5总重量+有效载荷质量或3.784 x 4=15.1360

~22总+有效负载质量或6.525+有效负载质量

引擎设计

四架RD-107（8D74）

RD-108（8D75）

设计局

学院V. P. Glushko OKB-456

学院V. P. Glushko OKB-456

年的研发

1954-1957

1954-57

推进剂

液体

液体

燃料

煤油,(t - 1)

煤油,(t - 1)

氧化剂

液态氧

液态氧

燃烧时间（秒）

120-118 + 10开始

开始时间310 - 320 + 10

游标推力海平面/真空（吨）

8 x ~ 3.9 = 31.2 Vac。总计

4 x~3.9=15.6伏交流电。全部的

主发动机推力海平面/真空（吨）

4 x 83.77=334.8/4 x 99-102=408

1 x 75.90/90-93-94.1-96伏交流电。

总推力发射

(吨)

403.4/9 - 410.7

1.圣．关闭推力497

特定的脉冲(sec)。

257 - 259 / 305 - 308

248 / 305-309-315-316

基地模式

地面

发射方式

热启动

部署的助推器

0

测试助推器

部署的弹头

0

部署网站

5个发射台-3个普列谢茨克，2个拜科努尔

培训发射器

空间助推器变体

是的

SL-1 / A,人造卫星

沃斯托克卢尼克SL-3、A-1

SL-4 / a,联盟号

SL-6 / A-2-e Molniya

SL-4/A-2/Soyuz-2

历史回顾-西方估计
首次系统飞行试验 1958年1月30日
作战训练飞行开始 1959年10月
初始作战能力 1960年初
部署的导弹加装了9000磅重的再入飞行器 1960 - 1961年初
达到最大作战部署(四枚导弹) 1962
最后一次导弹试射 1966
逐步淘汰完成 1968

源和资源


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更新于2000年7月29日星期六上午10:17:36