В 1949-м были организованы новые статические и динамические испытания ракет Р-1. С учетом их результатов было решено изменить существующий проект для повышения некоторых характеристик.
Для второй серии ракет в целях повышения её надёжности, пришлось практически заново создать наземную кабельную сеть и внести много изменений в бортовые приборы системы управления. Вторая серия ракет оснащалась вновь созданной телеметрической ТМ - системой «Дон» разработки НИИ-885 (Е.Я. Богуславский).
Для второго этапа лётных испытаний (сентябрь - октябрь 1949 года, Капустин Яр) было подготовлено 20 ракет, из них 10 пристрелочных и 10 зачётных. В ходе испытаний из 20 ракет 17 выполнили свою задачу. Потребовались дополнительные экспериментальные работы, чтобы обеспечить безаварийные пуски ракеты Р-1.
10 сентября 1949 года на полигоне Капустин Яр произведен пуск ракеты Р-1. Пуск проводился в рамках второй серии совместных заводских испытаний. Ракета собрана на Заводе артиллерийских вооружений №88 (опытное производство НИИ-88, Калининград, Московская область). Заводской номер ракеты - №1. Обозначение пуска II-1. Ракета оснащена отечественной телеметрической системой «Дон».
Прицельная дальность ракеты по заданию составила 270 км. Тактико-техническими требованиями предполагалось попадание ракеты в прямоугольник размером 16 на 8 км. Ракета достигла запланированной дальности. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности плюс 1,36 км по направлению и вправо 6,89 км. Ракета не попала в заданный прямоугольник.
11 сентября 1949 года пуск Р-1. Заводской номер ракеты - №2. Обозначение пуска II-2. Ракета достигла запланированной дальности. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности плюс 7,89 км по направлению влево 6,75 км. Ракета не попала в заданный прямоугольник.
13 сентября пуск Р-1 №11. Обозначение пуска II-11. Ракета достигла запланированной дальности. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности минус 0,35 км по направлению влево 4,93 км. Ракета не попала в заданный прямоугольник.
14 сентября пуск Р-1 №4. Обозначение пуска II-4. Ракета достигла запланированной дальности. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности минус 1,62 км по направлению влево 7,02 км. Ракета не попала в заданный прямоугольник.
17 сентября пуск Р-1 №8. Обозначение пуска II-8. Ракета достигла запланированной дальности. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности минус 13,9 км по направлению вправо 1,17 км. Ракета не попала в заданный прямоугольник.
19 сентября пуск Р-1 №5. Обозначение пуска II-5. Ракета достигла запланированной дальности. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности минус 2,57 км по направлению вправо 1,07 км. Ракета попала в заданный прямоугольник.
20 сентября пуск Р-1 №9. Обозначение пуска II-9. Пуск завершился неудачей. Ракета упала у стартового стола.
23 сентября пуск Р-1 № 15. Обозначение пуска II-15. Пуск завершился неудачей.
28 сентября пуск Р-1 №10. Обозначение пуска II-10. Ракета достигла запланированной дальности. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности плюс 1,11 км по направленю вправо 4,97 км. Ракета не попала в заданный прямоугольник.
3 октября пуск Р-1 №14. Обозначение пуска II-14. Ракета достигла запланированной дальности. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности минус 3,12 км по направлению вправо 2,87 км. Ракета попала в заданный прямоугольник.
8 октября пуск Р-1 №16. Обозначение пуска II-16. Ракета достигла запланированной дальности. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности плюс 1,13 км по направлению вправо 3,06 км. Ракета попала в заданный прямоугольник.
10 октября пуск Р-1 №12. Обозначение пуска II-12. Ракета достигла запланированной дальности. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности минус 0,42 км по направлению вправо 0,5 км. Ракета попала в заданный прямоугольник.
12 октября пуск Р-1 №7. Обозначение пуска II-7. Ракета достигла запланированной дальности. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности минус 1,16 км по направлению вправо 5,42 км. Ракета не попала в заданный прямоугольник.
13 октября пуски двух ракет Р-1 №17, обозначение пуска II-17 и № 13, обозначение пуска II-13.
Обе достигли запланированной дальности. Отклонение первой - плюс 2,67 км по направлению вправо 5,15 км. Ракета не попала в заданный прямоугольник.
Отклонение второй плюс 0,04 км по направлению вправо 1,05 км. Ракета попала в заданный прямоугольник.
14 октября пуск Р-1 №18. Пуск завершился неудачей. Разрыв кислородного бака при заправке.
15 октября пуск Р-1 №19. Обозначение пуска II-19. Ракета достигла запланированной дальности. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности плюс 4,67 км по направлению вправо 0,04 км. Ракета попала в заданный прямоугольник.
18 октября пуск Р-1 №23. Обозначение пуска II-23. Прицельная дальность ракеты по заданию составила 155,5 км. Ракета достигла запланированной дальности. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности плюс 3,28 км по направлению вправо 2,28 км. Ракета попала в заданный прямоугольник.
19 октября пуск Р-1 №22. Обозначение пуска II-22. Прицельная дальность ракеты по заданию составила 270 км. Ракета достигла запланированной дальности. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности минус 36,5 км по направлению вправо 13,3 км. Ракета не попала в заданный прямоугольник.
22 октября пуск Р-1 №20. Обозначение пуска II-20. Ракета достигла запланированной дальности. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности минус 2,87 км по направлению влево 3,14 км. Ракета попала в заданный прямоугольник.
23 октября 1949 года пуск Р-1 №3. Обозначение пуска II-3. Ракета достигла запланированной дальности. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности минус 3,19 км по направлению влево 3,18 км. Ракета попала в заданный прямоугольник.
В 1950-м пуски не производились
После всех проведенных испытаний постановлением Совета Министров СССР от 25 ноября 1950-го ракета Р-1 была принята на вооружение Советской Армии с комплексом наземного оборудования (войсковой индекс 8А11, классификация НАТО - SS-1 "Scunner", присвоен 25 ноября 1951 года), а в 1952-м запущена в производство небольшой серией на заводе №88. С июня 1952-го начался серийный выпуск ракеты Р-1 на заводе №586 (директор завода Л.В.Смирнов) в г. Днепропетровске.
Серийные ракеты первой партии попали на полигон примерно через год после запуска производства. К этому времени было решено, что Р-1 поступят на вооружение ракетных бригад особого назначения РВГК.
Задачей девяти новых БОН РВГК являлось развертывание ракетных комплексов на позициях и поражение стационарных объектов противника, имеющих оперативное или стратегическое значение. Предполагалось, что бригада сможет осуществлять до 32-36 запусков в сутки. Каждый из трех ее дивизионов мог ежесуточно отправлять к целям до 10-12 ракет. В условиях мирного времени бригады особого назначения регулярно участвовали в учениях и использовали свое вооружение на полигонах.
Серийное производство ракет Р-1 и компонентов ракетного комплекса продолжалось до 1955-го. Вскоре после этого начался процесс замены устаревающего оружия новыми образцами. БОН РВГК списывали ракеты Р-1 и получали вместо них более совершенные Р-2. Последние ракеты «Победа», насколько известно, были запущены на полигонах в 1957-м. С момента начала испытаний и до завершения эксплуатации было проведено 79 запусков ракет. Также состоялось почти 300 тестовых запусков двигателей. К началу шестидесятых годов армия лишилась последних ракет Р-1 и освоила новые ракетные комплексы.
Ракета Р-1А — первая из модификаций ракеты Р-1 — была специально разработана для проверки в натурных условиях ряда новых узлов, а главным образом для отработки механизма отделения в конце активного участка траектории головной части, что предполагалось использовать в конструктивной схеме ракеты Р-2.
В связи с тем что многие организации заинтересовались возможностью использования новой ракеты для своих целей, программа экспериментов вышла далеко за рамки первоначального замысла.
Для проведения работ было выделено 8 трофейных ракет А-4, которые полностью перебрали и произвели необходимые замены, в частности установили хвостовые отсеки собственной конструкции, а также механизм для отделения головной части.
Непосредственная подготовка ракеты Р-1А к летным испытаниям началась в январе 1949 г. на временной испытательной площадке НИИ-88 в близлежащем лесу и закончилась 11 февраля. Летные испытания ракеты проводились на полигоне Капустин Яр и закончились 28 мая с положительными итогами.
Основной этап эксперимента по отработке механизма отделения головной части проводился при пусках по баллистическим траекториям, был обеспечен специальными гироскопическими приборами и сопровождался телеметрическими измерениями. Чтобы гарантировать получение информации, было предусмотрено использование радиолокаторов с активным сопровождением. Для этого на корпусе ракеты устанавливался специальный передатчик. После отделения головной части сигнал передавался телеметрической системой ФИАР.
В случае положительных результатов при полетах по баллистическим траекториям планировались вертикальные пуски двух ракет с оптическими визуальными средствами наблюдения за поведением головной части на пассивном участке. Эти же ракеты предполагалось использовать для исследования верхних слоев атмосферы с помощью прибора ФИАР-1. Прибор помещался в специальный контейнер в виде цилиндра, соединенного со спасательным устройством типа "летающая бомба". Контейнер закладывался в мортиру, установленную на хвостовом отсеке, и на заданной высоте выбрасывался с помощью сжатого воздуха. Через 4 секунды начинался забор проб атмосферы. Для облегчения поисков после приземления контейнер снабжался радиопередатчиком. На каждой из двух ракет, предназначенных для вертикальных пусков, устанавливались по две мортиры и по два прибора ФИАР-1.
На ракете Р-1А также предусматривалось исследование влияния газовой струи двигателя на прохождение радиоволн. Эти эксперименты имели непосредственное отношение к разработке систем радиоуправления для ракет Р-2 и Р-3. Предполагалось настраивать двигатель на меньшую тягу, чтобы отношение начального веса к тяге примерно равнялось принятому для ракеты Р-2.
Первые две установки с приборами ФИАР-1 были подняты 24 мая. Из-за неисправности парашютной системы контейнеры при приземлении разрушились. Второй подобный эксперимент после доработки парашютной системы дал положительные результаты, которые позволили сделать вывод о возможности и целесообразности расширения масштабов геофизических экспериментов при вертикальных пусках ракет и послужили основанием для принятия соответствующих решений.
Стартовая масса - 13910 кг
Двигатель - ЖРД РД-100
Тяга двигателя у Земли - 27 тс
Удельный импульс у Земли - 204 с
Время работы - 65 с
Компоненты топлива - 75 % этиловый спирт-жидкий кислород
Масса топлива - 9440 кг
Масса полезного груза - 800 кг
Длина (полная) - 14960 мм
Диаметр корпуса - 1650 мм
Размах стабилизаторов - 3564 мм
Характеристическая скорость - 1700 м/с
Высота подъёма - 100 км
Эта же ракета как бы отделённая от военных, именовалась В-1А (В - вертикальная)
7 мая 1949-го на полигоне Капустин Яр произведен пуск Р-1А.
Ракета собрана на Заводе артиллерийских вооружений №88 (опытное производство НИИ-88, Калининград, Московская область). Ракета оснащена телеметрической системой Физического института Академии наук СССР (ФИАН) и радиомаяком.
Испытание разделяемой боеголовки. Расчетная дальность полёта отделяющейся головной части ракеты 210 км. Пуск по баллистической траектории. Фактическая дальность полёта головной части 200 км.
Проводилось радиолокационное наблюдение за корпусом и отделяющейся головной частью, при этом проверялись условия радиосвязи с ракетой, исследовалось прохождение радиоволн через высокие слои атмосферы и через газовую струю реактивного двигателя ракеты.
Для радиолокационного наблюдения применялись три радиолокационные станции тира scr-584 и пять станций scr-268.
Осуществлялась съемка на пленку с помощью специально приспособленных для этой цели телескопов по программе, разработанной НИИ-88 совместно с Государственным оптическим институтом министерства вооружения.
10 мая 1949-го - второй пуск. Фактическая дальность полёта головной части 279,6 км. Всё остальное - как в пуске-1
15 мая 1949-го - третий пуск. Фактическая дальность полёта головной части 210 км. Всё остальное - как в пуске-1
16 мая 1949-го - четвёртый пуск. Фактическая дальность полёта головной части 320 км. Всё остальное - как в пуске-1
24 мая 1949-го - пятый пуск. Испытание разделяемой боеголовки и отбор проб состава верхних слоев атмосферы с помощью прибора ФИАР-1. Расчетная дальность полёта отделяющейся головной части ракеты 22 км. Вертикальный пуск. Фактическая дальность полёта головной части 32,9 км. Высота полёта составила около 100 км. Парашюты открылись сразу и при входе в отмосферу были изорваны, контейнеры с образцами атмосферы разбились.
28 мая 1949-го - шестой пуск. Испытание разделяемой боеголовки и отбор проб состава верхних слоев атмосферы с помощью прибора ФИАР-1. Расчетная дальность полёта отделяющейся головной части ракеты 22 км. Вертикальный пуск. Фактическая дальность полёта головной части 31,9 км. Высота полёта составила около 102 км. Два контейнера по 85 кг с образцами атмосферы были значительно повреждены и частично востановлены.
Ракета Р-2Э
Опытно-экспериментальная одноступенчатая жидкостная ракета.
«Фау-2» была запущена немцами в серийное производство в явно недоработанном виде. В ней имелось немало скрытых, неиспользованных резервов. Немцам не хватало времени, они создавали совершенно небывалое и вынуждены были закладывать в разработку избыточные запасы.
В частности, это касалось двигателя, тягу которого можно было увеличить почти в 1,5 раза (с 27 до 37 т) путем форсирования по давлению с 16,2 до 21,6 кг/см2, что потребовало поднять мощность турбонасосмного агрегата с 470 до 1066 л.с. Даже с учетом больших затрат на преодоление аэродинамического сопротивления конечная скорость увеличивалась на 10-15%, а дальность - почти на треть. Более глубокая проработка показала и возможность увеличения удельного импульса двигателя на 10% за счет повышения концентрации спирта с 75% до предельных 92%.
Другое направление совершенствования было связано с облегчением конструкции, прежде всего с переходом на несущую схему баков с изготовлением их из алюминия.
По предварительным прикидкам, сделанным еще в Германии, совокупная реализация этих мероприятий обеспечивала как минимум двукратное увеличение дальности при неизменных габаритах и стартовом весе ракеты. В качестве резервного был также рассмотрен утяжеленный вариант ракеты с удлиненной на 1,9 м цилиндрической частью. Далее за работу в конструкторском бюро в Подлипках взялась группа инженеров во главе с Константином Давыдовичем Бушуевым.
Создание ракеты, получившей наименование Р-2 (изделие 8Ж38), предусматривалось осуществить в два этапа. На первом из них предполагалось усовершенствовать двигатель и немного увеличить емкость топливных баков ракеты, а на втором - реализовать новшества в полном объеме.
При защите эскизного проекта Р-2 на техническом совете НИИ-88, состоявшемся в апреле 1947 г. в присутствии Д.Ф. Устинова, были высказаны сомнения в реализуемости ряда основных технических решений. Больше всего опасений вызвал несущий бак жидкого кислорода. Вместе с двойной стенкой исключался и слой теплоизоляции - стекловаты. Высказывались предположения о недопустимо высоких потерях окислителя в ходе заправки и предстартовой подготовки. Попытка решить вопрос, введя предстартовую подпитку кислородом, встретила сопротивление военных. Ради снижения степени технического риска пришлось отказаться от несущего бака жидкого кислорода, вернувшись к подвесной конструкции, аналогичной «Фау-2».
Первоначально считалось, что такая компромиссная схема найдет место только на экспериментальном образце ракеты - Р-2Э. Но она сохранилась и на серийных изделиях после того, как ракеты с подвесным баком в ходе летных испытаний обеспечили достижение заданной дальности.
При конструировании отделяемой головной части возник целый ряд проблем, которые требовали проведения натурных экспериментов. Для этого на базе ракеты Р-1 была создана экспериментальная ракета Р-1А. Полученные при испытании этой ракеты данные позволили развернуть по ракете Р-2Э полномасштабные работы.
Корпус ракеты сделали из алюминиевых сплавов. Он был всего на 350 кг больше, чем у ракеты Р-1, при двойной разнице в дальности.
В связи с увеличением дальности полета ракету оснастили системой аварийного отключения двигателя, поскольку, потеряв управление, она могла оказаться за пределами полигона.
Разработали новую телеметрическую систему "Дон". Она имела 12 непрерывных и 12 дискретных каналов. В дополнение к этой системе предусматривались система дистанциометрии, которая использовалась как источник для локаторов, и система измерения скорости ракеты.
Совершенствовалось и наземное оборудование, всё, вместе взятое, стало называться ракетным комплексом. При испытаниях ракеты Р-2Э намечалось определение нового метода заправки путем вытеснения кислорода сжатым воздухом.
Основные характеристики ракеты Р-2Э:
Дальность - 576 км
Точность попадания при стрельбе на максимальную дальность по дальности - 30 км
Точность попадания при стрельбе на максимальную дальность по боку - 20 км
Скорость в момент выключения двигателя - 2120 м/с
Длина ракеты - 16,95 м
Наибольший диаметр - 1,65 м
Вес отделяющейся головки - 1350 кг
Доводочные испытания ракеты Р-2Э были проведены на временной площадке в лесу вблизи ст. Подлипки (Московская область) с 23 по 31 июля 1949 г. (программа испытаний предусматривала практически все предстартовые операции, вплоть до запуска двигателя на предварительную ступень).
Лётные испытания ракеты Р-2Э были проведены в сентябре — октябре 1949 года на полигоне Капустин Яр. Из 5 пусков 2 были аварийными.
25 сентября 1949 года в 11:16 GMT (14:16 по местному времени) на полигоне Капустин Яр произведен пуск советской опытно-экспериментальной ракеты Р-2Э. Пуск проводился в рамках заводских испытаний. Ракета собрана на Заводе артиллерийских вооружений №88 (опытное производство НИИ-88, Калининград, Московская область). Хронологический номер пуска 1. Ракета оснащена телеметрической системой «Дон» и радиомаяком.
Успешный пуск. Испытание разделяемой боеголовки. Расчетная дальность полёта отделяющейся головной части ракеты 553,7 км. Пуск по баллистической траектории. Фактическая дальность полёта головной части 541,3 км. Отклонение места падения головной части ракеты от точки прицеливания составили по дальности минус 12,4 км, по направлению вправо 0,2 км.
(далее параметры прежние)
30 сентября пуск Р-2Э. Фактическая дальность полёта головной части 562,2 км. Отклонение места падения головной части ракеты от точки прицеливания составили по дальности плюс 8,5 км, по направлению влево 9,3 км.
2 октября пуск Р-2Э. Пуск завершился аварией. Фактическая дальность полёта головной части 324,1 км. Отклонение места падения головной части ракеты от точки прицеливания составили по дальности минус 129,6 км, по направлению влево 11,4 км.
8 октября пуск Р-2Э. Успешный пуск. Фактическая дальность полёта головной части 569,8 км. Отклонение места падения ракеты от точки прицеливания составили по дальности плюс 16,1 км по направлению вправо 0,8 км. Воздушный разрыв головной части.
11 октября пуск Р-2Э. Пуск завершился аварией. Пожар в хвостовом отсеке. ракета упала в 9 км от старта.
Ракета Р-2 создана на базе отечественных ракет, баллистической ракеты дальнего действия Р-1 и опытно-экспериментальных ракет Р-1А и Р-2Э коллективом НИИ-88 под руководством Сергея Павловича Королёва. Ведущий конструктор - Михаил Янгель. Начало разработки ракеты - 1946 год. В процессе предварительного проектирования разработано 5 вариантов проекта. К концу 1947 года подготовлен второй вариант проекта - Р-2Э - с несущим баком горючего и со стабилизаторами. По результатам испытаний Р-2Э было принято решение о доработке и выпуске двух серий ракет Р-2 (по 15 шт в серии) для продолжения испытаний, доработок системы управления и достижения заданной точности.
Но при этом потребовалось скомпенсировать утяжеление конструкции, и разработчики пошли на увеличение запаса топлива на 70% - с 9,4 до 15,84 т. Длина ракеты выросла с 14,275 до 17,65 м, стартовый вес - с 13,43 до 20,3 т. Вскоре выявилась и еще одна проблема, грозящая перечеркнуть все новации в конструктивной схеме Р-2, - стендовая отработка показала недостаточную прочность нового алюминиевого несущего бака горючего при больших нагрузках и интенсивном нагреве на участке входа в атмосферу при подходе к цели. Проектная проработка дала неутешительный результат: в случае возвращения к тяжелой подвесной схеме для обоих топливных баков даже удлиненная ракета не достигла бы заявленной дальности. Не от хорошей жизни, а перед угрозой основательного недобора требуемой дальности конструкторы пошли на схему с отделением головной части от ракеты в полете. Но вместе с корпусом ракеты терялась и значительная часть поражающего эффекта. «Фау-2» даже без головной части и топлива весила 3,5 т. Вся эта масса обрушивалась на цель со скоростью, вдвое превышающей звуковую. Да и топливо расходовалось не полностью и взрывалось вместе с наполнением боевой части, повышая эффект взрыва в 1,2-2 раза. Все эти факторы и создавали впечатляющий поражающий эффект.
Испытания первой серии ракет Р-2 проходили на полигоне Капустин Яр. Произведено 12 пусков, все запуски неудачные (5 пусков закончились авариями на активном участке траектории из-за отказов системы управления и двигательной установки, негерметичности трубопроводов, 7 пусков - разрушение боевой части из-за перегрева на участке спуска).
Система управления - инерциальная. Управляющие элементы - аэродинамические рули и газоструйные графитовые рули. Приборный отсек расположен в нижней части корпуса. Приборный отсек выполнен герметичным.
Кроме инерциального управления добавлена система боковой радиокоррекции БРК-1. Для ракеты использована телеметрическая система Дон с 12 непрерывными и 12 дискретными каналами передачи данных, система измерения скорости ракеты и система измерения дистанции с источниками сигналов для наземных радио-локационных станций.
Силовая установка ракеты Р-2 представлена ЖРД РД-101/8Д52 с тягой 36700-37000 кг у земли и 41200-41300 кг в пустоте. Двигатель создан на базе двигателя РД-100 ракеты Р-1.
На ракетах Р-2 первых опытных серий (после испытаний Р-2Э) введена система двухступенчатой остановки ЖРД, что позволяло снизить влияние импульса последствия при выключении двигателя. Подача топлива в камеру сгорания осуществлялась с помощью ТНА, работающего на перекиси водорода.
Топливом для ЖРД служит 92% этиловый спирт, окислителем - жидкий кислород. Вспомогательное топливо ТНА - 80%-ный раствор перекиси водорода, жидкий катализатор не использовался (заменен твердым). Перекись водорода хранилась в торообразном баллоне. Масса двигателя - 930 кг. Удельный импульс - 210-214 с у земли и 242 с в пустоте. Время работы двигателя - 85 секунд.
3. Основные тактико-технические характеристики серийной ракеты Р-2
Длина . . . . . . . . . 17,5 м
Диаметр корпуса . . . . 1,65 м
Размах стабилизаторов . 3,56 м
Масса стартовая . . . . 20416 кг
Масса конструкции . . . 4528 кг
Масса топлива и др.компонентов . 15548 кг
Масса окислителя . . . 9105 кг
Масса горючего . . . . 6443 кг
Масса боевой части . . 1500 кг
Масса взрывчатого вещества . 1008 кг
Дальность действия . . 590-600 км
Круговое вероятное отклонение (КВО) . 1250 м
Отклонение по дальности макс. . +- 5 км
Отклонение по курсу макс. . . . +- 4 км
Время подготовки ракеты к старту — 6 часов, а время нахождения ракеты в заправленном состоянии ограничивалось 15-ю минутами, после чего топливо надо было либо сливать, либо запускать ракету.
21 октября 1950 года на полигоне Капустин Яр произведен пуск Р-2. Пуск проводился в рамках первого этапа экспериментально-доводочных испытаний ракеты Р-2 и наземного оборудования.
Ракета собрана на Заводе артиллерийских вооружений №88 (опытное производство НИИ-88, Калининград, Московская область).
Пуск завершился неудачей. Прицельная дальность полета головной части ракеты по заданию была 553,7 км. Авария на активном участке траектории. Отклонение от места падения головной части от точки прицеливания составили по дальности минус 208,9 км по направлению вправо 29,6 км.
26 октября пуск Р-2. Пуск завершился неудачей. Головная часть ракеты достигла запланированной дальности, однако, из-за перегрева произошло разрушение боевой части. Отклонение от места падения головной части от точки прицеливания составили по дальности плюс 2,2 км по направлению вправо 1,05 км.
27 октября пуск Р-2. Пуск завершился неудачей. Головная часть ракеты достигла запланированной дальности, однако из-за перегрева произошло рарушение боевой части. Отклонение от места падения головной части от точки прицеливания составили по дальности минус 1,0 км по направлению вправо 4,4 км. Разрушение стабилизационной юбки головной части.
30 октября пуск Р-2. Пуск завершился неудачей. Головная часть ракеты достигла запланированной дальности, однако из-за перегрева произошло рарушение боевой части.Отклонение от места падения головной части от точки прицеливания составили по дальности минус 0,7 км по направлению вправо 6,7 км. Разрушение стабилизационной юбки головной части.
Разрушение стабилизационной юбки головной части.
8 ноября пуск Р-2. Пуск завершился неудачей. Авария на активном участке траектории. Отклонение от места падения головной части от точки прицеливания составили по дальности минус 396,2 км по направлению влево 36,64 км.
14 ноября пуск Р-2. Пуск завершился неудачей. Головная часть ракеты достигла запланированной дальности, однако из-за перегрева произошло рарушение боевой части. Отклонение от места падения головной части от точки прицеливания составили по дальности плюс 10 км по направлению 0 км. Разрушение стабилизационной юбки головной части.
18 ноября пуск Р-2. Пуск завершился неудачей. Авария на активном участке траектории. Отклонение от места падения головной части от точки прицеливания составили по дальности минус 201,6 км по направлению вправо 34,3 км.
26 ноября пуск Р-2. Пуск завершился неудачей. Ракета взорвалась в воздухе сразу после старта.
11 декабря пуск Р-2. Пуск завершился неудачей. Головная часть ракеты достигла запланированной дальности, однако из-за перегрева произошло рарушение боевой части. Отклонение от места падения головной части от точки прицеливания составили по дальности плюс 3,0 км по направлению вправо 0,67 км. Разрушение стабилизационной юбки головной части.
12 декабря пуск Р-2. Пуск завершился неудачей. Головная часть ракеты достигла запланированной дальности, однако из-за перегрева произошло рарушение боевой части.. Отклонение от места падения головной части от точки прицеливания составили по дальности плюс 0,2 км по направлению влево 1,6 км.
года
16 декабря пуск Р-2. Пуск завершился неудачей. Головная часть ракеты достигла запланированной дальности, однако из-за перегрева произошло рарушение боевой части. Отклонение от места падения головной части от точки прицеливания составили по дальности минус 0,6 км по направлению влево 0,8 км. Разрушение стабилизационной юбки головной части.
20 декабря пуск Р-2. Пуск завершился неудачей. Ракета взорвалась в воздухе сразу после старта.