Oto taki ciekawy, wręcz mobilny kompleks. Zgadzam się, jest w tym coś niezwykłego!
Co to jest …
RT-20 (RT-20P) (indeks GRAU - 8K99, według klasyfikacji Ministerstwa Obrony USA i NATO - SS-X-15 Scrooge (rosyjski Skryag)) to radziecki międzykontynentalny pocisk balistyczny będący częścią naziemnego mobilnego systemu rakietowego 15P699. Pierwsza mobilna międzykontynentalna rakieta międzykontynentalna opracowana w ZSRR. Nie został przyjęty do służby. System sterowania został opracowany przez Charków NPO Elektropribor.
Głowice są monoblokowe, termojądrowe. „Lekka” część głowy miała korpus wykonany w postaci zestawu trzech ściętych stożków o kulistym stępieniu. Aby zmniejszyć opór aerodynamiczny, na „lekkiej” części głowicy zainstalowano stożkową owiewkę, która została zrzucona podczas pracy silnika drugiego stopnia, gdy rakieta dotarła do rozrzedzonych warstw atmosfery. Głowę przymocowano do górnej ramy dokującej przedziału instrumentów za pomocą trzech wybuchowych śrub. Do oddzielenia głowicy od drugiego stopnia rakiety użyto trzech silników o biegu wstecznym. [4]
Przedział instrumentalny w przypadku zastosowania „lekkiej” głowicy ma kształt ściętego stożka, „ciężka” głowica ma kształt cylindryczny. W przedziale przyrządów znajduje się większość przyrządów systemu kontroli rakiet. System sterowania rakietami 8K99 jest bezwładnościowy, autonomiczny z żyroskopami z zawieszeniem pneumatycznym (waga SU-250 kg) i szybkim komputerem cyfrowym. Komunikacja wyposażenia pokładowego z wyrzutnią odbywa się za pomocą dwóch bloków łączników, z których jeden znajduje się na bocznej powierzchni korpusu przedziału instrumentalnego, a drugi na kontenerze.
Zanim pocisk opuści kontener, blok łączący kontenera jest rozdzielany za pomocą wybuchowych śrub i sprężyn odpychających. Po wyjściu pocisku z kontenera blok złącza pocisku jest podobnie rozdzielany. Część bloku pozostająca na rakiecie jest zamykana pokrywą. Przedział przyrządów jest przykręcony do górnej ramy końcowej komory paliwowej.
Film promocyjny:
Komora paliwowa to pojemnik podzielony pośrednim dnem na dwie komory: górną na utleniacz i dolną na paliwo. Jako utleniacz jako paliwo stosuje się czterotlenek azotu - asymetryczną dimetylohydrazynę (UDMH) Silnik rakietowy na paliwo ciekłe 15D12 drugiego stopnia jest przymocowany do dolnej ramy komory paliwowej za pomocą ramy prętowej.
Drugi stopień jest kontrolowany pod kątem nachylenia i odchylenia przez wdmuchiwanie turbogazu do części nadkrytycznej dyszy silnika. Do kontroli przechyłu stosuje się dwie pary zamontowanych stycznie dysz sterujących, również wykorzystujących turbogaz.
Oddzielenie stopni jest „gorące”, tj. groty wybuchowe są wyzwalane po uruchomieniu układu napędowego drugiego stopnia. W powłoce przedziału przejściowego znajdują się okna zapewniające ulatnianie się gazów w początkowej fazie procesu separacji. Zderzenie obudowy przedziału przejściowego z silnikiem drugiego stopnia podczas separacji zostało wykluczone przez specjalnie przyjęte środki konstrukcyjne.
Przedział przejściowy jest przykręcony do silnika na paliwo stałe pierwszego stopnia. Na przednim dnie silnika pierwszego stopnia znajduje się prochowy silnik rakietowy ostatniego stopnia, który jest uruchamiany po wypaleniu się paliwa w silniku pierwszego stopnia i kończy pracę po zerwaniu połączeń między stopniami rakiety. Dysza silnika ostatniego stopnia wychodzi do głównej wnęki silnika.
Tylna komora jest przymocowana do dolnej ramy końcowej silnika pierwszego stopnia, co chroni dysze silnika i przekładnię kierowniczą przed wpływem strumienia powietrza i strumieni gazu. Organami wykonawczymi pierwszego stopnia układu sterowania są cztery obrotowe dysze silnika na paliwo stałe. Wzdłuż kadłubów obu stopni rakietowych na zewnątrz układana jest pokładowa sieć kablowa i zabezpieczana wspornikami, po przeciwnej stronie wzdłuż kadłuba drugiego stopnia układane są rurociągi układu pneumohydraulicznego.
Rakieta jest przymocowana do stóp wsporczych kontenera za pomocą ośmiu śrub wybuchowych zamontowanych na dolnej ramie silnika pierwszego stopnia. Ruch promieniowy pocisku i pojemnika utrudniają cztery pierścienie nośne.
Rakieta wystrzeliwuje z pionowo ustawionego pojemnika. Pojemnik startowy jest termostatowany. Przed startem pocisk jest wycelowany azymutalnie, co polega na wyrównaniu osi X platformy stabilizowanej żyroskopowo z samolotem strzelającym. Zgrubne wyrównanie osi X z płaszczyzną ognia (± 10 °) odbywa się poprzez obrócenie wyrzutni, do dokładnego wyrównania - poprzez obrócenie stabilizowanej żyroskopowo platformy. Wprowadzanie zadania lotniczego do systemu sterowania jest zdalne.
Na komendę „Start” rozpoczynają się operacje poprzedzające start rakiety: sprawdzenie systemów pokładowych, przełączenie rakiety na zasilanie pokładowe itp. Po około 3 minutach po wydaniu komendy „Start” następuje detonacja wysuniętego ładunku kształtowego osłony TPK, uruchamiany jest silnik proszkowy do zdejmowania osłony, który jest oddzielany od zasobnika. Po rozdzieleniu bloku przyłączeniowego kontenera i zerwaniu śrub rakiety do TPK, odpalany jest prochowy akumulator ciśnienia znajdujący się w kontenerze, a gdy ciśnienie osiągnie 6x105N / m2 w objętości podrakiety, rakieta zaczyna się poruszać.
Kształt ładunku prochowego akumulatora ciśnieniowego dobiera się w taki sposób, aby zadane ciśnienie w objętości podrakiety było utrzymywane na stałym poziomie podczas ruchu rakiety w zbiorniku. W momencie wyjścia z TPK rakieta osiąga prędkość 30m / s. Na wysokości 10-20 m nad punktem odcięcia kontenera wystrzeliwana jest rakieta na paliwo stałe pierwszego stopnia. Jednocześnie następuje oddzielenie pierścieni nośnych i oddzielenie bloku złącza rakiety. Silnik pierwszego stopnia pracuje przez około 58 sekund. Gdy ciśnienie w komorze spadnie do 5x105N / m2, uruchamiany jest silnik proszkowy ostatniego stopnia, który pracuje do całkowitego wypalenia paliwa. Po 11 sekundach od uruchomienia silnika ostatniego stopnia uruchamia się drugi stopień, po osiągnięciu 90% ciągu znamionowego następuje rozdzielenie stopni rakiety.
Jeśli „lekka” głowica jest używana przez 56 sekund pracy silnika drugiego stopnia, owiewka głowicy jest resetowana. Po osiągnięciu wymaganej kombinacji parametrów ruchu rakiety (prędkości, współrzędnych itp.), Zapewniającej zadany zasięg ognia, układ sterowania wydaje polecenie wyłączenia silnika. W tym samym czasie część głowy jest oddzielona.
Zanim pocisk opuści TPK. w razie potrzeby pranie można przerwać. Zapewniona jest również możliwość awaryjnego zdetonowania rakiety w locie.
W pierwszym etapie rakiety sterują czterema dyszami obrotowymi silnika na paliwo stałe. Obrót dysz odbywa się za pomocą hydraulicznych przekładni kierowniczych. Do wytwarzania gazu służy proszkowy akumulator ciśnieniowy. Sterowanie drugim stopniem rakiety pod kątem pochylenia i odchylenia odbywa się za pomocą wtrysku gazu do nadkrytycznej części dyszy silnika rakietowego na paliwo ciekłe.
Drugi stopień został zaprojektowany i wykonany w wersji ampulizowanej. Drugi stopień jest kontrolowany przez kąt przechyłu przez dwie pary stycznie zamontowanych dysz sterujących. Do pracy dysz sterujących i wtrysku używany jest gaz, który pobierany jest za turbiną turbopompy układu napędowego drugiego stopnia (turbogaz). Gaz do wtrysku i do dysz sterujących dostarczany jest przez rozdzielacze gazu napędzane silnikami elektrycznymi.
Każdy z pierwszych czterech kanałów sterowania jest układem regulacji automatycznej w pętli zamkniętej, działającym na zasadzie eliminacji niedopasowania między bieżącą wartością kontrolowanego parametru a jego zaprogramowaną wartością. Działanie piątego i szóstego kanału odbywa się w obwodzie otwartym, tj. gdy spełnione są niezbędne warunki, wydawane są polecenia oddzielenia stopni, wyłączenia silnika drugiego stopnia i oddzielenia sekcji czołowej.
Rakieta realizuje tzw. „Gorące” rozdzielanie stopni, w którym oddzielenie pierwszego stopnia następuje po uruchomieniu silnika drugiego stopnia. Pod koniec pracy silnika pierwszego stopnia rakieta osiąga wysokość około 27 km. Oddzielanie stopni na tak małej wysokości jest nieopłacalne, ponieważ ze względu na duże siły aerodynamiczne działające na rakietę wymagane byłyby znaczne wysiłki, aby oddzielić stopnie na bezpieczną odległość. W związku z tym etapy są rozdzielane po osiągnięciu przez rakietę wysokości ~ 40 km. W okresie wznoszenia się na tę wysokość sterowność rakiety zapewnia silnik pomocniczy - prochowy silnik rakietowy ostatniego stopnia ciągu, który jest uruchamiany po wypaleniu się paliwa w silniku pierwszego stopnia.
Oddzielenie części czołowej następuje na końcu aktywnego odcinka trajektorii, w następstwie ciągu drugiego stopnia silnika. Najpierw wyzwalane są trzy śruby wybuchowe, za pomocą których głowica jest mocowana do przedziału instrumentów, a następnie część rakietowa drugiego stopnia jest wyhamowywana na skutek wypływu gazu sprężającego ze zbiornika utleniacza przez dwa środki przeciw zamarzaniu umieszczone na przednim dnie zbiornika.
Anty-dysza komunikuje się z atmosferą przez dwa włazy w obudowie przedziału instrumentów. Otwarcie dysz następuje w wyniku działania podłużnych ładunków detonujących, napędzanych przez zapalniki elektryczne. Pokrywy luków przedziału instrumentów są wybijane przez zatyczki wylatujące z dysz. Po otwarciu dysz uruchamia się pirozawór, przez który gaz doładowania wypływa w kierunku prostopadłym do podłużnej osi rakiety. W rezultacie drugi stopień, który działa również jako cel wabika, zostaje usunięty z trajektorii głowicy.