Her er et så interessant, til og med ytre mobilt kompleks. Enig, det er noe uvanlig i det!
Hva er dette …
RT-20 (RT-20P) (GRAU-indeks - 8K99, i henhold til klassifiseringen av det amerikanske forsvarsdepartementet og NATO - SS-X-15 Scrooge (Russian Skryag)) er et sovjetisk interkontinentalt ballistisk missil som en del av det mobile missilsystemet 15P699. Den første mobile ICBM utviklet i USSR. Det ble ikke akseptert i tjeneste. Kontrollsystemet ble utviklet av Kharkov NPO Elektropribor.
Stridshodene er monoblokk, termonukleære. Den "lette" hodedelen hadde en kropp laget i form av et sett med tre avkortede kjegler med sfærisk stumping. For å redusere aerodynamisk dra ble det installert en konisk kappel på den "lette" hodedelen, som ble droppet under driften av andre trinns motor, da raketten nådde de sjeldne lagene i atmosfæren. Hodedelen ble festet til den øvre dokkingsrammen til instrumentrommet ved bruk av tre eksplosive bolter. Tre motorer med bakovertrykk ble brukt for å skille stridshodet fra rakettens andre trinn. [4]
Instrumentrommet for bruk av den "lette" hodedelen har formen som en avkortet kjegle, den "tunge" hodedelen er sylindrisk. Instrumentrommet rommer hoveddelen av instrumentene for rakettkontrollsystemet. 8K99-missilkontrollsystemet er treghet, autonomt med luftfjærende gyroenheter (SU-250 kg vekt) og en høyhastighets digital datamaskin. Kommunikasjonen av ombordutstyret med bæreraketten utføres ved bruk av to blokker av kontakter, hvorav den ene er plassert på sideoverflaten av kroppen til instrumentrommet, den andre på beholderen.
Før missilet forlater beholderen, skilles beholderens koplingsblokk ved hjelp av eksplosive bolter og frastøtende fjærer. Etter at missilet har kommet ut av beholderen, blir missilkoblingsblokken på samme måte separert. Den delen av blokken som er igjen på raketten er lukket med lokk. Instrumentrommet er boltet til den øvre enderammen av drivstoffrommet.
Salgsfremmende video:
Drivstoffrommet er en beholder delt av en mellomliggende bunn i to hulrom: det øvre for oksidasjonsmidlet og det nedre for brenselet. Som oksydasjonsmiddel brukes nitrogen-tetroksid som drivstoff - asymmetrisk dimetylhydrazin (UDMH). En 15D12 flytende drivmotor fra det andre trinn er festet til den nedre enderammen av drivstoffrommet ved bruk av en stangramme.
Det andre trinnet styres i stignings- og gjevingsvinkler ved å blåse turbogas inn i den superkritiske delen av motorens dyse. For rullestyring brukes to par tangentielt montert kontrolldyser, også ved bruk av turboger.
Separasjonen av trinnene er "hot", d.v.s. sprengboltene blir utløst etter fremdriftssystemet i andre trinn. I skallet på overgangsrommet er det vinduer som sikrer rømming av gasser i det innledende stadiet av separasjonsprosessen. Kollisjonen av huset til overgangsrommet med motoren i andre trinn under separasjon ble utelukket ved spesiallagde konstruksjonstiltak.
Overgangsrommet er boltet til første trinns motor med fast brensel. På fronten av bunnen av den første trinns motoren er det en sluttstadium pulverrakettmotor, som startes etter utbrenning av drivstoff i første trinns motor og avslutter sitt arbeid etter å ha brutt forbindelsene mellom raketttrinnene. Sluttmotordysen kommer ut i hovedmotorhulen.
Halterommet er festet til den nedre enderammen av motoren i første trinn, som beskytter motorens dyser og styretøyet mot virkningene av luftstrøm og gassdyser. De utøvende organene i kontrollsystemet i første trinn er fire rotasjonsdyser fra en fast drivstoffmotor. Langs skrogene i begge raketttrinnene, er ombord kabelnettet lagt utenfor og festet med braketter, på motsatt side langs skroget i det andre trinnet legges rørledninger til det pneumohydrauliske systemet.
Raketten er festet til støtteføttene til beholderen ved å bruke åtte eksplosive bolter installert på den nedre enderammen av motoren i første trinn. Den radielle bevegelsen av missilet og beholderen hindres av fire støtteringer.
Raketten er skutt ut fra en vertikalt plassert container. Startbeholderen termostateres. Før utskytingen er missilet azimuthalt siktet, som består i å samkjøre X-aksen til den gyrostabiliserte plattformen med skyteplanet. Grov justering av X-aksen med skyteplanet (± 10 °) utføres ved å vri utskytningsenheten, til nøyaktig innretting - ved å vri den gyrostabiliserte plattformen. Inngangen til flyoppgaven til kontrollsystemet er fjern.
På kommandoen "Start" begynner operasjonene som ble før oppskytningen av raketten: å sjekke ombordsystemene, bytte raketten til ombord strømforsyning, etc. Cirka 3 minutter senere, etter “Start” -kommandoen, blir det forlengede formede ladning av TPK-dekselet detonert, pulvermotoren for å fjerne dekselet startet, og sistnevnte blir skilt fra beholderen. Etter at beholderens tilkoblingsblokk har blitt separert og knast av rakettene til TPK, blir en pulvertrykkakkumulator plassert i beholderen lansert, og når trykket når 6x105N / m2 i underrakettvolumet, begynner raketten å bevege seg.
Formen på pulverladningen til trykkakkumulatoren velges på en slik måte at det spesifiserte trykket i underrakettvolumet holdes konstant under bevegelsen av raketten i beholderen. I øyeblikket avkjørsel fra TPK når raketten en hastighet på 30 m / s. I en høyde på 10-20m over avskjæringen av containeren blir den første trinns faste drivrakett lansert. Samtidig blir separasjonen av støtteringene og separasjonen av rakettforbindelsesblokken utført. Første trinns motor går i omtrent 58 sekunder. Når trykket i kammeret synker til 5x105N / m2, startes slutttrinnets pulvermotor, som går til drivstoffet er helt utbrent. 11 sek etter start av motoren i slutttrinnet startes den andre trinns motor, når den når 90% av den nominelle skyvekraften, skilles raketttrinnene.
I tilfelle å bruke en "lett" hodedel i 56 sekunders drift av den andre trinns motoren, tilbakestilles hodehullet. Når den nødvendige kombinasjonen av parametere for rakettbevegelsen (hastighet, koordinater, etc.) oppnås, og gir det spesifiserte skyteområdet, utsteder kontrollsystemet en kommando for å slå av motoren. Samtidig skilles hodedelen.
Før missilet forlater TPK. om nødvendig kan vasker aborteres. Muligheten for nøddetonering av en rakett under flukt er også gitt.
I det første trinnet av raketten brukes fire rotasjonsdyser av en solid drivmotor som kontroller. Rotasjonen av dysene utføres av hydrauliske styrehjul. En pulvertrykkakkumulator brukes til å generere gass. Kontroll av rakettens andre trinn i stignings- og gjevvinkler utføres ved hjelp av gassinnsprøytning i den superkritiske delen av væskedrivende rakettmotordyse.
Det andre trinnet ble designet og produsert i en ampulert versjon. Rullvinkelskontrollen i det andre trinnet utføres av to par tangentielt montert styredyser. For betjening av kontrolldysene og injeksjonen brukes gass som tas etter turbinen til turbopumpenheten i det andre trinns fremdriftssystem (turbogas). Gassen tilføres injeksjonen og til reguleringsdysene av gassfordelere, som drives av elektriske motorer.
Hver av de fire første styrekanalene er et automatisk styresystem med lukket sløyfe som opererer på prinsippet om å eliminere misforholdet mellom den nåværende verdien av den kontrollerte parameteren og dens programmerte verdi. Driften av den femte og sjette kanal utføres i en åpen krets, dvs. når de nødvendige vilkår er oppfylt, gis det kommandoer for å skille trinnene, slå av den andre trinns motoren og skille hodedelen.
Raketten implementerer den såkalte "varme" separasjonen av etapper, der separasjonen av det første trinnet skjer etter at motoren i det andre trinnet er startet. Etter endt drift av motoren i første trinn, oppnår raketten en høyde på omtrent 27 km. Det er ulønnsomt å skille trinnene i så lav høyde, siden på grunn av de store aerodynamiske kreftene som virker på raketten, vil det være nødvendig med betydelig innsats for å skille trinnene i trygg avstand. I denne forbindelse separeres etappene etter at raketten når en høyde på ~ 40 km. I løpet av oppstigningsperioden til denne høyden tilveiebringes rakettstyrbarheten av en hjelpemotor - en pulverrakettmotor i det siste trinnstrinnet, som startes etter at drivstoffet brenner ut i motoren i første trinn.
Separasjonen av hodedelen utføres på slutten av den aktive delen av banen under ettervirkningen av motorens andre trinn. Først utløses tre eksplosive bolter, ved hjelp av hvilken hodedelen er festet til instrumentrommet, og deretter retarderes rakettdelen av det andre trinnet på grunn av utstrømningen av trykkgassen til oksydasjonsbeholderen gjennom to antidyser plassert på fremre bunn av tanken.
Antidysen kommuniserer med atmosfæren gjennom to luker i instrumentrommet. Dysenes åpning skjer som et resultat av driften av langstrakte detoneringsladninger, drevet av elektriske detonatorer. Lukkdekslene til instrumentrommet blir slått ut av plugger som flyr ut av dysene. Etter at munnstykkene er åpnet, utløses en pyrovalve, gjennom hvilken boostegassen strømmer ut i en retning vinkelrett på rakettens lengdeakse. Som et resultat blir det andre trinnet, som også fungerer som et lokkemålsmål, fjernet fra bane for stridshodet.
