Zde je takový zajímavý, dokonce navenek mobilní komplex. Souhlasíte, v tom je něco neobvyklého!
Co je to …
RT-20 (RT-20P) (GRAU index - 8K99, podle klasifikace ministerstva obrany USA a NATO - SS-X-15 Scrooge (Russian Skryag)) je sovětská mezikontinentální balistická raketa jako součást pozemního mobilního raketového systému 15P699. První mobilní ICBM vyvinutý v SSSR. Nebylo přijato do provozu. Řídicí systém byl vyvinut společností Kharkov NPO Elektropribor.
Hlavice jsou monobloky, termonukleární. „Lehká“část hlavy měla tělo vyrobené ve formě sady tří zkrácených kuželů s kulovým otupením. Aby se snížil aerodynamický odpor, byla na "lehkou" část hlavy namontována kuželová kapotáž, která byla vypuštěna během provozu motoru druhého stupně, když raketa dosáhla vzácných vrstev atmosféry. Hlavová část byla připevněna k hornímu dokovacímu rámu přístrojové komory pomocí tří výbušných šroubů. Tři oddělené tahové motory byly použity k oddělení hlavice od druhé fáze rakety. [4]
Přístrojová komora má v případě použití „lehké“hlavové části tvar komolého kužele, „těžká“hlavová část má válcovitý tvar. V prostoru přístrojů je uložena většina nástrojů systému řízení raket. Řídicí systém rakety 8K99 je inerciální, autonomní se vzduchovými odpružovacími gyroskopy (hmotnost SU-250 kg) a vysokorychlostním digitálním počítačem. Komunikace palubního zařízení s nosičem je prováděna pomocí dvou bloků konektorů, z nichž jeden je umístěn na boční ploše těla přístrojové komory a druhý na kontejneru.
Než raketa opustí kontejner, blok konektoru kontejneru je oddělen pomocí výbušných šroubů a odpudivých pružin. Jakmile raketa vystoupí z kontejneru, blok konektoru rakety je podobně oddělen. Část bloku zbývající na raketě je uzavřena víkem. Přístrojová komora je přišroubována k hornímu koncovému rámu palivové komory.
Propagační video:
Palivová komora je nádoba rozdělená prostředním dnem na dvě dutiny: horní pro okysličovadlo a spodní pro palivo. Jako oxidační činidlo se používá jako palivo - oxid dusnatý - asymetrický dimethylhydrazin (UDMH). Raketový motor 15D12 s kapalným pohonným prostředkem 15D12 druhého stupně je připevněn k dolnímu koncovému rámu palivové komory pomocí tyčového rámu.
Druhá fáze je řízena v úhlech sklonu a úhlu natočením foukání turbogenu do superkritické části trysky motoru. Pro ovládání role se používají dva páry tangenciálně namontovaných řídicích trysek, které také používají turbogas.
Separace stupňů je "horká", tj. výbušné šrouby jsou spouštěny po spuštění pohonného systému druhé fáze. V plášti přechodového prostoru jsou okna, která zajišťují únik plynů v počáteční fázi procesu separace. Kolize skříně přechodového prostoru s motorem druhého stupně během oddělení byla vyloučena speciálně přijatými konstrukčními opatřeními.
Přechodný prostor je přišroubován k prvnímu stupni motoru na pevná paliva. Na předním spodku prvního stupně motoru je finální práškový raketový motor, který se spouští po vyhoření paliva v prvním stupni motoru a svou práci ukončí po přerušení spojení mezi jednotlivými stupni rakety. Koncová tryska motoru vystupuje do hlavní dutiny motoru.
Ocasní část je připevněna ke spodnímu rámu prvního motoru, který chrání trysky motoru a kormidelní zařízení před účinky proudu vzduchu a proudů plynu. Výkonná tělesa řídicího systému prvního stupně jsou čtyři rotační trysky motoru na tuhá paliva. Pod trupem obou raketových stupňů je palubní kabelová síť položena zvnějšku a zajištěna konzolami, na opačné straně podél trupu druhého stupně jsou položeny potrubí pneumohydraulického systému.
Raketa je připevněna k opěrným nohám kontejneru pomocí osmi výbušných šroubů nainstalovaných na spodním konci rámu prvního stupně motoru. Radiálnímu pohybu střely a kontejneru brání čtyři nosné kroužky.
Raketa je vypuštěna z vertikálně umístěného kontejneru. Výchozí nádoba je termostatována. Před vypuštěním je raketa azimutálně zaměřena, což spočívá v zarovnání osy X gyro-stabilizované platformy s palebnou rovinou. Hrubé vyrovnání osy X s palebnou rovinou (± 10 °) se provádí otáčením spouštěcí jednotky, přesným vyrovnáním - otáčením gyroskopické platformy. Zadání letové úlohy do řídicího systému je vzdálené.
Na povel „Start“začnou operace před spuštěním rakety: kontrola palubních systémů, přepnutí rakety na palubní napájení atd. Přibližně 3 minuty po povelu „Start“se vybuchne rozšířená tvarovaná náplň krytu TPK, spustí se práškový motor pro sejmutí krytu a ten se od kontejneru oddělí. Po oddělení spojovacího bloku kontejneru a rozbití šroubů rakety na TPK se spustí zásobník práškového tlaku, umístěný v kontejneru, a když tlak dosáhne 6x105N / m2 v objemu sub-rakety, raketa se začne pohybovat.
Tvar práškové náplně tlakového akumulátoru je zvolen tak, že specifikovaný tlak v objemu sub-rakety je udržován konstantní během pohybu rakety v kontejneru. V okamžiku výstupu z TPK raketa dosáhne rychlosti 30 m / s. Ve výšce 10-20 m nad mezní hodnotou kontejneru je vypuštěna raketa na tuhé palivo první fáze. Současně se provádí oddělení nosných prstenců a oddělení bloku raketového konektoru. První stupeň motoru běží asi 58 sekund. Když tlak v komoře klesne na 5x105N / m2, spustí se práškový motor v konečné fázi, který běží, dokud není palivo zcela spáleno. 11 s po nastartování motoru závěrečné fáze se spustí motor druhé fáze, jakmile dosáhne 90% jmenovitého tahu, jsou raketové stupně odděleny.
Pokud se po dobu 56 sekund provozu druhého stupně motoru použije „světlá“hlavice, kapota hlavy se resetuje. Když je dosaženo požadované kombinace parametrů pohybu rakety (rychlost, souřadnice, atd.), Poskytující daný rozsah palby, řídící systém vydá příkaz k vypnutí motoru. Současně je oddělena hlavová část.
Než raketa opustí TPK. v případě potřeby lze praní přerušit. K dispozici je také možnost nouzové detonace rakety za letu.
V první fázi rakety jsou jako ovládací prvky použity čtyři rotační trysky motoru na tuhá paliva. Otáčení trysek se provádí hydraulickými volanty. K výrobě plynu se používá akumulátorový tlakový akumulátor. Řízení druhé fáze rakety v úhlech sklonu a úhlu sklonu se provádí vstřikováním plynu do superkritické části trysky raketového motoru s kapalným pohonným prostředkem.
Druhá fáze byla navržena a vyrobena v ampulizované verzi. Ovládání úhlu natočení druhého stupně se provádí dvěma páry tangenciálně namontovaných řídicích trysek. Pro provoz regulačních trysek a vstřikování se používá plyn, který se odebírá za turbínou turbočerpadlové jednotky pohonného systému druhého stupně (turbogas). Plyn je dodáván do vstřikování a do řídicích trysek pomocí rozdělovačů plynu, které jsou poháněny elektromotory.
Každý z prvních čtyř řídících kanálů je automatický regulační systém s uzavřenou smyčkou, pracující na principu eliminace nesouladu mezi aktuální hodnotou regulovaného parametru a jeho naprogramovanou hodnotou. Činnost pátého a šestého kanálu se provádí v otevřeném obvodu, tj. Jsou-li splněny nezbytné podmínky, jsou vydány příkazy k oddělení fází, k vypnutí motoru druhého stupně a k oddělení hlavové části.
Raketa provádí takzvané „horké“oddělení stupňů, ve kterém k oddělení prvního stupně dochází po spuštění motoru druhého stupně. Na konci provozu motoru první fáze raketa získá nadmořskou výšku asi 27 km. Je nerentabilní oddělit schody v tak nízké výšce, protože vzhledem k velkým aerodynamickým silám působícím na raketu by bylo zapotřebí značné úsilí k oddělení schodů do bezpečné vzdálenosti. V tomto ohledu jsou fáze odděleny poté, co raketa dosáhne nadmořské výšky ~ 40 km. Během doby stoupání do této výšky je raketová ovladatelnost zajištěna pomocným motorem - práškovým raketovým motorem poslední fáze tahu, který je vypuštěn po spálení paliva v motoru první fáze.
Oddělení hlavové části se provádí na konci aktivní sekce trajektorie během následku tahu druhého stupně motoru. Nejprve se aktivují tři výbušné čepy, pomocí kterých je hlavová část připevněna k přístrojové komoře, a poté je raketová část druhého stupně zpomalena v důsledku odtoku tlakového plynu oxidační nádrže přes dvě nemrznoucí směsi umístěné na předním dně nádrže.
Protitlaková tryska komunikuje s atmosférou prostřednictvím dvou šrafů v krytu přístroje. K otevírání trysek dochází v důsledku působení prodloužených detonačních nábojů poháněných elektrickými rozbuškami. Kryty poklopů v přístrojové desce jsou vyraženy zátkami vylétajícími z trysek. Po otevření trysek se spustí pyrovalve, skrz který podpůrný plyn vytéká ve směru kolmém na podélnou osu rakety. Výsledkem je, že druhá fáze, která také působí jako návnadový cíl, je odstraněna z trajektorie hlavice.