Tu je tako zanimiv, celo navzven mobilni kompleks. Strinjam se, v tem je nekaj nenavadnega!
Kaj je to …
RT-20 (RT-20P) (indeks GRAU - 8K99, po klasifikaciji ameriškega obrambnega ministrstva in Nata - SS-X-15 Scrooge (ruski Skryag)) je sovjetska medcelinska balistična raketa kot del mobilnega raketnega sistema na zemlji 15P699. Prvi mobilni ICBM se je razvil v ZSSR. V uporabo ni bil sprejet. Nadzorni sistem je razvil Kharkov NPO Elektropribor.
Bojne glave so monoblok, termonuklearne. "Lahki" del glave je imel telo, narejeno v obliki sklopa treh okrnjenih stožcev s sferičnim zatiranjem. Za zmanjšanje aerodinamičnega povleka je bil na "lahkem" glavnem delu nameščen stožčasti podvoz, ki je bil med delovanjem motorja druge stopnje spuščen, ko je raketa dosegla redke plasti atmosfere. Glavni del je bil pritrjen na zgornji priključni okvir instrumentnega prostora s tremi eksplozivnimi vijaki. Za ločevanje bojne glave od druge stopnje rakete so bili uporabljeni trije motorji z vzvratnim potiskom. [4]
Predal za instrument v primeru uporabe "lahkega" dela glave ima obliko okrnjenega stožca, "težki" del glave ima valjasto obliko. V instrumentnem oddelku je večina instrumentov sistema za upravljanje raket. Sistem krmiljenja raket 8K99 je inercionalen, avtonomen z žiroskopskimi napravami z zračnim vzmetenjem (teža SU-250 kg) in digitalnim računalnikom visoke hitrosti. Komunikacija opreme na krovu z banerjem se izvaja s pomočjo dveh blokov konektorjev, od katerih je eden nameščen na stranski površini telesa predelka instrumentov, drugi pa na posodi.
Preden raketa zapusti posodo, je ločilni blok posode ločen z eksplozivnimi vijaki in odbojnimi vzmeti. Ko raketa izstopi iz zabojnika, se blok priključka rakete podobno loči. Del bloka, ki ostane na raketi, je zaprt s pokrovom. Predel za instrument je privit z zgornjim robom prostora za gorivo.
Promocijski video:
Predal za gorivo je posoda, ki je razdeljena z vmesnim dnom na dve votlini: zgornjo za oksidant in spodnjo za gorivo. Kot oksidant se uporablja dušikov tetroksid kot asimetrični dimetilhidrazin (UDMH), raketni motor 15D12 s tekočim pogonom druge stopnje je pritrjen na spodnji končni okvir prostora za gorivo s pomočjo palice.
Druga stopnja je nadzorovana pod kotom nagiba in nagiba s pihanjem turboba v nadkritični del šobe motorja. Za krmiljenje z valji se uporabljata dva para tangencialno nameščenih krmilnih šob, ki uporabljajo tudi turboge.
Ločitev stopenj je "vroča", tj. eksplozivni vijaki se sprožijo po zagonu druge stopnje pogonskega sistema. V lupini prehodnega prostora so okna, ki zagotavljajo izpust plinov v začetni fazi postopka ločevanja. Trčenje ohišja prehodnega prostora z motorjem druge stopnje med ločevanjem je bilo izključeno s posebej sprejetimi oblikovnimi ukrepi.
Prehodni prostor je privit z motorjem na trdo gorivo prve stopnje. Na sprednjem dnu motorja prve stopnje je nameščen prašni raketni motor končne stopnje, ki se zažene po izgorevanju goriva v motorju prve stopnje in konča svoje delo po prekinitvi povezav med raketnimi stopnjami. Šoba motorja končne stopnje izstopa v glavno votlino motorja.
Hrbtni prostor je pritrjen na spodnji končni okvir motorja prve stopnje, ki ščiti motorne šobe in krmilno gonilo pred vplivi pretoka zraka in plinov. Izvršni organi krmilnega sistema prve stopnje so štiri vrtljive šobe motorja na trda goriva. Ob trupih obeh stopenjskih raket je zunanje položeno kabelsko omrežje na krovu in pritrjeno z nosilci, na nasprotni strani vzdolž trupa druge stopnje so položeni cevovodi pnevmohidravličnega sistema.
Raketa je pritrjena na nosilne noge posode z osmimi eksplozivnimi vijaki, nameščenimi na spodnjem končnem okvirju motorja prve stopnje. Radialno gibanje rakete in zabojnika ovirajo štirje podporni obroči.
Raketa se izstreli iz navpično postavljenega zabojnika. Začetna posoda je termostatirana. Pred izstrelitvijo je projektil azimuthalno usmerjen, ki je sestavljen iz poravnave osi X žiro stabilizirane ploščadi s strelsko ravnino. Groba poravnava osi X s strelsko ravnino (± 10 °) se izvede z obračanjem izstrelitvene enote, v natančno poravnavo - z obračanjem žiro stabilizirane ploščadi. Vnos naloge leta v krmilni sistem je oddaljen.
V ukazu "Start" se začnejo operacije pred izstrelitvijo rakete: preverjanje sistemov na krovu, preklop rakete na napajanje na krovu itd. Približno 3 minute pozneje po ukazu »Start« eksplodira podaljšani naboj pokrova TPK, zažene se praškasti motor za odstranjevanje pokrova in ga loči od zabojnika. Po tem, ko ločite blok priključka zabojnika in prestavite vijake rakete na TPK, se sproži prašni akumulator, ki se nahaja v posodi, in ko tlak v prostornini podaketov doseže 6x105N / m2, se raketa začne premikati.
Oblika prašnega naboja tlačnega akumulatorja je izbrana tako, da se določeni tlak v prostornini rakete med gibanjem rakete v posodi ohranja konstanten. V trenutku izstopa iz TPK raketa doseže hitrost 30m / s. Na višini 10–20 m nad presekom zabojnika se izstreli raketa na trdo gorivo prve stopnje. Istočasno se izvede ločitev podpornih obročev in ločitev bloka priključka rakete. Motor prve stopnje deluje približno 58 sekund. Ko se tlak v komori spusti na 5x105N / m2, se zažene končni praškasti motor, ki deluje, dokler gorivo popolnoma ne izgori. 11 s po zagonu motorja končne stopnje se zažene motor druge stopnje, ko doseže 90% nazivne potisne stopnje rakete ločimo.
Če se za 56 sekund delovanja motorja druge stopnje uporablja "lahka" bojna glava, se naslon glave ponastavi. Ko je dosežena zahtevana kombinacija parametrov gibanja rakete (hitrost, koordinate itd.), Ki zagotavlja dano območje streljanja, nadzorni sistem izda ukaz za izklop motorja. Hkrati je ločen del glave.
Preden raketa zapusti TPK. po potrebi se lahko opere prekinejo. Zagotovljena je tudi možnost nujne eksplozije rakete med letom.
Na prvi stopnji rakete se kot krmilniki uporabljajo štiri vrtljive šobe motorja na trdo gorivo. Vrtenje šob izvajajo hidravlični krmilni zobniki. Za ustvarjanje plina se uporablja prašni akumulator. Druga stopnja rakete se nadzira v kotih nagiba in nagiba s pomočjo vbrizga plina v nadkritični del šobe motorja na tekoče gorivo.
Druga stopnja je bila zasnovana in izdelana v ampulizirani različici. Nadzor kota valja druge stopnje izvajata dva para tangencialno nameščenih krmilnih šob. Za delovanje krmilnih šob in vbrizgavanje se uporablja plin, ki se odvzame po turbini turbopumpne enote drugostopenjskega pogonskega sistema (turbogas). Plin dovaja vbrizgalnik in v krmilne šobe distributerji plina, ki jih poganjajo električni motorji.
Vsak od prvih štirih krmilnih kanalov je sistem za samodejno krmiljenje v zaprti zanki, ki deluje na principu odpravljanja neusklajenosti med trenutno vrednostjo nadzorovanega parametra in njegovo programirano vrednostjo. Delovanje petega in šestega kanala poteka v odprtem vezju, tj. ko so izpolnjeni potrebni pogoji, se dajo ukazi za ločitev stopenj, izklop motorja druge stopnje in ločitev glave glave.
Raketa izvaja tako imenovano "vroče" ločevanje stopenj, pri katerem se ločitev prve stopnje zgodi po zagonu motorja druge stopnje. Po koncu delovanja motorja prve stopnje raketa pridobi višino približno 27 km. Ločiti je treba korake na tako majhni nadmorski višini, saj bi bile zaradi velikih aerodinamičnih sil, ki delujejo na raketo, potrebna velika prizadevanja za ločitev stopnic na varno razdaljo. V zvezi s tem sta stopnji ločeni, ko raketa doseže nadmorsko višino ~ 40 km. V obdobju vzpona na to višino krmiljenje raket zagotavlja pomožni motor - praškasti raketni motor končne stopnje potiska, ki se sproži, ko gorivo gori v motorju prve stopnje.
Ločevanje dela glave se izvede na koncu aktivnega odseka poti med vplivom potiska motorja druge stopnje. Najprej se sprožijo trije eksplozivni vijaki, s pomočjo katerih je del glave pritrjen na odsek za instrumente, nato pa se raketni del druge stopnje upočasni zaradi odtoka tlačnega plina iz rezervoarja za oksidacijo skozi dva antifriza, ki sta nameščena na sprednjem dnu rezervoarja.
Protitobna šoba komunicira z atmosfero skozi dve loputi v ohišju instrumenta. Odpiranje šob je posledica delovanja podolgovatih eksplozivnih nabojev, ki jih poganjajo električni detonatorji. Pokrovčki odprtin predelka instrumentov so izločeni s čepi, ki letijo iz šob. Po odprtju šob se sproži pirovalva, skozi katero izpušni plin odteka v smeri, pravokotni na vzdolžno os rakete. Kot rezultat, se druga faza, ki deluje tudi kot tarna tarča, odstrani s poti bojne glave.