Här är ett så intressant, även utåt mobilkomplex. Håller med, det finns något ovanligt i det!
Vad är detta …
RT-20 (RT-20P) (GRAU-index - 8K99, enligt klassificeringen av det amerikanska försvarsministeriet och Nato - SS-X-15 Scrooge (ryska Skryag)) är en sovjetisk interkontinental ballistmissil som en del av det mobila missilsystemet 15P699. Den första mobila ICBM utvecklades i Sovjetunionen. Det accepterades inte i tjänst. Kontrollsystemet utvecklades av Kharkov NPO Elektropribor.
Stridshuvudena är monoblock, termonukleära. Den "lätta" huvuddelen hade en kropp tillverkad i form av en uppsättning av tre avkortade kottar med sfärisk trubbning. För att minska aerodynamisk dragning installerades en konisk fäste på den "lätta" huvuddelen, som tappades under driften av motoren i andra steget, när raketen nådde utsläpp i atmosfären. Huvuddelen var fäst vid den övre dockningsramen i instrumentfacket med hjälp av tre explosiva bultar. Tre motordrivna motorer användes för att separera stridsspetsen från raketets andra etapp. [4]
Instrumentfacket för användning av den "lätta" huvuddelen har formen av en avkortad kon, den "tunga" huvuddelen har en cylindrisk form. Instrumentfacket innehåller huvuddelen av instrumentet för missilkontrollsystemet. 8K99-missilkontrollsystemet är tröghet, autonomt med luftfjädringsgyronheter (SU-250 kg vikt) och en höghastighets digital dator. Kommunikationen av ombordutrustningen med utskottet utförs med hjälp av två block av anslutningar, varav en är belägen på sidoytan av instrumentet i instrumentutrymmet, den andra på behållaren.
Innan missilen lämnar behållaren separeras behållarens kopplingsblock med explosiva bultar och avvisande fjädrar. Efter det att missilen har lämnat behållaren separeras missilanslutningsblocket på liknande sätt. Den del av blocket som finns kvar på raketten stängs med ett lock. Instrumentfacket är bultat på bränslefackets övre ändram.
Kampanjvideo:
Bränslefacket är en behållare uppdelad av en mellanliggande botten i två hålrum: den övre för oxidationsmedel och den nedre för bränslet. Som oxidationsmedel används kvävetetroxid som en bränsle - asymmetrisk dimetylhydrazin (UDMH). En 15D12-vätskedrivna raketmotor i det andra steget är fäst vid den nedre ändramen i bränsleutrymmet med en stångram.
Det andra steget styrs i stignings- och gäggvinklar genom att blåsa turbogor in i den superkritiska delen av motordysan. För rullstyrning används två par tangentiellt monterade styrmunstycken, även med turbogor.
Separationen av etapperna är "het", d.v.s. explosiva bultar utlöses efter det andra stegets framdrivningssystem har startats. I skalet i övergångsfacket finns fönster som säkerställer utsläpp av gaser i det initiala skedet av separationsprocessen. Kollisionen i höljet i övergångsfacket med den andra stegets motor under separering utesluts genom speciellt antagna konstruktionsåtgärder.
Övergångsutrymmet är bultat till det första steget med fast bränslemotor. På den främre botten av den första etappmotorn finns det en pulverraketmotor i slutsteget, som startas efter bränslen i utbränningen i motorn i det första steget och avslutar sitt arbete efter att ha brutit förbindelserna mellan raketstegen. Det sista stegets motormunstycke går ut i huvudmotorns hålighet.
Svansfacket är fäst på den nedre ändramen på den första stegets motor, vilket skyddar motorns munstycken och styrväxeln från effekterna av luftflöde och gasstrålar. De verkställande organen i det första stegets styrsystem är fyra rotationsmunstycken i en fast bränslemotor. Längs skroven i båda raketstegen läggs kabelnätet ombord och säkras med fästen, på motsatt sida, längs skrovet i det andra steget, läggs rörledningarna i det pneumohydrauliska systemet.
Raketen är fäst på behållarens stödfötter med hjälp av åtta explosiva bultar installerade på den nedre ändramen på den första etappen. Missilens och behållarens radiella rörelse hindras av fyra stödringar.
Raketen sjösätts från en vertikalt placerad behållare. Startbehållaren är termostaterad. Före lanseringen är missilen inriktad azimutalt, som består i att anpassa X-axeln på den gyrostabiliserade plattformen till skjutplanet. Grov inriktning av X-axeln med skjutplanet (± 10 °) utförs genom att vrida lanseringsenheten, till exakt inriktning - genom att vrida den gyrostabiliserade plattformen. Inmatningen av flyguppgiften till styrsystemet är fjärrkontroll.
På kommandot "Start" börjar operationerna innan raketen startas: kontrollera ombordssystemen, växla raketten till ombordströmförsörjning etc. Cirka 3 minuter senare, efter "Start" -kommandot, detoneras den utökade laddningen av TPK-locket, pulvermotorn för att ta bort locket startas och den senare separeras från behållaren. Efter att ha separerat behållaranslutningsblocket och brytit bultarna på raketten till TPK, startas en pulvertryckackumulator som finns i behållaren, och när trycket når 6x105N / m2 i underraketvolymen börjar raketen att röra sig.
Formen på pulverladdningen hos tryckackumulatorn väljs på ett sådant sätt att det specificerade trycket i underraketvolymen hålls konstant under raketrörelsen i behållaren. Vid ögonblicket för utgång från TPK når raketen en hastighet på 30 m / s. På en höjd av 10-20 m ovanför kapningen av behållaren sjösätts den första stegets massiva drivmedelraket. Samtidigt utförs separationen av stödringarna och separationen av raketanslutningsblocket. Den första etappen går i cirka 58 sekunder. När trycket i kammaren sjunker till 5x105 N / m2 startas pulstermotorn i slutsteget, som går tills bränslet är helt utbränt. 11 s efter start av motorn i det sista steget startas den andra etappen, när den når 90% av den nominella drivkraften separeras raketstegen.
Om ett "lätt" stridsspets används i 56 sekunders drift av den andra stegets motor återställs huvudkåpan. När den erforderliga kombinationen av parametrar för raketrörelsen (hastighet, koordinater, etc.) uppnås, vilket tillhandahåller ett givet skjutområde, ger styrsystemet ett kommando för att stänga av motorn. Samtidigt separeras huvuddelen.
Innan missilen lämnar TPK. vid behov kan tvätt avbrytas. Möjligheten till akut detonering av en raket under flygning tillhandahålls också.
Vid raketets första steg används fyra rotationsmunstycken i en fast bränslemotor som kontroller. Munstyckens rotation utförs med hydrauliska styrväxlar. En pulvertryckakkumulator används för att generera gas. Styrning av raketets andra steg i stignings- och gäggvinklar utförs med hjälp av gasinjektion i den superkritiska delen av munstycket med vätskedrivna raketmotorer.
Det andra steget designades och producerades i en ampulerad version. Rullvinkelstyrningen i det andra steget utförs av två par tangentiellt monterade styrmunstycken. För drift av styrmunstyckena och injektionen används gas som tas efter turbinen i turbopumpenheten i det andra stegets framdrivningssystem (turbogar). Gasen tillförs injektionen och till styrmunstyckena av gasfördelare som drivs av elmotorer.
Var och en av de första fyra styrkanalerna är ett automatiskt styrsystem med slutna slingor som arbetar med principen att eliminera missanpassningen mellan det aktuella värdet för den kontrollerade parametern och dess programmerade värde. Driften av den femte och sjätte kanalen utförs i en öppen krets, dvs. när de nödvändiga villkoren är uppfyllda ges kommandon för att separera etapperna, stänga av andra stegets motor och separera huvuddelen.
Raketen implementerar den så kallade "heta" separeringen av etapper, där separationen av det första steget inträffar efter att motorn i det andra steget har startats. Vid slutet av driften av den första etappmotorn får raketen en höjd på cirka 27 km. Det är olönsamt att separera trappan i så låg höjd, eftersom det på grund av de stora aerodynamiska krafterna som verkar på raketten skulle kräva betydande ansträngningar för att separera trapporna till ett säkert avstånd. I detta avseende separeras etapperna efter att raketen når en höjd av ~ 40 km. Under uppstigningsperioden till denna höjd tillhandahålls raketreglerbarheten av en hjälpmotor - en pulverraketmotor i det slutliga drivsteget, som startas efter att bränslet bränns ut i motorn i det första steget.
Avskiljningen av huvuddelen utförs i slutet av den aktiva delen av banan under efterverkan av det andra stegets motorns drivkraft. Först utlöses tre explosiva bultar, med hjälp av vilken huvuddelen är fäst vid instrumentfacket, och sedan retarderas raketdelen i det andra steget på grund av utflödet av trycksättningsgasen i oxideringsbehållaren genom två frostskydd placerade på tankens främre botten.
Anti-munstycket kommunicerar med atmosfären genom två luckor i instrumentfackets hölje. Öppningen av munstyckena sker som ett resultat av drift av långsträckta detonerande laddningar, drivna av elektriska detonatorer. Instrumentfackets luckluckor slås ut med pluggar som flyger ut ur munstyckena. Efter att munstyckena har öppnats utlöses en pyrovalve, genom vilken boostgasen flyter ut i en riktning vinkelrätt mot raketens längdaxel. Som ett resultat avlägsnas det andra steget, som också fungerar som ett lockmål, från stridsspetsbanan.
