Ето такъв интересен, дори външно мобилен комплекс. Съгласете се, има нещо необичайно в него!
Какво е това …
RT-20 (RT-20P) (индекс GRAU - 8K99, според класификацията на министерството на отбраната на САЩ и НАТО - SS-X-15 Scrooge (руски Skryag)) е съветска междуконтинентална балистична ракета като част от 15P699 наземна мобилна ракетна система. Първата мобилна ICBM разработена в СССР. Не беше приет в експлоатация. Системата за управление е разработена от харковското НПО Elektropribor.
Бойните глави са моноблокови, термоядрени. "Леката" част на главата имаше тяло, направено под формата на набор от три пресечени конуса със сферично притъпяване. За да се намали аеродинамичното съпротивление, върху "леката" част на главата беше инсталиран конусообразен обтекател, който беше изпуснат по време на работа на двигателя на втория етап, когато ракетата достигна до разредените слоеве на атмосферата. Главната част беше прикрепена към горната докираща рамка на отделението за инструменти с помощта на три експлозивни болта. Три двигателя с обратна тяга бяха използвани за отделяне на бойната глава от втория етап на ракетата. [4]
Отделението за инструменти в случай на използване на "леката" част на главата има формата на пресечен конус, "тежката" част на главата има цилиндрична форма. Отделението за прибори съдържа по-голямата част от инструментите на системата за управление на ракети. Системата за управление на ракети 8K99 е инерционна, автономна с жироскопични устройства с въздушно окачване (тегло SU-250 кг) и високоскоростен цифров компютър. Комуникацията на бордовото оборудване с пусковия апарат се осъществява с помощта на два блока съединители, единият от които е разположен върху страничната повърхност на тялото на отделението за инструменти, а другият върху контейнера.
Преди ракетата да напусне контейнера, съединителният блок на контейнера се отделя с помощта на експлозивни болтове и отблъскващи пружини. След излизането на ракетата от контейнера блокът на съединителя на ракетата се разделя по подобен начин. Частта от блока, останала върху ракетата, е затворена с капак. Отделението за инструменти е закрепено с болтове към горната рамка на отделението за гориво.
Промоционално видео:
Отделението за гориво представлява контейнер, разделен от междинно дъно на две кухини: горната за окислителя и долната за горивото. Като окислител, азотният тетроксид се използва като гориво - асиметричен диметилхидразин (UDMH). Ракетният двигател 15D12 с течно гориво 15D12 на втория етап е прикрепен към долната крайна рамка на горивното отделение, използвайки рамка на пръта.
Вторият етап се контролира под ъгъл на наклона и наклона чрез издухване на турбога в свръхкритичната част на дюзата на двигателя. За управление на ролката се използват два чифта тангенциално монтирани контролни дюзи, като се използват и турбогари.
Разделянето на етапите е "горещо", т.е. експлозивните болтове се задействат след стартиране на задвижващата система на втория етап. В обвивката на преходното отделение има прозорци, които осигуряват изтичането на газове в началния етап на процеса на отделяне. Сблъсъкът на корпуса на преходното отделение с двигателя на втория етап по време на разделянето беше изключен от специално приети проектни мерки.
Преходното отделение е закрепено с болтове към първия етап на твърдо гориво. На предното дъно на двигателя на първия етап има прахообразен ракетен двигател на последния етап, който се стартира след изгаряне на гориво в двигателя на първия етап и завършва работата си след прекъсване на връзките между етапите на ракетата. Дюзата на последния етап на двигателя излиза в основната кухина на двигателя.
Отдясното отделение е прикрепено към долния край на рамата на двигателя от първи етап, който предпазва дюзите на двигателя и кормилното колело от въздействието на въздушния поток и газовите струи. Изпълнителните органи на системата за управление на първия етап са четири ротационни дюзи на двигател с твърдо гориво. Покрай корпусите на двата етапа на ракетата бордовата кабелна мрежа е положена отвън и фиксирана със скоби, от противоположната страна по протежение на корпуса на втория етап са положени тръбопроводи на пневмохидравличната система.
Ракетата е прикрепена към опорните крака на контейнера с помощта на осем експлозивни болта, монтирани в долната крайна рамка на двигателя от първи етап. Радиалното движение на ракетата и контейнера е възпрепятствано от четири опорни пръстена.
Ракетата се изстрелва от вертикално разположен контейнер. Началният контейнер е термостатизиран. Преди изстрелването ракетата е насочена азимутално, което се състои в изравняване на оста X на стабилизираната гироскопа и платформата на стрелба. Грубо подравняване на оста X с изстрелващата равнина (± 10 °) се извършва чрез завъртане на изстрелващото устройство, до точно подравняване - чрез завъртане на жиростабилизираната платформа. Входът на полетната задача в системата за управление е отдалечен.
В командата "Старт" започват операциите, предхождащи изстрелването на ракетата: проверка на бордовите системи, превключване на ракетата към бордно захранване и др. Приблизително 3 минути по-късно, след командата "Старт", детонационният заряд на капака на TPK се взривява, стартира се праховият двигател за сваляне на капака и последният се отделя от контейнера. След отделяне на блока на съединителя на контейнера и счупване на болтовете на ракетата до TPK, се пуска акумулатор на прахово налягане, разположен в контейнера, и когато налягането достигне 6x105N / m2 в обема на ракетата, ракетата започва да се движи.
Формата на праховия заряд на акумулатора на налягане е избрана по такъв начин, че определеното налягане в обема на ракетата да се поддържа постоянно по време на движението на ракетата в контейнера. В момента на излизане от TPK ракетата достига скорост 30m / s. На височина 10-20 m над среза на контейнера се изстрелва ракета с твърдо гориво на първа степен. В същото време се извършва разделянето на опорните пръстени и разделянето на блока на ракетния съединител. Двигателят на първия етап работи за около 58 секунди. Когато налягането в камерата спадне до 5x105N / m2, стартира праховият двигател на последния етап, който работи до пълното изгаряне на горивото. 11 s след стартиране на двигателя на последния етап, двигателят на втория етап се стартира, когато достигне 90% от номиналната тяга, етапите на ракетата се разделят.
Ако се използва "лека" бойна глава за 56 секунди работа на двигателя на втория етап, обтегачът на главата се нулира. Когато се постигне необходимата комбинация от параметри на движението на ракетата (скорост, координати и др.), Осигурявайки зададен диапазон на стрелба, системата за управление издава команда за изключване на двигателя. В същото време частта на главата се отделя.
Преди ракетата да напусне ТПК. ако е необходимо, измиването може да бъде прекъснато. Предвидена е и възможността за аварийна детонация на ракета в полет.
На първия етап на ракетата четири контролни дюзи на двигател с твърдо гориво се използват като управление. Въртенето на дюзите се извършва от хидравлични кормилни предавки. За генериране на газ се използва прахообразен акумулатор. Контролът на втория етап на ракетата в ъглите на стъпка и прозяване се осъществява чрез инжектиране на газ в свръхкритичната част на дюзата на ракетния двигател с течно гориво.
Вторият етап е проектиран и произведен в ампулизирана версия. Управлението на ъгъла на завъртане на втория етап се осъществява от две двойки тангенциално монтирани контролни дюзи. За работата на управляващите дюзи и впръскването се използва газ, който се взема след турбината на турбопомпата на втората степен на задвижващата система (турбогаси). Газът се подава в инжекционния и в контролните дюзи от газоразпределители, които се задвижват от електрически двигатели.
Всеки от първите четири канала за управление е затворена автоматична система за управление, работеща на принципа за премахване на несъответствието между текущата стойност на контролирания параметър и неговата програмирана стойност. Работата на петия и шестия канал се извършва в отворена верига, т.е. когато са изпълнени необходимите условия, се дават команди за разделяне на етапите, изключване на двигателя на втория етап и отделяне на секцията на главата.
Ракетата реализира така нареченото "горещо" разделяне на етапи, при което разделянето на първия етап става след стартиране на двигателя на втория етап. В края на работата на двигателя на първия етап ракетата набира височина около 27 км. Не е рентабилно да се разделят стъпалата на толкова малка височина, тъй като поради големите аеродинамични сили, действащи върху ракетата, ще бъдат необходими значителни усилия за разделяне на стъпалата до безопасно разстояние. В тази връзка етапите са разделени, след като ракетата достигне надморска височина от ~ 40 км. По време на периода на изкачване до тази височина управляемостта на ракетата се осигурява от спомагателен двигател - прахови ракетни двигатели на крайния етап на тягата, който се стартира след изгарянето на горивото в двигателя на първия етап.
Отделянето на частта на главата се извършва в края на активната секция на траекторията по време на влиянието на втората степен на двигателя. Първо се задействат три експлозивни болта, с помощта на които частта на главата е прикрепена към отделението за прибори, а след това ракетната част на втория етап се намалява поради изтичането на газ за налягане на резервоара за окислител през две анти-дюзи, разположени на предната дъна на резервоара.
Анти-дюзата комуникира с атмосферата чрез два люка в корпуса на прибора. Отварянето на дюзите става в резултат на работата на удължени детониращи заряди, задвижвани от електрически детонатори. Капаците на люка на отделението за инструменти се избиват от щепсели, излетящи от дюзите. След отваряне на дюзите се задейства пировалва, през която задвижващият газ изтича в посока, перпендикулярна на надлъжната ос на ракетата. В резултат на това вторият етап, който също играе ролята на прицелна мишена, се отстранява от траекторията на бойната глава.