Inilah kompleks mudah alih yang menarik dan luar. Setuju, ada sesuatu yang tidak biasa di dalamnya!
Apakah ini …
RT-20 (RT-20P) (indeks GRAU - 8K99, menurut klasifikasi Kementerian Pertahanan AS dan NATO - SS-X-15 Scrooge (Skryag Rusia)) adalah peluru berpandu balistik antara benua Soviet sebagai sebahagian daripada sistem peluru berpandu bergerak darat 15P699. ICBM mudah alih pertama dibangunkan di USSR. Ia tidak diterima dalam perkhidmatan. Sistem kawalan dikembangkan oleh Kharkov NPO Elektropribor.
Hulu ledak adalah monoblock, termonuklear. Bahagian kepala "ringan" mempunyai badan yang dibuat dalam bentuk satu set tiga kerucut terpotong dengan tumpul bulat. Untuk mengurangkan seretan aerodinamik, fairing berbentuk kerucut dipasang di bahagian kepala "ringan", yang dijatuhkan semasa operasi mesin tahap kedua, ketika roket mencapai lapisan atmosfera yang jarang ditemui. Bahagian kepala dilekatkan pada bingkai dok atas petak instrumen menggunakan tiga baut letupan. Tiga enjin tujahan terbalik digunakan untuk memisahkan hulu ledak dari tahap kedua roket. [4]
Kompartemen instrumen jika menggunakan bahagian kepala "ringan" memiliki bentuk kerucut terpotong, bahagian kepala "berat" berbentuk silinder. Petak instrumen menempatkan sebahagian besar instrumen sistem kawalan peluru berpandu. Sistem kawalan peluru berpandu 8K99 bersifat inersia, autonomi dengan peranti girro suspensi udara (berat SU-250 kg) dan komputer digital berkelajuan tinggi. Komunikasi peralatan onboard dengan peluncur dilakukan menggunakan dua blok penyambung, salah satunya terletak di permukaan sisi badan petak instrumen, yang lain di dalam bekas.
Sebelum peluru berpandu meninggalkan bekas, blok penyambung kontena dipisahkan menggunakan bolt letupan dan pegas tolakan. Selepas peluru berpandu keluar dari kontena, blok penyambung peluru berpandu juga dipisahkan. Bahagian blok yang tersisa di roket ditutup dengan penutup. Kompartemen instrumen dilekatkan ke bingkai hujung atas petak bahan bakar.
Video promosi:
Petak bahan bakar adalah bekas yang dibahagikan dengan bahagian bawah perantaraan menjadi dua rongga: bahagian atas untuk pengoksidaan dan yang lebih rendah untuk bahan bakar. Sebagai pengoksidaan, nitrogen tetroxide digunakan sebagai bahan bakar - asimetri dimetilhidrazin (UDMH). Mesin roket pendorong cecair 15D12 tahap kedua dipasang pada bingkai hujung bawah petak bahan bakar menggunakan rangka batang.
Tahap kedua dikendalikan dalam sudut pitch dan yaw dengan meniup turbogas ke bahagian superkritikal pada muncung mesin. Untuk kawalan gulung, dua pasang muncung kawalan yang dipasang secara tangensial digunakan, juga menggunakan turbogas.
Pemisahan tahap adalah "panas", iaitu selak letupan dicetuskan setelah sistem pendorong tahap kedua dimulakan. Di cangkang petak peralihan terdapat tingkap yang memastikan pelepasan gas pada tahap awal proses pemisahan. Perlanggaran perumahan ruang peralihan dengan enjin tahap kedua semasa pemisahan dikecualikan oleh langkah reka bentuk yang diadopsi khas.
Petak peralihan dilekatkan pada enjin bahan api pepejal tahap pertama. Di bahagian bawah depan enjin tahap pertama terdapat mesin roket serbuk tahap akhir, yang dimulakan setelah pembakaran bahan bakar pada enjin tahap pertama dan mengakhiri kerjanya setelah memutuskan hubungan antara tahap roket. Muncung mesin peringkat akhir keluar ke rongga mesin utama.
Bahagian ekor dipasang pada bingkai hujung bawah enjin tahap pertama, yang melindungi muncung mesin dan roda kemudi dari kesan aliran udara dan jet gas. Badan eksekutif sistem kawalan tahap pertama adalah empat muncung putar enjin bahan api pepejal. Di sepanjang lambung kedua-dua tahap roket, rangkaian kabel on-board diletakkan di luar dan dipasang dengan kurungan, di sisi yang berlawanan di sepanjang lambung tahap kedua, saluran paip sistem pneumohidraulik diletakkan.
Roket dilekatkan pada kaki penyangga kontena menggunakan lapan baut letupan yang dipasang pada bingkai hujung bawah enjin tahap pertama. Pergerakan radial peluru berpandu dan kontena terhalang oleh empat gelang sokongan.
Roket dilancarkan dari bekas yang diletakkan secara menegak. Bekas permulaan termostat. Sebelum pelancaran, peluru berpandu ditujukan secara azimuthally, yang terdiri dalam menyelaraskan sumbu X dari platform yang stabil dengan giro dengan pesawat penembakan. Penjajaran kasar sumbu X dengan satah penembakan (± 10 °) dilakukan dengan memutar unit pelancaran, ke penjajaran tepat - dengan memutar platform stabil giro. Input tugas penerbangan ke dalam sistem kawalan jauh.
Pada perintah "Mula", operasi sebelum peluncuran roket bermula: memeriksa sistem on-board, menukar roket ke bekalan kuasa on-board, dll. Kira-kira 3 minit kemudian, setelah perintah "Mula", cas panjang penutup TPK diletupkan, mesin serbuk untuk menanggalkan penutup dihidupkan, dan yang terakhir dipisahkan dari bekas. Setelah memisahkan blok penyambung kontena dan memecahkan baut roket ke TPK, penumpuk tekanan serbuk yang terletak di dalam bekas dilancarkan, dan apabila tekanan mencapai 6x105N / m2 dalam isipadu sub-roket, roket mula bergerak.
Bentuk cas serbuk penumpuk tekanan dipilih sedemikian rupa sehingga tekanan yang ditentukan dalam isipadu sub-roket dikekalkan tetap semasa pergerakan roket di dalam bekas. Pada saat keluar dari TPK, roket mencapai kelajuan 30m / s. Pada ketinggian 10-20m di atas potongan bekas, roket propelan pepejal tahap pertama dilancarkan. Pada masa yang sama, pemisahan cincin sokongan dan pemisahan blok penyambung roket dilakukan. Enjin tahap pertama berjalan selama kira-kira 58 saat. Apabila tekanan di ruang turun menjadi 5x105N / m2, mesin serbuk tahap akhir dimulakan, yang berjalan sehingga bahan bakar habis habis. 11 s setelah menghidupkan enjin tahap akhir, enjin tahap kedua dimulakan, ketika mencapai 90% dari daya tuju yang dinilai, tahap roket dipisahkan.
Sekiranya hulu ledak "ringan" digunakan selama 56 saat pengoperasian enjin tahap kedua, fairing kepala diset semula. Apabila kombinasi parameter pergerakan roket yang diperlukan (kelajuan, koordinat, dll.) Dicapai, memberikan jarak tembakan tertentu, sistem kawalan mengeluarkan perintah untuk mematikan mesin. Pada masa yang sama, bahagian kepala dipisahkan.
Sebelum peluru berpandu meninggalkan TPK. jika perlu, pencucian boleh dibatalkan. Kemungkinan peledakan roket kecemasan dalam penerbangan juga disediakan.
Pada peringkat pertama roket, empat muncung putar enjin pendorong padat digunakan sebagai kawalan. Putaran muncung dilakukan oleh roda kemudi hidraulik. Penumpuk tekanan serbuk digunakan untuk menghasilkan gas. Pengendalian tahap kedua roket dalam sudut pitch dan yaw dilakukan melalui suntikan gas ke bahagian superkritikal pada muncung enjin roket propelan cecair.
Tahap kedua dirancang dan dihasilkan dalam versi ampul. Kawalan sudut gulungan tahap kedua dilakukan oleh dua pasang muncung kawalan yang dipasang secara tangen. Untuk operasi muncung kawalan dan suntikan, gas digunakan, yang diambil setelah turbin unit turbopump dari sistem pendorong tahap kedua (turbogas). Gas dibekalkan ke suntikan dan muncung kawalan oleh pengedar gas, yang digerakkan oleh motor elektrik.
Masing-masing dari empat saluran kawalan pertama adalah sistem kawalan automatik gelung tertutup yang beroperasi berdasarkan prinsip menghilangkan ketidakcocokan antara nilai semasa parameter terkawal dan nilai yang diprogramkan. Operasi saluran kelima dan keenam dilakukan dalam litar terbuka, iaitu apabila syarat yang diperlukan dipenuhi, perintah diberikan untuk memisahkan tahap, mematikan mesin tahap kedua dan memisahkan bahagian kepala.
Roket melaksanakan pemisahan tahap yang disebut "panas", di mana pemisahan tahap pertama berlaku setelah enjin tahap kedua dimulakan. Pada akhir operasi enjin tahap pertama, roket mencapai ketinggian kira-kira 27 km. Adalah tidak menguntungkan untuk memisahkan tangga pada ketinggian yang rendah, kerana, kerana kekuatan aerodinamik yang besar yang bertindak pada roket, usaha yang besar diperlukan untuk memisahkan tangga ke jarak yang selamat. Sehubungan itu, tahap dipisahkan setelah roket mencapai ketinggian ~ 40 km. Selama tempoh pendakian ke ketinggian ini, kebolehkendalian roket disediakan oleh enjin tambahan - mesin roket serbuk tahap tujahan terakhir, yang dilancarkan setelah bahan bakar habis di mesin tahap pertama.
Pemisahan bahagian kepala dilakukan pada akhir bahagian aktif lintasan semasa kesan akhir tujahan mesin tahap kedua. Pertama, tiga baut letupan dipicu, dengan bantuan bahagian kepala dilampirkan ke petak instrumen, dan kemudian bahagian roket tahap kedua diperlahankan kerana aliran keluar gas penekanan tangki pengoksidaan melalui dua antibeku yang terletak di bahagian bawah tangki depan.
Anti-muncung berkomunikasi dengan atmosfer melalui dua lubang di perumahan petak instrumen. Pembukaan muncung berlaku sebagai hasil daripada operasi cas peledakan memanjang, yang didorong oleh detonator elektrik. Penutup penutup petak instrumen tersingkir oleh palam yang terbang keluar dari muncung. Setelah membuka muncung, pyrovalve dipicu, di mana gas penguat mengalir keluar ke arah tegak lurus dengan paksi longitudinal roket. Akibatnya, tahap kedua, yang juga bertindak sebagai sasaran umpan, dikeluarkan dari lintasan hulu ledak.
