Ovdje je tako zanimljiv, čak i izvana mobilni kompleks. Slažete se, ima nešto neobično u tome!
Što je to …
RT-20 (RT-20P) (indeks GRAU - 8K99, prema klasifikaciji Ministarstva obrane SAD-a i NATO-a - SS-X-15 Scrooge (ruski Skryag)) je sovjetska interkontinentalna balistička raketa kao dio mobilnog raketnog sustava 15P699. Prvi mobilni ICBM razvio se u SSSR-u. Nije prihvaćen u službu. Sustav upravljanja razvio je Kharkov NPO Elektropribor.
Bojne glave su monoblok, termonuklearne. "Laki" dio glave imao je tijelo izvedeno u obliku skupa od tri skraćena stožaca sa sfernim tupim tonom. Da bi se smanjio aerodinamični povlačenje, na „laganom“dijelu glave postavljen je stožast jastuk, koji je ispao za vrijeme rada drugog stupnja motora, kada je raketa dosegla razrijeđene slojeve atmosfere. Dio glave bio je pričvršćen na gornji okvir priključne ploče s instrumentom pomoću tri eksplozivna vijka. Tri motora s reverznim potiskom korištena su za odvajanje bojne glave od drugog stupnja rakete. [4]
Odjeljak za instrumente u slučaju korištenja "lakog" dijela glave ima oblik odrezanog konusa, "težak" dio glave ima cilindrični oblik. U instrumentnom odjeljku nalazi se većina instrumenata sustava za upravljanje raketama. Sustav za upravljanje raketama 8K99 inertan je, autonoman s žiroskopskim uređajima sa zračnim ovjesom (težina SU-250 kg) i digitalnim računarom velike brzine. Komunikacija brodske opreme s bacačem provodi se pomoću dva bloka priključaka, od kojih se jedan nalazi na bočnoj površini tijela odjeljka s instrumentima, a drugi na spremniku.
Prije nego što projektil napusti spremnik, blok za spajanje spremnika se odvaja eksplozivnim vijcima i odbojnim oprugama. Nakon što raketa izlazi iz spremnika, blok priključka rakete na isti se način odvaja. Dio bloka koji ostaje na raketi zatvoren je poklopcem. Odjeljak za instrumente je pričvršćen na gornji okvir odjeljka za gorivo.
Promotivni video:
Odjeljak za gorivo je spremnik podijeljen s srednjim dnom na dvije šupljine: gornju za oksidant i donju za gorivo. Kao oksidant, dušikov tetroksid koristi se kao asimetrični dimetilhidrazin kao gorivo (UDMH). Raketni motor 15D12 tekućeg pogona drugog stupnja pričvršćen je na donji kraj okvira spremišta za gorivo pomoću okvira šipke.
Drugi stupanj se kontrolira u kutovima nagiba i nagiba puhanjem turboga u nadkritični dio mlaznice motora. Za upravljanje kotrljanjem koriste se dva para tangencijalno postavljenih upravljačkih mlaznica, koje se također koriste turbogama.
Razdvajanje faza je "vruće", tj. eksplozivni vijci aktiviraju se nakon pokretanja pogonskog sustava druge faze. U ljusci prelaznog odjeljka nalaze se prozori koji osiguravaju ispuštanje plinova u početnoj fazi postupka odvajanja. Sudar kućišta prelaznog odjeljka s motorom drugog stupnja tijekom odvajanja isključen je posebno usvojenim projektnim mjerama.
Prijelazni prostor pričvršćen je s motorom na tvrdo gorivo prve faze. Na prednjem dnu motora prve faze nalazi se raketni motor praška završne faze, koji se pokreće nakon izgaranja goriva u motoru prve faze, a svoj rad završava nakon što prekine veze između raketnih stupnjeva. Mlaznica motora završnog stupnja izlazi u glavnu šupljinu motora.
Prostor za prtljažnik pričvršćen je na donji krajnji okvir motora prvog stupnja, koji štiti mlaznice motora i upravljač od utjecaja protoka zraka i plinova. Izvršna tijela sustava upravljanja u prvoj fazi su četiri rotacijske mlaznice motora na kruto gorivo. Duž trupa obaju raketnih stupnjeva, brodska kablovska mreža položena je izvana i učvršćena zagradama, a na suprotnoj strani duž trupa druge faze postavljeni su cjevovodi pneumohidravličkog sustava.
Raketa je pričvršćena na potporne noge spremnika pomoću osam eksplozivnih vijaka ugrađenih na donji kraj okvira motora prve faze. Radijalno kretanje projektila i spremnika ometaju četiri potporna prstena.
Raketa se lansira iz vertikalno postavljenog spremnika. Početna posuda je termostatizirana. Prije lansiranja, raketa je azimuthalno usmjerena, koja se sastoji u usklađivanju X osi žiro-stabilizirane platforme s ravninom paljbe. Grubo poravnavanje osi X s paljbenom ravninom (± 10 °) izvodi se okretanjem jedinice za lansiranje, za točno postavljanje - okretanjem žiro-stabilizirane platforme. Ulaz letačkog zadatka u upravljački sustav je daljinski.
U naredbi "Start" započinju operacije koje su prethodile lansiranju rakete: provjera brodskih sustava, prebacivanje rakete na brodsko napajanje itd. Otprilike 3 minute kasnije, nakon naredbe "Start", produženi oblik naboja TPK poklopca eksplodira, pokreće se praškasti motor za uklanjanje poklopca, a posljednji se odvaja od spremnika. Nakon odvajanja bloka priključka spremnika i probijanja vijaka rakete na TPK, pokreće se akumulator tlaka praha smješten u spremniku, a kad tlak dosegne 6x105N / m2 u volumenu potkeketa, raketa se počinje kretati.
Oblik praškastog naboja akumulatora tlaka odabran je na način da se zadani tlak u volumenu rakete održava konstantnim tijekom kretanja rakete u spremniku. U trenutku izlaska iz TPK-a, raketa doseže brzinu od 30m / s. Na visini od 10-20m iznad presjeka spremnika, lansira se raketa čvrstog pogonskog pogona prvog stupnja. Istodobno se provodi razdvajanje potpornih prstenova i odvajanje bloka rakete. Motor u prvoj fazi radi oko 58 sekundi. Kad tlak u komori padne na 5x105N / m2, pokreće se prašak za završnu fazu, koji radi sve dok gorivo u potpunosti ne izgori. 11 s nakon pokretanja motora zadnjeg stupnja, pokreće se drugi stupanj motora, kad dosegne 90% nazivnog potiska, raketa se razdvaja.
Ako se "lagana" bojna glava koristi za 56 sekundi rada motora drugog stupnja, okretanje glave se postavlja na početne vrijednosti. Kad se postigne potrebna kombinacija parametara kretanja rakete (brzina, koordinate itd.), Osiguravajući zadani raspon paljbe, upravljački sustav izdaje naredbu za isključivanje motora. Istodobno se odvaja dio glave.
Prije nego što raketa napusti TPK. ako je potrebno, ispiranje se može prekinuti. Također je data mogućnost hitne detonacije rakete u letu.
U prvoj fazi rakete koriste se četiri okretne mlaznice čvrstog pogonskog motora kao upravljačke jedinice. Rotacija mlaznica vrši se hidrauličkim upravljačkim zupčanicima. Akumulator tlaka u prahu koristi se za stvaranje plina. Druga faza rakete kontrolira se u kutima nagiba i nagiba pomoću ubrizgavanja plina u nadkritični dio mlaznice s tekućim gorivom.
Druga faza je dizajnirana i proizvedena u ampuliranoj verziji. Upravljanje kutom kotrljanja drugog stupnja vrši se s dva para tangencijalno postavljenih upravljačkih mlaznica. Za rad upravljačkih mlaznica i ubrizgavanja koristi se plin koji se uzima nakon turbine turbopumpne jedinice drugog stupnja pogonskog sustava (turbogas). Plin se distribuira plinom za ubrizgavanje i upravljačkim mlaznicama, a pokreću ih električni motori.
Svaki od prva četiri upravljačka kanala je automatski upravljački sustav zatvorene petlje koji radi na principu uklanjanja neusklađenosti između trenutne vrijednosti kontroliranog parametra i njegove programirane vrijednosti. Rad petog i šestog kanala vrši se u otvorenom krugu, tj. kada se ispune potrebni uvjeti, daju se naredbe za odvajanje stupnjeva, isključenje motora drugog stupnja i odvajanje dijela glave.
Raketa provodi takozvano "vruće" razdvajanje stupnjeva, u kojem se razdvajanje prve faze događa nakon što se pokrene motor druge faze. Na kraju rada prvog stupnja motora raketa dobiva nadmorsku visinu od oko 27 km. Nerazdvojno je razdvajanje koraka na tako maloj visini, jer bi zbog velikih aerodinamičkih sila koje djeluju na raketu potrebni značajni napori da se koraci odvoje na sigurnu udaljenost. U tom smislu, etape su razdvojene nakon što raketa dosegne visinu od ~ 40 km. Tijekom razdoblja uspona do ove visine, upravljačku raketu omogućuje pomoćni motor - praškasti raketni motor završne faze potiska, koji se pokreće nakon što gorivo izgori u motoru prve faze.
Odvajanje dijela glave izvodi se na kraju aktivnog dijela putanje tijekom utjecaja potiska motora drugog stupnja. Prvo se pokreću tri eksplozivna vijka, uz pomoć kojih je dio glave pričvršćen na odjeljak s instrumentima, a zatim se raketni dio drugog stupnja usporava zbog izljeva plina pod tlakom iz oksidacijskog spremnika kroz dva antifriza smještena na prednjem dnu spremnika.
Protu-mlaznica komunicira s atmosferom kroz dva poklopca u kućištu instrumenta. Otvaranje mlaznica nastaje kao rezultat rada izduženih detonacijskih naboja, pogonjenih električnim detonatorima. Poklopi iz poklopca pretinca za instrument su otklonjeni čepovima koji lete iz mlaznica. Nakon otvaranja mlaznica pokreće se pirovalva, kroz koju potisni plin istječe u smjeru okomitom na uzdužnu os rakete. Kao rezultat toga, druga faza, koja ujedno djeluje i kao ciljani cilj, uklanja se s puta bojne glave.