ru en ua pl de es it fr el tr da cs zh-tw bg ro pt ar eo az be nl hi hr
Kategori Hjem  

Strategisk missil 15P699 med ICBM RT-20P 8K99


2015-05-21 00:00:00

Baseres

:

Pansrede, Mine PU

management system:

management software

Warhead:

spetsboepripasov

Anvendelse:

Strategisk

Land:

Rusland

Rækkevidde:

11000 km.

år udvikling:

1967

strategisk missil-system med IDB 15p699 pm-20P 8k99 Udvikling mobil missil system er udstyret med interkontinentale ballistiske missiler ICBM, begyndte i" sydlige "Dnepropetrovsk i 1964. Den første variant af RS-20 8K99 repræsenterede tre-trins fast brændsel missil. I den næste fase af design arbejde for at reducere vægten af raket blev besluttet at udvikle en to-trins RT-20P med den første etape, der er udstyret med en solid-drivmiddel raket motor, og en anden fase med LRE. Denne beslutning blev truffet på grund af det faktum, at raketten blev placeret på en bevægelig bane selvkørende installation baseret på T-10M objekt 821, der ikke kunne transporteres raket vejer mere end 30t.

Officielt

udvikling af komplekset fik USSR CM resolutionen af 24. august 1965. I 1966 blev han foreløbige design rullende kompleks 15P699.

Developer selvkørende launcher - LACA chefdesigner BG trommer solidt første fase motor blev udviklet i KBM chefdesigner Barber M. Yu, en udvikler af opladning - SRI-130 chefdesigner A . N. Kozlov. Parallelt med hovedudførelsesformen af missiler i LACA arbejdede ud flere muligheder baseret ICBM silo RT-20P.

test flyvning begyndte i oktober 1967 i Plesetsk Technical Lead Test VS Budnik. Blev udført 12 test lanceringer, fulgte i oktober 1969 udstedte et dekret om afvikling af USSR. Årsag arbejdsophør var operationel kompleksitet rullende kompleks med flydende raket motor i anden fase samt fraværet af statens program for dens placering i landet.

kompleks blev demonstreret for første gang under en militærparade i Moskva den 7. november 19665 år.

kompleks blev udpeget NATO SS-X-15 "Joakim" .

Sammensætning

strategisk missil-system med IDB 15p699 pm-20P 8k99 Den komplekse 15P699 omfattede:

• seks selvkørende PU CM-SP21 missil RT-20P 8K99

• Machine bekæmpe kontrol 15N809

• to forberedelse bil position 15N1034

• to dieseldrift 15P694

• kommunikationsknudepunkt "Relief".

8K99 raket skal anvendes på to måder: med en lys se figur 1 og tunge se figur 2 sprænghoveder. Sprænghoveder - monoblok, fusion. "Light" sprænghoved havde et organ i form af et sæt af tre keglestubbe med sfærisk sløvhed. For at reducere træk på "nemme" lederen af den koniske kåben installeret kan nulstilles, mens motoren af anden etape, da raketten når den forfinede atmosfære. Hovedet del var fastgjort til den øverste docking frames instrument rum med tre eksplosive bolte. For at adskille hovedet fra anden etape af raketten brugte tre motor reversering af trykket.

Instrument

rum i tilfælde af "light" dele af hovedet har en keglestubformet form, de "tunge" hoveddel - cylindrisk form. I instrumentet rummet lagt størstedelen af missil kontrolsystem enheder. Missil styresystem 8K99 - inertiel, autonom gyro med luftaffjedring SU vægt - 250 kg og high-speed digital computer. Kommunikation med udstyret om bord launcher via to blokke konnektorer, hvoraf den ene er placeret på den side overflade af huset af instrumentet rum anden - på beholderen. Før du forlader missil fra beholderen ved hjælp af en diskontinuerlig bolte og fjedre er adskilt frastødende blok stik container. Efter raket fra beholderen ligeledes delt klemrækkearrangementer missiler. Den resterende del af blokken på missilet låget er lukket. Instrument rum boltet til den øvre ende af det brændstof skilleplade.

Benzintank rum er adskilt af en mellemliggende bund i to hulrum: den øvre og nedre oxidant til brændsel. Som oxidationsmiddel anvendes nitrogen tetroxid i brændstof - usymmetrisk dimethylhydrazin UDMH til den nedre ende af brændstof rum rammer ved hjælp af rammen stang fastgjort 15D12 flydende raketmotor af anden fase. Forvaltning af anden etape for pitch og yaw gjort blæser turbine gas i overkritisk del af motoren dyse. For roll kontrol er to par tangentsilno etablerede kontrol dyser, der også turbogas.

adskillelse trin "hot", dvs udløser eksplosive bolte sker efter lanceringen af anden etape fremdrivningssystem. Skallen af overførslen rummet er vinduer giver gasproduktion i den indledende fase af adskillelse processen. Kollision af midlertidige boliger til motorrummet i adskillelsen af den anden etape, der specifikt udelukkes ved konstruktive foranstaltninger.

Transitional rum med bolte er forbundet til den første fase solid motor. På forsiden i bunden af motoren af første etape drivmiddel raket motor er den sidste fase, udløst efter brændende brændstof i motoren af første etape og afsluttes efter at bryde bindingerne mellem stadier af raket. Afsluttende fase motor dyse går ind i hulrummet af hovedmotoren.

til den nedre ende af de rammer første fase motor er monteret hale sektion, der beskytter motoren dyse og styretøjet fra virkningerne af luft-og gas-jetfly. Udøvende organer for styresystemet af første etape er fire roterende dyse af det faste brændstof. Bygninger langs begge rakettrin uden brolagt og sikret med beslag ombord kabelnet, på den modsatte side langs kroppen af anden etape rørledninger, der er flydende system.

Fastgørelse

pyatyam missil støtte beholder diskontinuerlig de otte monteret på den nedre ende af rammerne for den første fase motor bolte. Radial bevægelse af beholderen og forhindrer raket fire støtteringe.

strategisk missil-system med IDB 15p699 pm-20P 8k99

Lanceringen er lavet af en lodret beholder. Launch dunk - med termostat. Udføres før start azimuth sigter missiler, der består i at kombinere X-aksen gyro stabiliseret platform med planet af brand. Groft tilpasning af X-aksen og planet af brand ± 10 ° udføres ved at dreje start enhed i den aktuelle - dreje gyrostabiliserede platform. Indtast flyvningen mission i SU -. Fjernbetjening

på kommandoen "Start" begynde operationer forud for lanceringen af en raket: tjek ombord systemer, skifte missiler om bord måltider osv. Efter ca 3 min, efter at kommandoen "Start" undermineres af et aflangt hul afgift dækker WPK, motoren kører pulver slip dækning og adskiller sidstnævnte fra beholderen. Efter separation af klemkassen af beholderen og brud på bolte raketdrivstof begynder at TPK trykakkumulator er anbragt i beholderen, og når trykket i volumenet podraketnom 6h105N/m2 raket begynder at bevæge sig. Form af pulver ladetryk akkumulator er valgt således, at nævnte tryk podraketnom volumen under bevægelse af en raket beholderen holdes konstant. På tidspunktet for udgivelsen af WPK raket når en hastighed på 30 m/ sek. Med en højde på 10-20m over snittet beholder vil starte op den første etape fast drivmiddel. Samtidig adskillelsen af støtte ringe og adskillelsen af klemkassen af raketten. Første fase motoren kører omkring 58C. Når trykket i kammeret til 5h105N/m2 krudt motoren starter den sidste fase, som løber indtil fuldstændig forbrænding af brændstof. Gennem 11c efter start den afsluttende fase motoren startes den anden fase, når produktionen tilstand er 90% af normerede løfteevne raket fase separation opstår. I tilfælde af "lys" på hoveddelen 56c af den anden fase nulstiller fairing. Når den ønskede kombination af parametre af raket hastighed, koordinater osv. give et forudbestemt område styresystemet kommandoer standsning af motoren. Samtidig leder af afdelingen.

Før du forlader

missiler fra WPK. hvis det er nødvendigt, være produceret moyaet starte abort. Det er også muligt utilsigtet detonation missil under flyvningen.

I den første fase raket, da regeringen bruger fire roterende dyse af det faste brændstof. Roterende dyser leveres med hydraulisk styretøj maskiner. Gas bruges til at generere et pulver trykakkumulator. Forvaltning af den anden fase af lanceringen på banen og krøje udføres ved injektion af gas i det superkritiske del af dysen motorer. Den anden fase er designet og produceret i ampulizirovannom ydeevne. Forvaltning af det andet trin udføres ved en krængningsvinkel to par dyser tangentielt monterede kontrol. For at betjene og kontrol dyser blæser gas anvendes, bløder efter turbinen turbopump propel anden fase turbogas. Gasforsyningen til indtag og kontrol dyse gennemført gas forhandlere, som er drevet af elmotorer.

Management missil båret af seks kontrol kanaler:

• stabilisering krængningsvinkel kanal

• stabilisering side kanal

• normal hastighedsstyring kanal

• langsgående hastighed styrekanal

• en række kontrol-kanal kontrol kanal slukke for motoren af anden etape og lederen af afdelingen

• kontrol kanaladskillelse trin.

Hver af de første fire kanaler af kontrol er en lukket sløjfe automatisk kontrol system, der fungerer på princippet om at fjerne misforholdet mellem den aktuelle værdi af den kontrollerede parameter og dens værdi programmering. Det femte og sjette kanaler er åbne for ordningen, dvs når der serveres de nødvendige betingelser på holdopdeling skridt fra motoren af anden etape og adskillelsen af hovedpartiet.

I

raket implementeret såkaldte "hot" separation trin, hvor det første trin adskillelse sker, efter at motoren af anden etape. Ved afslutningen af den første fase motor raket klatrer omkring 27 km. Fremstil separation etaper på sådan en lav højde er urentable, som på grund af de store aerodynamiske kræfter på raketten, vil kræve en betydelig indsats til avl trin til en sikker afstand. I forbindelse med dette trin er adskilt efter missil højde ~ 40 km. Under opsving op til denne højde håndtering fra hjælpemotoren raketmotor - pulver raket motor stak den sidste etape, der starter efter brændende brændstof i motoren af første fase

.

Branch hoveddelen er fremstillet ved udgangen af den aktive del af banen under eftervirkninger af motorens stak anden fase. Udløses tre diskontinuerlige bolt, som hoveddelen er fastgjort til instrumentet rum og derefter bremses raket af anden fase som følge af gasstrømmen gennem oxidationsmidlet tanktrykgas protivosopla to er placeret på den forreste bunden af tanken. Protivosopla kommunikerer med atmosfæren gennem to lemme i kroppen af instrumentet rum. Åbning opstår som et resultat af dyse aktivering aflange detonerende afgifter betjente elektriske detonatorer. Mandehulsdæksler instrument rum udsmider propper udsendes fra dyserne. Efter åbning af dyserne udløses pyro ventil gennem hvilken gassen overtryk ender i en retning vinkelret på den langsgående akse af missil. Som et resultat af denne anden fase, der udfører den rolle vildledning, ledes væk fra bane af hoveddelen.

PERFORMANCE

Generelle kendetegn BR

Parameter

Med svær MS

Med nem

MS

skydebanen, km

7000-8000

11000

Våben Præcision CWE, m

2000-4000

Power afgift sprænghoved, Mt

1.5

0.55

MS

Vægt kg

1410

545

Missile længde

17,8

17.48

længde uden raket sprænghoved, m

16,2

diameter, m

1.6

startvægt, t

30-30,2

første etape

Længde, m

6.12

længde med overførsel rum, m

9.8

diameter, m

1.8

fast drivmiddel motor RD-15D15

Link på jorden, n

60

brændstof vægt, t

16,7

VÆGT, t

2,45

anden etape 8K94

Længde, m

8,4

diameter, m

1.8

Engine LRE 15D12

Vacuum stak, n

14-15

brændstof vægt, t

8.9

hoved del

Længde med kåbe, m

2.435

diameter ved bunden, m

1,06

launcher SM-SP21

Længde med TPC, m

20

Højde, m

3.15

Bredde, m

4.4

Vægt, t

62,2





Relaterede artikler

 Fighter Yak-9K pistol NA-45
 Medium beholder T-54
 9mm G055 ATP, CP-1 vektor "Gyurza
 130-mm multiple raketkaster typen 82
 

Sitet er en privat samling af materiale og er en amator oplysende og p?dagogisk ressource. Alle oplysninger stammer fra offentlig dzherel.Administratsiya ikke for forfatterskab af de anvendte materialer. Alle rettigheder tilhorer deres ejere