Siin on selline huvitav, isegi väljapoole liikuv kompleks. Nõus, selles on midagi ebatavalist!
Mis see on …
RT-20 (RT-20P) (GRAU indeks - 8K99, vastavalt USA kaitseministeeriumi ja NATO klassifikatsioonile - SS-X-15 Scrooge (vene Skryag)) on Nõukogude mandritevaheline ballistiline rakett osana 15P699 liikuvast raketisüsteemist. Esimene NSV Liidus välja töötatud mobiilne ICBM. Seda ei võetud kasutusele. Juhtimissüsteemi töötas välja Kharkov MTÜ Elektropribor.
Lõhkepead on monoblokiga, tuumasünteesiga. "Kerge" peaosas oli keha, mis oli valmistatud kolme sfäärilise tömbiga kärbitud koonuse kujul. Aerodünaamilise tõmbe vähendamiseks paigaldati "kergele" peaosale kooniline kaitsekate, mis teise etapi mootori töö ajal kukutati, kui rakett jõudis atmosfääri harvaesinevatesse kihtidesse. Peaosa kinnitati kolme plahvatuspolti abil armatuurlaua ülemise dokiraami külge. Raketi teisest astmest lainepea eraldamiseks kasutati kolme vastupidist tõukemootorit. [4]
"Kerge" peaosa kasutamisel on instrumendisahtel kärbitud koonuse kujuga, "raske" peaosa on silindrikujuline. Instrumentide sahtlis asub suurem osa raketitõrjesüsteemi instrumentidest. Rakettmürskude juhtimissüsteem 8K99 on inertsiaalne, autonoomne õhkvedrustuse güroskoopseadmetega (kaal SU-250 kg) ja kiire digitaalse arvutiga. Rongisiseste seadmete sidepidamine kanderaketiga toimub kahe pistikuploki abil, millest üks asub mõõteriistade korpuse külgpinnal, teine mahuti küljes.
Enne raketi konteinerist lahkumist eraldatakse konteineri ühendusplokk plahvatuspoltide ja tõrjuvate vedrude abil. Pärast raketi konteinerist väljumist eraldatakse sarnaselt ka raketiühendusplokk. Raketile jäänud ploki osa suletakse kaanega. Mõõteriistade sektsioon on poltidega ühendatud kütusekambri ülemise otsaraami külge.
Reklaamvideo:
Kütusekamber on konteiner, mis on jagatud vahepõhjaga kaheks õõnsuseks: ülemine oksüdeerija jaoks ja alumine kütuse jaoks. Oksüdeerijana kasutatakse kütusena asümmeetrilise dimetüülhüdrasiinina (UDMH) lämmastiktetroksiidi. Teise astme 15D12 vedelkütusega rakettmootor kinnitatakse vardakarkassi abil kütusekambri alumise otsaraami külge.
Teist etappi kontrollitakse sammu ja pöördenurga all, puhutades turbogaasi mootori pihusti ülekriitilisse ossa. Rulli juhtimiseks kasutatakse kahte paari puutuja külge kinnitatud juhtdüüse, kasutades ka turbogaasi.
Etappide eraldamine on "kuum", s.t. plahvatusohtlikud poldid käivitatakse pärast teise astme tõukejõusüsteemi käivitamist. Üleminekukambri kestas on aknad, mis tagavad gaaside eraldumise eraldusprotsessi algfaasis. Üleminekukambri korpuse kokkupõrge teise astme mootoriga eraldamise ajal välistati spetsiaalselt vastu võetud konstruktsioonimeetmete abil.
Üleminekukamber on polteeritud esimese astme tahkekütuse mootori külge. Esimese astme mootori esiosas on viimase etapi pulberrakettmootor, mis käivitatakse pärast esimese astme mootori kütusepõlemist ja lõpetab oma töö pärast raketietappide vaheliste ühenduste katkemist. Viimase etapi mootori otsik väljub peamasina õõnsusest.
Tagaosa on kinnitatud esimese astme mootori alumise otsaraami külge, mis kaitseb mootori otsikuid ja rooliülekannet õhuvoolu ja gaasipesu mõjude eest. Esimese astme juhtimissüsteemi täitevorganiteks on tahkekütuse mootori neli pöörddüüsi. Mõlema raketietapi kere külge asetatakse rongisisene kaablivõrk välja ja kinnitatakse sulgudega, teisel etapil kere vastasküljele pannakse pneumohüdraulilise süsteemi torujuhtmed.
Rakett kinnitatakse konteineri tugijalgade külge kaheksa plahvatuspolti abil, mis on paigaldatud esimese astme mootori alumisse otsaraami. Raketi ja konteineri radiaalset liikumist takistavad neli tugirõngast.
Rakett lastakse vertikaalselt paigutatud mahutist. Algmahuti on termostaadiga. Enne starti on rakett suunatud asimuutiliselt, mis seisneb gürostabiliseeritud platvormi X-telje viimises tulistasapinnaga. X-telje jäik joondamine tulistustasapinnaga (± 10 °) teostatakse käivitusüksuse keeramisega, täpseks joondamiseks - güroskoopstabiliseeritud platvormi keeramisega. Lennuülesande sisestamine juhtimissüsteemi on kauge.
Käsul "Start" alustatakse raketi laskmisele eelnevaid toiminguid: rongisüsteemide kontrollimine, raketi lülitamine pardal oleva toiteallika juurde jne. Umbes 3 minutit hiljem, pärast käsku „Start“, plahvatatakse TPK katte laiendatud kujuga laeng, käivitatakse katte eemaldamiseks mõeldud pulbrimootor ja viimane eraldatakse mahutist. Pärast konteineri pistikuploki eraldamist ja raketi poltide purustamist TPK külge käivitatakse konteineris asuv pulberrõhuaku ja kui rõhk jõuab alamraketi ruumalas 6x105N / m2, hakkab rakett liikuma.
Surveakumu pulbrilaengu kuju valitakse nii, et alamraketi ruumalas määratletud rõhk säiliks konstantse raketi liikumise ajal konstantsena. TPK-st väljumise hetkel saavutab rakett kiirusega 30m / s. Konteineri piirist 10-20 m kõrgusel lastakse esimese astme tahke raketikütus. Samal ajal viiakse läbi tugirõngaste eraldamine ja raketiühendusploki eraldamine. Esimese etapi mootor töötab umbes 58 sekundit. Kui rõhk kambris langeb väärtuseni 5x105N / m2, käivitatakse viimase astme pulbrimootor, mis töötab seni, kuni kütus on täielikult läbi põlenud. 11 s pärast viimase etapi mootori käivitamist käivitatakse teise astme mootor, kui see saavutab 90% nimivõimsusest, raketi astmed eraldatakse.
Kui teise astme mootori 56 sekundi jooksul kasutatakse "kerget" lahingpeaotsa, lähtestatakse peakate. Kui on saavutatud raketi liikumise parameetrite nõutav kombinatsioon (kiirus, koordinaadid jne), mis annab ette nähtud laskevahemiku, annab juhtimissüsteem käsu mootori väljalülitamiseks. Samal ajal eraldatakse peaosa.
Enne raketi lahkumist TPK-st. vajadusel saab pesemisi katkestada. Samuti pakutakse raketi hädaolukorras detoneerimise võimalust lennu ajal.
Raketi esimesel etapil kasutatakse juhtimisena tahke raketikütuse mootori nelja pöörddüüsi. Düüside pöörlemine toimub hüdrauliliste rooliseadmete abil. Gaasi tootmiseks kasutatakse pulberrõhuaku. Raketi teise astme juhtimine sammu ja pöördenurga all toimub gaasi sissepritsega raketimootori vedelikekütuse ülekriitilisse ossa.
Teine etapp kavandati ja toodeti ampullitud versioonina. Teise astme pöördenurga juhtimist teostavad kaks paari tangentsiaalselt paigaldatud juhtdüüse. Kontrolldüüside ja sissepritse tööks kasutatakse gaasi, mis võetakse pärast teise astme tõukejõusüsteemi (turbogaas) turbiini. Gaasi tarnivad sissepritse- ja juhtpihustitesse gaasimootorid, mida käitavad elektrimootorid.
Kõik esimesed neli juhtimiskanalit on suletud ahelaga automaatjuhtimissüsteem, mis töötab põhimõttel, mis välistab erinevuse kontrollitava parameetri praeguse väärtuse ja selle programmeeritud väärtuse vahel. Viienda ja kuuenda kanali töö toimub avatud vooluringis, s.o. kui vajalikud tingimused on täidetud, antakse käsk astmed eraldada, teise astme mootor välja lülitada ja peaosa eraldada.
Rakett rakendab niinimetatud "kuuma" astmete eraldamist, milles esimese astme eraldamine toimub pärast teise astme mootori käivitamist. Esimese etapi mootori töötamise lõpuks saavutab rakett umbes 27 km kõrguse. Nii madalal kõrgusel astmeid eraldada on kahjumlik, kuna raketil mõjuvate suurte aerodünaamiliste jõudude tõttu oleks vaja olulisi jõupingutusi, et eraldada astmed ohutusse kaugusesse. Sellega seoses eraldatakse etapid pärast seda, kui rakett jõuab ~ 40 km kõrgusele. Sellele kõrgusele tõusmise ajal tagab raketi juhitavuse abimootor - tõukejõu viimase etapi pulberrakettmootor, mis käivitatakse pärast esimese astme mootoris oleva kütuse põlemist.
Peaosa eraldamine toimub trajektoori aktiivse lõigu lõpus mootori teise astme tõukejõu järelmõjul. Esiteks käivitatakse kolm plahvatuslikku polti, mille abil peaosa kinnitatakse instrumendi sektsiooni ja seejärel teise etapi raketiosa aeglustub oksüdeerijapaagi survestatava gaasi väljavoolu tõttu läbi kahe antifriisi, mis paiknevad paagi esiosas.
Düüsivastane otsik on atmosfääriga ühenduses kahe luugi kaudu armatuurlaua korpuses. Pihustite avamine toimub elektriliste detonaatorite poolt käivitatud piklike detoneerivate laengude toimimise tagajärjel. Mõõteriistade sektsiooni luugikaaned löövad otsikutest välja lendavad pistikud ära. Pärast pihustite avamist käivitatakse püroventiil, mille kaudu voolava gaasi voolab välja raketi pikiteljega risti olevas suunas. Selle tulemusel eemaldatakse lahingupea trajektoorilt teine etapp, mis toimib ka peibutussihtmärgina.
