Aquí hay un complejo tan interesante, incluso aparentemente móvil. De acuerdo, ¡hay algo inusual en eso!
Que es esto …
RT-20 (RT-20P) (índice GRAU - 8K99, según la clasificación del Ministerio de Defensa de los Estados Unidos y la OTAN - SS-X-15 Scrooge (Skryag ruso)) es un misil balístico intercontinental soviético que forma parte del sistema de misiles móviles terrestres 15P699. El primer misil balístico intercontinental móvil desarrollado en la URSS. No fue aceptado en servicio. El sistema de control fue desarrollado por Kharkov NPO Elektropribor.
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Las ojivas son monobloque, termonucleares. La parte de la cabeza "ligera" tenía un cuerpo en forma de un conjunto de tres conos truncados con embotamiento esférico. Para reducir la resistencia aerodinámica, se instaló un carenado cónico en la parte "ligera" de la cabeza, que se dejó caer durante el funcionamiento del motor de la segunda etapa, cuando el cohete alcanzó las capas enrarecidas de la atmósfera. La parte de la cabeza se unió al marco de acoplamiento superior del compartimiento de instrumentos con tres pernos explosivos. Se utilizaron tres motores de empuje inverso para separar la ojiva de la segunda etapa del cohete. [4]
El compartimento de instrumentos en el caso de utilizar la parte de la cabeza "ligera" tiene la forma de un cono truncado, la parte de la cabeza "pesada" tiene una forma cilíndrica. El compartimento de instrumentos alberga la mayor parte de los instrumentos del sistema de control de misiles. El sistema de control de misiles 8K99 es inercial, autónomo con dispositivos giroscópicos de suspensión neumática (peso SU-250 kg) y una computadora digital de alta velocidad. La comunicación del equipo de a bordo con el lanzador se realiza mediante dos bloques de conectores, uno de los cuales se ubica en la superficie lateral del cuerpo del compartimento de instrumentos y el otro en el contenedor.
Antes de que el misil abandone el contenedor, el bloque conector del contenedor se separa mediante pernos explosivos y resortes repulsivos. Después de que el misil sale del contenedor, el bloque conector del misil se separa de manera similar. La parte del bloque que queda en el cohete se cierra con una tapa. El compartimiento de instrumentos está atornillado al marco del extremo superior del compartimiento de combustible.
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El compartimento de combustible es un recipiente dividido por un fondo intermedio en dos cavidades: la superior para el oxidante y la inferior para el combustible. Como oxidante, el tetróxido de nitrógeno se utiliza como combustible - dimetilhidrazina asimétrica (UDMH). Un motor de cohete de propulsante líquido 15D12 de la segunda etapa se fija al marco del extremo inferior del compartimiento de combustible mediante un marco de varilla.
La segunda etapa se controla en los ángulos de cabeceo y guiñada soplando turbogas en la parte supercrítica de la boquilla del motor. Para el control de balanceo, se utilizan dos pares de boquillas de control montadas tangencialmente, también usando turbogas.
La separación de las etapas es "caliente", es decir los pernos explosivos se activan después de que se inicia el sistema de propulsión de la segunda etapa. En la carcasa del compartimento de transición hay ventanas que aseguran el escape de gases en la etapa inicial del proceso de separación. La colisión de la carcasa del compartimiento de transición con el motor de la segunda etapa durante la separación fue excluida por medidas de diseño especialmente adoptadas.
El compartimiento de transición está atornillado al motor de combustible sólido de primera etapa. En la parte inferior delantera del motor de la primera etapa, hay un motor de cohete de polvo de la etapa final, que se pone en marcha después de que se queme el combustible en el motor de la primera etapa y finaliza su trabajo después de romper las conexiones entre las etapas del cohete. La boquilla del motor de etapa final sale a la cavidad principal del motor.
El compartimento trasero está unido al bastidor del extremo inferior del motor de la primera etapa, que protege las toberas del motor y el mecanismo de dirección de los efectos del flujo de aire y los chorros de gas. Los órganos ejecutivos del sistema de control de la primera etapa son cuatro boquillas giratorias de un motor de combustible sólido. A lo largo de los cascos de ambas etapas del cohete, la red de cables a bordo se coloca afuera y se fija con soportes, en el lado opuesto a lo largo del casco de la segunda etapa, se colocan las tuberías del sistema neumohidráulico.
El cohete se fija a las patas de soporte del contenedor mediante ocho pernos explosivos instalados en el marco del extremo inferior del motor de la primera etapa. El movimiento radial del misil y el contenedor está impedido por cuatro anillos de soporte.
El cohete se lanza desde un contenedor colocado verticalmente. El recipiente de partida está termostatizado. Antes del lanzamiento, el misil se apunta azimutalmente, que consiste en alinear el eje X de la plataforma giroscópica con el plano de disparo. La alineación aproximada del eje X con el plano de disparo (± 10 °) se realiza girando la unidad de lanzamiento, hasta la alineación exacta, girando la plataforma giroscópica. La entrada de la tarea de vuelo en el sistema de control es remota.
Con el comando "Inicio", comienzan las operaciones que preceden al lanzamiento del cohete: comprobar los sistemas de a bordo, cambiar el cohete a la fuente de alimentación de a bordo, etc. Aproximadamente 3 minutos más tarde, después del comando de “Arranque”, se detona la carga de forma extendida de la cubierta TPK, se pone en marcha el motor de pólvora para quitar la cubierta, y esta última se separa del contenedor. Después de separar el bloque conector del contenedor y romper los tornillos del cohete al TPK, se lanza un acumulador de presión de pólvora, ubicado en el contenedor, y cuando la presión alcanza los 6x105N / m2 en el volumen del sub-cohete, el cohete comienza a moverse.
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La forma de la carga de pólvora del acumulador de presión se selecciona de tal manera que la presión especificada en el volumen del subcohete se mantenga constante durante el movimiento del cohete en el contenedor. En el momento de la salida del TPK, el cohete alcanza una velocidad de 30 m / s. A una altura de 10-20 m por encima del límite del contenedor, se lanza el cohete propulsor sólido de primera etapa. Al mismo tiempo, se realiza la separación de los anillos de soporte y la separación del bloque conector del cohete. El motor de la primera etapa funciona durante unos 58 segundos. Cuando la presión en la cámara desciende a 5x105N / m2, se arranca el motor de polvo de la etapa final, que funciona hasta que el combustible se quema por completo. 11 s después de arrancar el motor de la etapa final, se arranca el motor de la segunda etapa, cuando alcanza el 90% del empuje nominal, las etapas del cohete se separan.
Si se utiliza una ojiva "ligera" durante 56 segundos de funcionamiento del motor de la segunda etapa, se reinicia el carenado de la cabeza. Cuando se logra la combinación requerida de parámetros del movimiento del cohete (velocidad, coordenadas, etc.), proporcionando el rango de disparo especificado, el sistema de control emite un comando para apagar el motor. Al mismo tiempo, se separa la parte de la cabeza.
Antes de que el misil abandone el TPK. si es necesario, se pueden interrumpir los lavados. También se proporciona la posibilidad de detonación de emergencia de un cohete en vuelo.
En la primera etapa del cohete, se utilizan como controles cuatro toberas giratorias de un motor de propulsor sólido. La rotación de las boquillas se realiza mediante mecanismos de dirección hidráulicos. Se utiliza un acumulador de presión de polvo para generar gas. El control de la segunda etapa del cohete en los ángulos de cabeceo y guiñada se realiza mediante inyección de gas en la parte supercrítica de la tobera del motor cohete propulsor líquido.
La segunda etapa fue diseñada y producida en versión ampullada. El control del ángulo de balanceo de la segunda etapa se realiza mediante dos pares de boquillas de control montadas tangencialmente. Para el funcionamiento de las boquillas de control e inyección se utiliza gas, que se toma después de la turbina de la unidad turbobomba del sistema de propulsión de segunda etapa (turbogas). El gas se suministra a la inyección y a las boquillas de control mediante distribuidores de gas, que son accionados por motores eléctricos.
Cada uno de los primeros cuatro canales de control es un sistema de control automático de circuito cerrado que opera según el principio de eliminar la falta de coincidencia entre el valor actual del parámetro controlado y su valor programado. El funcionamiento del quinto y sexto canal se lleva a cabo en circuito abierto, es decir cuando se cumplen las condiciones necesarias, se dan órdenes para separar las etapas, apagar el motor de la segunda etapa y separar la sección de cabeza.
El cohete implementa la separación de etapas denominada "en caliente", en la que la separación de la primera etapa se produce después de que se pone en marcha el motor de la segunda etapa. Al final de la operación del motor de la primera etapa, el cohete asciende a unos 27 km. No es rentable separar los escalones a una altitud tan baja, ya que, debido a las grandes fuerzas aerodinámicas que actúan sobre el cohete, se requerirían esfuerzos importantes para separar los escalones a una distancia segura. En este sentido, las etapas se separan después de que el cohete alcanza una altitud de ~ 40 km. Durante el período de ascenso a esta altura, la capacidad de control del cohete la proporciona un motor auxiliar, un motor de cohete de pólvora de la etapa final de empuje, que se lanza después de que el combustible se quema en el motor de la primera etapa.
La separación de la parte de la cabeza se realiza al final de la sección activa de la trayectoria durante la secuela del empuje del motor de la segunda etapa. Primero, se disparan tres pernos explosivos, con la ayuda de los cuales la parte de la cabeza está unida al compartimiento de instrumentos, y luego la parte del cohete de la segunda etapa se desacelera debido a la salida del gas presurizante del tanque oxidante a través de dos anticongelantes ubicados en la parte inferior frontal del tanque.
El antinyector se comunica con la atmósfera a través de dos trampillas en la carcasa del compartimento de instrumentos. La apertura de las boquillas se produce como resultado del funcionamiento de cargas detonantes alargadas, impulsadas por detonadores eléctricos. Las tapas de las escotillas del compartimento de instrumentos se rompen debido a los tapones que salen despedidos de las boquillas. Después de abrir las boquillas, se activa una piroválvula, a través de la cual sale el gas de impulso en una dirección perpendicular al eje longitudinal del cohete. Como resultado, la segunda etapa, que también actúa como un objetivo señuelo, se elimina de la trayectoria de la ojiva.
