Поиск по сайту

Home Артиллерия Ракетное оружие Межконтинентальная баллистическая ракета 8К99 РТ-20 (СССР)

PostHeaderIconМежконтинентальная баллистическая ракета 8К99 РТ-20 (СССР)


Межконтинентальная баллистическая ракета 8К99 РТ-20МБР РТ-20 (индекс ГРАУ - 8К99) - межконтинентальная баллистическая ракета в составе подвижного ракетного комплекса наземного базирования 15П699. Первая мобильная МБР, разработанная в СССР. Головной разработчик - ОКБ-586. На вооружение не принималась. Разработка РТ-20 началась в ОКБ-586 под руководством М. К. Янгеля на основании постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 4 апреля 1961 года № 316-137сс. Научно-исследовательские работы (НИР) по ракете было предписано провести в 1961-1962 годах с последующим их переводом в опытно-конструкторскую разработку (ОКР). В основу НИР было положено тактико-техническое задание Министерства обороны СССР по созданию малогабаритной твердотопливной МБР со стартовой массой 25 тонн.


Проведенная НИР показала, что с учетом всех факторов стартовая масса малогабаритной МБР на твердом топливе может быть реализована лишь на уровне, в 1,5 раза превышающем заданный. В итоге в ОКБ-586 предложили создать двухступенчатую малогабаритную МБР комбинированного типа - твердотопливный двигатель на 1-й ступени и жидкостный - на 2-й. Применение ампулизированной ступени с жидкостным ракетным двигателем позволяло сохранить основные эксплуатационные преимущества твердотопливного двигателя и уложиться по стартовой массе в допустимые пределы.
 
Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 565-197сс от 22 мая 1963 года НИР по данной теме была переведена в ОКР. При этом ОКБ-586 поручалась разработка предэскизного проекта комбинированной ракеты РТ-20П со стартовой массой не более 30 тонн. Ракете был присвоен индекс 8К99П, маршевому двигателю 1-й ступени - 15Д15, маршевому двигателю 2-й ступени - 15Д12. На основании положительных результатов проведенных проектных и экспериментальных работ руководство ОКБ-586 в ноябре 1963 года вышло в правительство с предложением о создании подвижного ракетного комплекса на гусеничном ходу с комбинированной двухступенчатой МБР. Предложение рассматривалось как первый этап создания комплекса, с последующей модернизацией и заменой ступени с жидкостным двигателем на ступень с твердотопливным двигателем.
 
Межконтинентальная баллистическая ракета 8К99 РТ-20
Эскизный проект ракеты РТ-20П был выпущен в декабре 1964 года. Согласно требованиям технического задания в КБ «Кировского завода» в Ленинграде под руководством Ж. Я. Котина была разработана самоходная пусковая установка на гусеничном ходу для пуска МБР. Впервые комплекс был продемонстрирован на военном параде в Москве 7 ноября 1965 года. Летные испытания ракеты начались в октябре 1967 года в Плесецке. Было проведено 12 испытательных пусков, после чего в октябре 1969 года вышло постановление Совета Министров СССР о прекращении работ по причине сложности эксплуатации подвижного комплекса с жидкостным ракетным двигателем на 2-й ступени, а также отсутствие государственной программы по его размещению на территории страны.
 
Головные части - моноблочные, термоядерные. "Легкая" головная часть имела корпус, выполненный в виде набора трех усеченных конусов со сферическим притуплением. Для уменьшения аэродинамического сопротивления на "легкой” головной части устанавливался конический обтекатель, сбрасываемый во время работы двигателя второй ступени, когда ракета достигнет разряженных слоев атмосферы. Головная часть крепилась к верхнему стыковочному шпангоуту приборного отсека с помощью трех разрывных болтов. Для отделения головной части от второй ступени ракеты использовались три двигателя обратной тяги. Приборный отсек в случае использования "легкой" головной части имеет форму усеченного конуса, "тяжелой" головной части - цилиндрическую форму. В приборном отсеке размещена основная часть приборов системы управления ракетой.
 
Система управления ракетой 8К99 - инерциальная, автономная с гироприборами на воздушном подвесе ( вес СУ - 250кг) и быстродействующей цифровой вычислительной машиной. Связь бортовой аппаратуры с пусковой установкой осуществляется с помощью двух блоков разъемов, один из которых расположен на боковой поверхности корпуса приборного отсека другой - на контейнере. Перед выходом ракеты из контейнера при помощи разрывных болтов и отталкивающих пружин происходит разделение блока разъемов контейнера. После выхода ракеты из контейнера аналогичным образом разделяется блок разъемов ракеты. Оставшаяся на ракете часть блока закрывается крышкой. Приборный отсек крепится болтами к верхнему торцевому шпангоуту топливного отсека.
 
Топливный отсек представляет собой емкость, разделенную промежуточным днищем на две полости: верхнюю для окислителя и нижнюю для горючего. В качестве окислителя используется азотный тетраоксид в качестве горючего - несимметричный диметилгидразин (НДМГ) К нижнему торцевому шпангоуту топливного отсека при помощи стержневой рамы крепится жидкостный ракетный двигатель 15Д12 второй ступени. Управление второй ступенью по углам тангажа и рысканья осуществляется вдувом турбогаза в закритическую часть сопла двигателя. Для управления по крену служат две пары тангенцильно установленных управляющих сопла, также использующих турбогаз.
 
Разделение ступеней "горячее", т.е. срабатывание разрывных болтов происходит после запуска двигательной установки второй ступени. В оболочке переходного отсека имеются окна, обеспечивающие выход газов на начальной стадии процесса разделения. Соударение корпуса переходного отсека с двигателем второй ступени при разделении, исключено специально принятыми конструктивными мерами. Переходной отсек с помощью болтов соединен с твердотопливным двигателем первой ступени. На переднем днище двигателя первой ступени расположен пороховой ракетный двигатель конечной ступени, запускаемый после выгорания топлива в двигателе первой ступени и заканчивающий свою работу после разрыва связей между ступенями ракеты. Сопло двигателя конечной ступени выходит в полость основного двигателя.
 
К нижнему торцевому шпангоуту двигателя первой ступени крепится хвостовой отсек, предохраняющий сопла двигателя и рулевой привод от воздействия потока воздуха и газовых струй. Исполнительными органами системы управления первой ступени являются четыре поворотных сопла твердотопливного двигателя. Вдоль корпусов обеих ступеней ракеты снаружи проложены и закреплена с помощью кронштейнов бортовая кабельная сеть, с противоположной стороны вдоль корпуса второй ступени проложены трубопроводы пневмогидравлической системы. Крепление ракеты к опорным пятям контейнера производится с помощью восьми разрывных болтов, установленных на нижнем торцевом шпангоуте двигателя первой ступени. Радиальному перемещению ракеты и контейнера препятствуют четыре опорных кольца.
 
Старт ракеты производится из вертикально расположенного контейнера. Пусковой контейнер - термостатирован. Перед стартом осуществляется азимутальное прицеливание ракеты, которое заключается в совмещении оси Х гиростабилизированной платформы с плоскостью стрельбы. Грубое совмещение оси Х с плоскостью стрельбы (±10°) производится путем разворота стартового агрегата, в точное - поворотом гиростабилизированной платформы. Ввод полетного задания в СУ - дистанционный. Перед выходом ракеты из ТПК, в случае необходимости, может быть произведено аварийное прекращение пуска. Предусмотрена также возможность аварийного подрыва ракеты в полете.
 
Технические характеристики МБР 8К99 РТ-20
Количество ступеней - 2
Длина, м:
- с тяжелой ГЧ - 17,8
- с легкой ГЧ - 17,48
Диаметр корпуса, м - 1,6
Стартовая масса, т - 30-30,2
Забрасываемый вес, т:
- с тяжелой ГЧ - 1,41
- с легкой ГЧ - 0,545
Максимальная дальность, км:
- с тяжелой ГЧ - 7000-8000
- с легкой ГЧ - 11000
Точность (КВО), км - 2-4
Тип головной части - моноблочная, ядерная
Количество боевых блоков - 1
Мощность заряда, Мт - 0,4 или 1
 

авторы статьи: А.Б. Железняков
первоисточник: «100 лучших ракет СССР и России»
 
Кто на сайте
Сейчас 262 гостей онлайн

Наша группа ВК - Dogswar.ru

Рейтинг@Mail.ru