Ракетный комплекс 15П699 с МБР РТ-20П (8К99)

Тема в разделе "Нереализованные проекты", создана пользователем vlad2654, 16 фев 2009.

  1. vlad2654

    vlad2654 Модератор Команда форума

    Регистрация:
    11.03.08
    Сообщения:
    15.911
    Симпатии:
    67
    Адрес:
    г. Ставрополь
    Стратегический ракетный комплекс 15П699 с МБР РТ-20П (8К99)
    Разработка ракетного комплекса, оснащенного межконтинентальной баллистической ракетой (МБР), началась в КБ Южное (г.Днепропетровск) в 1964 году. Первый вариант МБР РТ-20 (8К99) представлял из себя трехступенчатую твердотопливную ракету. При проведении следующей стадии проектных работ для уменьшения стартового веса ракеты было принято решение о разработке двухступенчатой РТ-20П с первой ступенью, оснащенной твердотопливным ракетным двигателем, и второй ступенью с ЖРД. Такое решение было принято вследствие того, что ракета размещалась на подвижной гусеничной самоходной установке на базе танка Т-10М (обьект 821), которая не могла транспортировать ракету массой более 30т.

    Официально разработка комплекса была задана постановлением СМ СССР от 24 августа 1965 года. В 1966 году были выполнены эскизные проекты подвижного комплекса 15П699 и шахтного 15ПО99 (в двух вариантах – с люлькой и опорным кольцом) .

    Разработчик самоходной пусковой установки - КБСМ (гл.конструктор Б.Г.Бочков), твердотопливный двигатель первой ступени разрабатывался в КБ машиностроения (гл.конструктор Цирюльников М.Ю.), разработчик заряда - НИИ-130 (гл.конструктор Л.Н.Козлов). Параллельно основному варианту размещения ракет в КБСМ прорабатывалось несколько шахтных вариантов базирования МБР РТ-20П.

    Летный испытания ракеты начались в октябре 1967 года в Плесецке (технический руководитель испытаний В.С.Будник). Было проведено 12 испытательных пусков после чего в октябре 1969 года вышло постановление СМ СССР о прекращении работ. Причиной прекращения работ была сложность эксплуатации подвижного комплекса с жидкостным ракетным двигателем на второй ступени, а также отсутствие государственной программы по его размещению на территории страны.

    Впервые комплекс был продемонстрирован на военном параде в Москве 7 ноября 19665 года. Комплекс получил обозначение НАТО SS-X-15 «Scrooge».

    В состав комплекса 15П699 входило:
    - шесть самоходных ПУ СМ-СП21 с ракетами РТ-20П(8К99);
    - машина боевого управления 15Н809;
    - две машины подготовки позиции 15Н1034;
    - две дизель-электростанции 15П694;
    - узел связи «Рельеф».

    Ракета 8К99 предполагалось использовать в двух вариантах: с легкой и тяжелой головными частями. 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- 250 кг) 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.

    По команде Пуск начинаются операции, предшествующие старту ракете: проверка бортовых систем, переключение ракеты на бортовое питание и т.д. Примерно через 3мин, после команды Пуск подрывается удлиненный кумулятивный заряд крышки ТПК, запускается пороховой двигатель увода крышки и последняя отделяется от контейнера. После разделения блока разъемов контейнера и разрыва болтов крепления ракеты к ТПК запускается пороховой аккумулятор давления, расположенный в контейнере, и при достижении в подракетном объема давления 6х105 Н/м2 ракета начинает движение. Форма порохового заряда аккумулятора давления выбрана таким образом, что указанное давление в подракетном объеме в процессе движения ракеты в контейнере поддерживается постоянным. В момент выхода из ТПК ракета достигает скорости 30м/с. На высоте 10-20м над срезом контейнера происходит запуск РДТТ первой ступени. Одновременно осуществляется отделение опорных колец и разделение блока разъемов ракеты. Двигатель первой ступени работает примерно 58с. При падении давления в камере до 5х105 Н/м2 запускается пороховой двигатель конечной ступени, который, работает до полного выгорания топлива. Через 11с после запуска двигателя конечной ступени запускается двигатель второй ступени, при выходе которого на режим 90% номинальной тяги происходит разделение ступеней ракеты. В случае использования, легкой головной части на 56с работы двигателя второй ступени производится сброс головного обтекателя. При достижении требуемого сочетания параметров движения ракеты (скорости, координат и др.), обеспечивающего заданную дальность стрельбы, система управления подает команду на выключение двигателя. Одновременно производится отделение головной части.

    Перед выходом ракеты из ТПК. в случае необходимости, может быть произведено аварийное прекращение пуска. Предусмотрена также возможность аварийного подрыва ракеты в полете.

    На первой ступени ракета в качестве органов управления используются четыре поворотных сопла твердотопливного двигателя. Поворот сопл осуществляется гидравлическими рулевыми машинами. Для выработки газа используется пороховой аккумулятор давления. Управление второй ступенью ракеты по углам тангажа и рыскания осуществляется посредством вдува газа в закритическую часть сопла ЖРД. Вторая ступень проектировалась и выпускалась в ампулизированном исполнении. Управление второй ступенью по углу крена осуществляется двумя парами тангенциально установленных управляющих сопл. Для работы управляющих сопл и вдува используется газ, отбираемый после турбины турбонасосного агрегата двигательной установки второй ступени (турбогаз). Подача газа на вдув и в управляющие сопла осуществляется газораспределителями, которые приводятся в действие электродвигателями.

    Управление ракетой осуществляется посредством шести каналов управления:
    - канала стабилизации по углу крена;
    - канала боковой стабилизации;
    - канала управления нормальной скоростью;
    - канала управления продольной скоростью;
    - канала управления дальностью полета (канала управления выключением двигателя второй ступени и отделением головной части);
    - канала управления разделением ступеней.

    Каждый из первых четырех каналов управления представляет собой замкнутую систему автоматического регулирования, работающую по принципу устранения рассогласования между текущим значением регулируемого параметра и его программным значением. Работа пятого и шестого каналов осуществляется по разомкнутой схеме, т.е. при выполнении необходимых условий подаются команды на разделение ступеней, выключение двигателя второй ступени и отделение головной частя.

    В ракете реализовано так называемое горячее разделение ступеней, при котором отделение первой ступени происходит после запуска двигателя второй ступени. В конце работы двигателя первой ступени ракета набирает высоту около 27км. Производить разделение ступеней на столь малой высоте невыгодно, поскольку из-за больших аэродинамических сил, действующих на ракету, потребовались бы значительные усилия для разведения ступеней на безопасное расстояние. В связи с этим ступени разделяются после достижения ракетой высоты ~ 40 км. В период подъема до этой высоты управляемость ракета обеспечивается вспомогательным двигателем - пороховым ракетным двигателем конечной ступени тяги, который запускается после выгорания топлива в двигателе первой ступени.

    Отделение головной части производится в конце активного участка траектории в период последействия тяги двигателя второй ступени. Сначала срабатывают три разрывных болта, при помощи которых головная часть крепится к приборному отсеку, а затем производится торможение ракетной части второй ступени за счет истечения газа наддува бака окислителя через два противосопла, расположенных на переднем днище бака. Противосопла сообщаются с атмосферой через два люка в корпусе приборного отсека. Вскрытие сопл происходит в результате срабатывания удлиненных детонирующих зарядов, приводимых в действие электродетонаторами. Крышки люков приборного отсека вышибаются заглушками, вылетающими из сопл. После вскрытия сопл срабатывает пироклапан, через который газ наддува истекает в направлении, перпендикулярном продольной оси ракеты. В результате этого вторая ступень, выполняющая также роль ложной цели, уводится с траектории головной части.
    Постановлением правительства СССР № 583-186 от 26 июля 1966 г. для проведения летных испытаний ракеты 8К99 была создана Государственная комиссия. Всего по программе СЛИ планировалось испытать 35 ракет, причем с 9Л — в полном штатном исполнении как ракеты, так и комплекса в целом.
    Летные испытания ракеты РТ-20П начались с более чем годичным отставанием от сроков, установленных правительством (второй квартал 1966 г.). И начались с неудач. Сказалась недостаточная проработка проектных и конструкторских решений, изменения конструкции в процессе наземной отработки и, как следствие, выход на СЛИ с недостаточно отработанной в наземных условиях конструкцией. Например, до начала СЛИ было проведено 48 огневых стендовых испытаний двигателя 15Д15 и из них только 28 с положительными результатами, что не замедлило сказаться на результатах первых пусков.
    Первые летные ракеты и были отправлены на полигон 11 марта и 28 апреля 1967 г. Обе они были использованы для проверки испытательно-пусковой аппаратуры технической позиции и самоходной пусковой установки. Летные испытания начались 27 сентября 1967 г. пуском ракеты . После нажатия кнопки "Пуск" в процессе набора циклограммы прошла команда АПП (аварийное прекращение пуска) по причине разрушения фильтра в системе воздушного питания гиростабилизированной платформы.
    24 октября и 1 ноября были проведены пуски ракет и . Оба закончились аварийным исходом из-за прогара диафрагмы соплового блока ДУ первой ступени и его разрушения.
    Несмотря на неудовлетворительный ход летных испытаний, решением ВПК № 32 от 2 февраля 1968 г. поручалось изготовить и поставить Министерству обороны ракеты и агрегаты, необходимые для проведения опытной войсковой эксплуатации одного ПБРК 8К99.
    После двухмесячного перерыва для доработок ДУ первой ступени летные испытания были продолжены. С февраля по октябрь 1968 г. было проведено 7 пусков ракет (7Л, 8Л, 10Л, 9Л, 11Л, 15Л, 14Л) и из них только три с относительно положительными результатами. Аварии были по вине и конструкторов, и двигателистов КБ-4, и управленцев.
    В июле-августе 1969 г. были проведены успешные пуски ракет 16Л, 12Л, 13Л. Появилась реальная возможность завершения летных испытаний в 1970 г. с учетом того, что из 19 оставшихся ракет три были собраны, а остальные находились в разных стадиях изготовления.
    Учитывая опасения Заказчика, связанные с эксплуатацией комбинированной ракеты с самоходной ПУ, М. К. Янгель направил предложения об использовании ракет 8К99 в шахтных пусковых установках взамен ракет 8К63У и 8К65У Однако и эти предложения были отклонены. Постановлением правительства от 6 октября 1969 г. разработка ракетного комплекса РТ-20П (8К99) прекращалась. Вся конструкторская документация по комплексу была передана в Московский институт теплотехники.
    Впервые две самоходные установки с макетами ракет РТ-20П были показаны на военном параде в Москве 7 ноября 1967 г. Новое оружие американцы окрестили "Железной девой", по своему оценив созданное сочетание изящества и мощи. Они с трудом поверили, что эта ракета имеет межконтинентальную дальность полета.

    Тактико-технические характеристики
    Дальность стрельбы с тяжелой ГЧ,км - 7000-8000
    Дальность стрельбы с легкой ГЧ,км 11000
    Точность стрельбы (КВО), м 2000-4000
    Мощность заряда тяжелой ГЧ, Мт 1.5
    Мощность заряда легкой ГЧ, Мт 0.55
    Вес тяжелой ГЧ, кг 1410
    Вес легкой ГЧ, кг 545
    Длина ракеты с тяжелой ГЧ, м 17.8
    Длина ракеты с легкой ГЧ, м 17.48
    Длина ракеты без головной части, м 16.2
    Диаметр корпуса, м 1.6
    Стартовая масса, т 30-30.2

    Первая ступень
    длина, м 6.12
    длина с переходным отсеком, м 9.8
    диаметр, м 1.8
    Вес 1 ступени, т – 19,2
    Вес топлива, т 16.7
    Вес конструкции, т 2.45

    Двигатель РДТТ - 15Д15
    Тяга на земле, тс 60/66 (в вакууме)
    Удельный импульс, сек – 235 / 260 (в вакууме)
    Время работы двигателя, сек – 65

    Вторая ступень 8К94 длина, м 8.4
    диаметр, м 1.8
    Вес 2 ступени, т –9,8
    Вес топлива, т - 8.9
    Вес конструкции, т – 0,9

    Двигатель ЖРД РД-857 (15Д12)
    Тяга в пустоте, тс 14-15
    Удельный импульс, сек – 330
    Время работы двигателя, сек – 215

    Головная часть
    длина ( с обтекателем), м 2.435
    диаметр у основания, м 1.06

    Пусковая установка СМ-СП21
    длина ( с ТПК), м 20
    высота, м 3.15
    ширина, м 4.4
    вес, т 62.2
     
  2. Wann

    Wann Модератор Команда форума

    Регистрация:
    03.11.07
    Сообщения:
    6.843
    Симпатии:
    736
    Адрес:
    Волгоград
    [​IMG] [​IMG]

    Лёгкая.->[​IMG] Тяжёлая.->[​IMG]
     
  3. _Val_

    _Val_ Новый участник

    Регистрация:
    27.04.09
    Сообщения:
    158
    Симпатии:
    0
    Адрес:
    г.Тверь
    ...ой,а такое чудовище было у нас на загородной учебной базе.ОНО даже ездило и вывешивалось!!!

    Добавлено спустя 4 минуты 14 секунд:

    а может и другое,но точно на базе танка.И АГК был как на Пионере.
     
  4. Ray

    Ray Новый участник

    Регистрация:
    07.12.09
    Сообщения:
    2
    Симпатии:
    0
    Адрес:
    Kirov
  5. solo

    solo Заблокирован

    Регистрация:
    19.10.11
    Сообщения:
    557
    Симпатии:
    6
    Адрес:
    снг
    Служба:
    1967-70
  6. vlad2654

    vlad2654 Модератор Команда форума

    Регистрация:
    11.03.08
    Сообщения:
    15.911
    Симпатии:
    67
    Адрес:
    г. Ставрополь
    Камрад! Вы наверно просто не обратили внимания да дату вопроса. Это было 5,5 лет назад. После двух вопросов он больше и не появлялся
     
  7. solo

    solo Заблокирован

    Регистрация:
    19.10.11
    Сообщения:
    557
    Симпатии:
    6
    Адрес:
    снг
    Служба:
    1967-70
    vlad2654 а что с РТ-15, которая 8К96 завода "Арсенал" имени Фрунзе, эти (установки) вроде немного поползали по Полесью. Все не упомнишь. Толком в 68 году это и знать то было мне запрещено. Но знал о непонятном прикомандировании каких то средних ракет на "ходу", при дивизии в "Бычках"(Ново-Белокоровичи, Винницкая РА) - в качестве 4го дивизиона в нашем полку. Причём эта инфа проскользнула дважды, при мне, вслух от поверяющего генерала. А были это 15 или 20е я и до сих пор не знаю, в литературе до этой публикации читал только здесь http://epizodsspace.narod.ru/bibl/chertok/kniga-3/1-6.html
     
  8. vlad2654

    vlad2654 Модератор Команда форума

    Регистрация:
    11.03.08
    Сообщения:
    15.911
    Симпатии:
    67
    Адрес:
    г. Ставрополь
    15-е. ЕМНИП был в опытной эксплуатации дивизион (кажется 690-й или 960-й - не помню). Что-то мелькало в сети. Кажется что-то и на компе есть, надо поискать.
    программу 20-х после 12 испытаний (ЕМНИП) закрыли и в войска она не поступала даже на опытную эксплуатацию
     
    Последнее редактирование: 7 май 2015
Загрузка...

Поделиться этой страницей