Wikipedia

R-36: Różnice pomiędzy wersjami

Przeglądaj historię interaktywnie
[wersja przejrzana][wersja przejrzana]
← poprzednia edycjanastępna edycja →
Usunięta treść Dodana treść
WizualnieWikikod
m WP:SK+ToS+mSI+Bn, drobne techniczne
drobne merytoryczne, źródła/przypisy
Linia 38:
 
== Konstrukcja ==
Znany na zachodzie jako SS-9 Scarp R-36, został skonstruowany jako dwustopniowy pocisk na [[rakietowe paliwo ciekłe|paliwo ciekłe]], w którym jeden stopień spoczywa na drugim. Korpus wykonany był ze stopu aluminium AMG-6<ref name="EA">{{Cytuj | url = http://www.astronautix.com/r/r-36.html | tytuł = R-36 | autor = Mark Wade | opublikowany = Encyclopedia Astronautica | język = en | data dostępu = 2017-01-20}}</ref>. Ogólna konstrukcja pierwszego stopnia pocisku była podobna do zastosowanej w pierwszym stopniu R-16<ref name="Podwig-196" />. ZastosowanoGłówne jednakzmiany pewnedotyczyły ulepszeniadrugiego –stopnia, jednymw zktórym nichpo byłaraz wspólnapierwszy przegrodazastosowano wspólną przegrodę między paliwem, a [[utleniacz]]em, co zredukowało pustą przestrzeń wewnątrz rakiety<ref name="Podwig-196" />. Zbiorniki paliwa utrzymywane były pod ciśnieniem dzięki [[Spaliny|gazom spalinowym]] podstawowychwytwarzanym składnikówprzez paliwa.specjalne System napędowy pierwszego stopnia składał sięgeneratory z trzechpodstawowych dwukomorowychskładników silnikówpaliwa, [[RD-251]] oraz silnika sterującegopobieranego z czteremaukładu ruchomymi komorami<ref name="Podwig-196" /><ref name=rusweb>{{Cytuj | url = http://www.russianspaceweb.com/r36.html | tytuł = R-36 | opublikowany = RussianSpaceWeb.com | język = en | data dostępu = 2017-01-19}}</ref>. System drugiego stopnia tworzyły: jeden silnik [[RD-252]] o konstrukcji zbliżonej dozasilania silników pierwszego stopnia oraz czterokomorowy silnik sterujący na paliwo ciekłe<ref name="Podwig-196" /><ref name=rusweb />sterujących. WszystkieTaki silnikisystem rakiety pracowały w obiegu otwartym. Silniki zasilane były paliwem w postaci [[1,1-Dimetylohydrazyna|1,1-dimetylohydrazyny]], której utleniaczem był [[tetratlenek diazotu]], zapewniając [[Siła ciągu|ciąg]] pierwszego stopniapozwalał na poziomiezmniejszenie morzapoboru 2364&nbsp;[[Niuton|kN]],gazów wpod próżniwysokim zaściśnieniem 2643&nbsp;kN<refz name="Podwig-196"układów />. [[Impuls właściwy]] silników: 2954&nbsp;m/s (pierwszy stopień) oraz 3112,5&nbsp;m/s (drugi stopień)<ref name="Podwig-196" />. Po separacji sekcji w trakcie lotu, głowica pocisku była wyhamowywana silnikami na [[rakietowe paliwo stałe|paliwo stałe]]<ref name="Podwig-196" />. W pocisku o łącznej [[Masa samolotu|masie startowej]] 183,9 tony, całkowita masa paliwa wynosiła 166,2 tony. Układ [[silnik rakietowy|silników rakietowych]] zapewniał pociskom [[throw-weight]] od 3950 do 5825 kilogramów<ref name="Podwig-196" />. Główne silniki rakiety produkowały zakłady [[NPO Energomasz|OKB-456]] pod kierownictwem W.silosu Głuszkistartowego{{r|oruzjejuznoje}}.
 
Konstrukcja pocisku wykorzystywała kilka nowości technologicznych, jak np. automatyczne [[TIG|spawanie atmosferze argonu]], polepszające jakość spoin, zastosowanie starterów prochowych, ułatwiających rozruch silników, wykorzystanie stopu AMG-6 do konstrukcji zbiorników paliwa; nowocześniejsza konstrukcja pozwalała zmniejszyć liczbę personelu zaangażowanego w przygotowania przedstartowe i zlikwidowała konieczność przechowywania zapasów paliwa w pobliżu wyrzutni. Wykorzystanie elementów z lekkich stopów magnezu, pozwoliło na zmniejszenie ich masy o 25% (aczkolwiek wymusiło opracowanie specjalnych pokryć termoizolacyjnych, żeby zabezpieczyć je przed wysoką temperaturą podczas przechodzenia przez atmosferę){{r|juznoje}}.
 
System napędowy pierwszego stopnia składał się z trzech dwukomorowych silników [[RD-251]] oraz silnika sterującego RD-68М (8D68) z czterema ruchomymi komorami. System drugiego stopnia tworzyły: jeden silnik [[RD-252]] o konstrukcji zbliżonej do silników pierwszego stopnia oraz czterokomorowy silnik sterujący RD-68М (8D69) na paliwo ciekłe{{r|juznoje}}<ref name="Podwig-196" /><ref name=rusweb>{{Cytuj | url = http://www.russianspaceweb.com/r36.html | tytuł = R-36 | opublikowany = RussianSpaceWeb.com | język = en | data dostępu = 2017-01-19}}</ref>. Wszystkie silniki rakiety pracowały w obiegu otwartym. Silniki zasilane były paliwem w postaci [[1,1-Dimetylohydrazyna|1,1-dimetylohydrazyny]], której utleniaczem był [[tetratlenek diazotu]], zapewniając [[Siła ciągu|ciąg]] pierwszego stopnia na poziomie morza 2364&nbsp;[[Niuton|kN]], w próżni zaś 2643&nbsp;kN<ref name="Podwig-196" />. [[Impuls właściwy]] silników: 2954&nbsp;m/s (pierwszy stopień) oraz 3112,5&nbsp;m/s (drugi stopień)<ref name="Podwig-196" />. Po separacji sekcji w trakcie lotu, głowica pocisku była wyhamowywana silnikami na [[rakietowe paliwo stałe|paliwo stałe]]<ref name="Podwig-196" />. W pocisku o łącznej [[Masa samolotu|masie startowej]] 183,9 tony, całkowita masa paliwa wynosiła 166,2 tony. Układ [[silnik rakietowy|silników rakietowych]] zapewniał pociskom [[throw-weight]] od 3950 do 5825 kilogramów<ref name="Podwig-196" />. Główne silniki rakiety produkowały zakłady [[NPO Energomasz|OKB-456]] pod kierownictwem W. Głuszki{{r|oruzje}}.
 
Początkowo pocisk miał być wyposażony w układ [[Nawigacja inercyjna|naprowadzania bezwładnościowego]] z korekcją radiową. W trakcie testów w locie stwierdzono jednak, że całkowicie autonomiczny system zapewnia wystarczający poziom celności, z maksymalnym błędem 5000 metrów<ref name="Podwig-196" />, oraz [[Circular Error Probable|CEP]] 1900 metrów<ref name=fas>{{Cytuj | url = https://www.fas.org/nuke/guide/russia/icbm/r-36.htm | tytuł = R-36 / SS-9 Scarp | opublikowany = Federation of American Scientists | język = en | data dostępu = 2017-01-19}}</ref>, w związku z czym zrezygnowano z komendowego resetowania układu bezwładnościowego<ref name="Podwig-198">{{odn|ref=nie|Podwig|Bukharin|Kadyshew|Miasnikow|2004|s=198–199}}.</ref>. System naprowadzania dostarczały zakłady [[Hartron|OKB-692]]{{r|oruzje}}.
Linia 63 ⟶ 67:
{{Przypisy|2|przypisy=
<ref name="oruzje">{{Cytuj | autor = В.С. Белоус, М.Н. Бурдаев, В.П. Гагин, А.А. Грешилов, Н.Д. Егупов, Э.М. Кесватера, А.Ф. Кулаков, Д.В. Курбатов, В.М. Куценко, Ю.Л. Лукашенко, С.Н. Лютиков, В.В. Мальцев, А.В. Малютин, С.В. Мартинихин, В.А. Матвеев, В.С. Матлашов, А.М. Матущенко, Н.А. Никифоров, В.К. Панюхин, Ю.П. Порывкин, С.Г. Потехин, К.А. Пупков, С.Н. Самбуров, Н.В. Сидоров, Л.К. Соколовский, С.Н. Соловьев, А.И. Трофимов, Г.Ф. Утробин, В.А. Чобанян, И.С. Шальнов, А.И. Шмыгин | tytuł = Оружие ракетно-ядерного удара | wydawca = Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана | data = 2009 | s = 281–283 | isbn = 978-5-7038-3250-9 | rozdział = Межконтинентальная баллистическая ракета Р-36}}</ref>
<ref name="juznoje">{{Cytuj książkę | autor = A. Ф. Белый, В. Г. Васильев, В. В. Зуев, А. А. Козленко, C. Н. Конюхов, А. Н. Мащенко, А. К. Мымриков, B. А. Пальков-Свирщевский, В. Н. Паппо-Корыстин, В. И. Перлик, В. И. Песоцкий, И. Ф. Селиванов, А. Я. Стеценко, В. А. Супруненко | tytuł = Призваны временем. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро "Южное" | wydawca = АРТ-ПРЕСС | data = 2004 | strony = 136-148 | isbn = 966-7985-82-2 | rozdział = Этапная Р-36}}</ref>
}}
 
Źródło: „https://pl.wikipedia.org/wiki/R-36”