R-36: Różnice pomiędzy wersjami
| [wersja przejrzana] | [wersja przejrzana] |
Usunięta treść Dodana treść
m int. |
lit. |
||
Linia 40:
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" />. Główne zmiany dotyczyły drugiego stopnia, w którym po raz pierwszy zastosowano wspólną przegrodę między paliwem, a [[utleniacz]]em, co zredukowało pustą przestrzeń wewnątrz rakiety. Zbiorniki paliwa utrzymywane były pod ciśnieniem dzięki [[Spaliny|gazom spalinowym]] wytwarzanym przez specjalne generatory z podstawowych składników paliwa, pobieranego z układu zasilania silników sterujących. Taki system pozwalał na zmniejszenie poboru gazów pod wysokim ciśnieniem z układów silosu startowego{{r|juznoje}}.
Konstrukcja pocisku wykorzystywała kilka nowości technologicznych, jak np. automatyczne [[TIG|spawanie w 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 [[Niuton|kN]], w próżni zaś 2643 kN<ref name="Podwig-196" />. [[Impuls właściwy]] silników: 2954 m/s (pierwszy stopień) oraz 3112,5 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}}.
| |||