Otwórz menu główne

Zmiany

Usunięte 15 bajtów, 2 lata temu
→‎Konstrukcja: jęz., int.
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&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}}.
 
[[Plik:SS-9 Scarp R36.jpg|thumb|250px|Załadunek pocisku R-36 do podziemnego silosu – widoczne dwa pierścienie silosu]]
R-36 o długości 31,7 metra i średnicy 3 metrów, zostały umieszczone w podziemnych silosach o głębokości 41,5 metra. Zewnętrzny pierścień silosu miał średnicę 8,3 metra, średnica zaś wewnętrznego pierścienia wynosiła 4,64 metra. W przeciwieństwie do silosów Szeksna-N pocisków [[R-16|R-16U]], wewnętrzny pierścień nie mógł być obracany, toteż układ naprowadzania obracał pocisk na wyznaczony azymut po opuszczeniu przez rakietę silosu. Tankowanie pocisków odbywało się po ich umieszczeniu w silosach, zaś wewnętrzne hermetyczne komory w zbiornikach paliwa utrzymywały stabilne właściwości jego składników. W takim stanie pocisk mógł być utrzymywany w gotowości do odpalenia przez pięć lat, następnie jednak przedłużono ten okres do 7,5 roku<ref name="Podwig-198" />.
 
Dla pocisku 8K67 opracowano dwa typy głowic, z których cięższa dysponowała mocą 10 [[Równoważnik trotylowy|megaton]]. Ta głowica, znana pod oznaczeniem 8F675 głowica, była najpotężniejszą głowicą wprowadzoną dotąd do służby przez Związek Radziecki<ref name="Podwig-198" />. Kombinacja mocy głowicy z dużą – jak na owe czasy – celnością, stworzyła system zdolny do zagrożenia silosom amerykańskich pocisków ICBM. Głowica lekka zapewniała eksplozję o mocy 5 megaton. Według źródeł zachodnich, głowice obu pocisków zapewniały eksplozję z mocą – odpowiednio – 18–25&nbsp;Mt i 12–18&nbsp;Mt<ref name=fas />. Biełous i in. podają, że głowica pojedyncza mogła przenosić ładunek termojądrowy o mocy 18 lub 25&nbsp;Mt, a głowice typu MRV – 5 lub 10&nbsp;Mt{{r|oruzje}}.
 
Wersja orbitalna pocisku (8K69), służąca do rażenia z orbity szczątkowej, wyposażona została w orbitującą głowicę, która z kolei wyposażona była wemiała własny układ naprowadzania oraz w silnik zapewniający stabilizację na orbicie i podczas wchodzenia w atmosferę<ref name="Podwig-198" />. Testy w locie pocisku R-36 były przeprowadzane na poligonie rakietowym [[Bajkonur]]. Pierwsze testy pocisku 8K67 rozpoczęły się 28 września 1963 roku i trwały do maja 1966 roku. Wersja orbitalna była testowana od grudnia 1965 do maja 1966 roku<ref name="Podwig-198" />.
 
Duży throw-weight pocisku (do 5,8 tony) umożliwił w późniejszym okresie jego wyposażenie w 3 głowice [[Multiple Reentry Vehicle|MRV]], nie będące jeszcze głowicami niezależnie kierowanymi ([[Multiple Independently Targetable Reentry Vehicle|MIRV]])<ref name="Podwig-198" />. Realizacja tego projektu została rozpoczęta w listopadzie 1967 roku w OKB-586, którego nazwa została do tego czasu zmieniona na Biuro Konstrukcyjne Jużnoje. Testy w locie pocisku z trzema głowicami MRV oznaczonego jako 8K67P rozpoczęły się w sierpniu 1968 roku<ref name="Podwig-198" />.