R-16

R-16 ( URV-indeks RVSN  - 8K64 ) interkontinentalt ballistisk missil , som var i tjeneste med USSRs strategiske missilstyrker fra 1962 til 1976-1977. Den første sovjetiske to-trins ICBM på højtkogende drivgaskomponenter med et autonomt kontrolsystem . I NATO  blev den udpeget som SS-7 Saddler

Udviklingshistorie

Den 13. maj 1959 blev Yuzhnoye Design Bureau (Chief Designer M. K. Yangel ) ved en særlig resolution fra CPSU's centralkomité og Ministerrådet instrueret i at udvikle en interkontinental raket ved hjælp af højtkogende brændstofkomponenter. Efterfølgende modtog hun betegnelsen R-16. Behovet for at udvikle dette missil blev bestemt af den lave ydeevne og operationelle egenskaber af den første sovjetiske R-7 ICBM . Oprindeligt var R-16 beregnet til kun at blive opsendt fra jordbaserede løfteraketter .

Designteams ledet af V. P. Glushko , V. I. Kuznetsov , B. M. Konoplev og andre var involveret i udviklingen af ​​raketmotorer og -systemer, såvel som jord- og minelanceringspositioner. Kontrolsystemet blev udviklet af Kharkov OKB-692 . Der blev tildelt ekstremt stramme deadlines for design og gennemførelse af flyvedesigntests. For at møde dem tog designholdene vejen til udbredt brug af udviklingen på R-12 og R-14 missilerne .

Den 24. oktober 1960, på Baikonur -teststedet under den planlagte første testaffyring af R-16-raketten, på stadiet af prælanceringsarbejdet, omkring 15 minutter før opsendelsen, skete en uautoriseret opsendelse af andettrinsmotorerne pga. passage af en for tidlig kommando om at starte motorerne fra strømfordelingsboksen, som var forårsaget af en grov overtrædelse af raketklargøringsproceduren. Raketten eksploderede på affyringsrampen . I alt på katastrofetidspunktet blev 57 militærpersoner dræbt og 42 såret, blandt dem kommandøren for de strategiske missilstyrker, marskal M. Nedelin , 17 blev dræbt og 7 blev såret, repræsentanter for industrien, en stor gruppe af førende specialister fra Design Bureau. Efterfølgende døde yderligere 4 personer på hospitaler på grund af forbrændinger og forgiftning. Launch pad #41 blev fuldstændig ødelagt.

Lanceringen af ​​den anden R-16 fandt sted den 2. februar 1961. På trods af det faktum, at raketten faldt på flyvebanen på grund af tab af stabilitet, var udviklerne overbevist om levedygtigheden af ​​den vedtagne ordning. Hårdt arbejde gjorde det muligt at gennemføre flyvetests af en raket opsendt fra en jordbaseret løfteraket i slutningen af ​​1961. Den 1. november blev de første tre missilregimenter i byen Nizhny Tagil og landsbyen Yurya , Kirov-regionen, forberedt til kamptjeneste.

Fra maj 1960 blev der udført udviklingsarbejde i forbindelse med implementeringen af ​​affyringen af ​​et modificeret R-16U-missil fra en silo launcher (silo). I januar 1962 blev den første opsendelse af en raket fra en silo udført på Baikonur-teststedet.

Den 5. februar 1963 begyndte det første missilregiment (Nizhny Tagil ), bevæbnet med DBK'er med disse ICBM'er, at blive sat på kamptjeneste , og den 15. juli samme år blev dette kompleks vedtaget af de strategiske missilstyrker.

Konstruktion

R-16-raketten blev lavet i henhold til "tandem"-skemaet med sekventiel adskillelse af trin. Det første trin bestod af en adapter, hvortil det andet trin var fastgjort ved hjælp af fire eksplosive bolte, en oxidationstank, et instrumentrum, en brændstoftank og et halerum med en kraftring. Brændstoftanke af den bærende struktur. Førstetrinstankene og brændstoftanken i andet trin er af en panelstruktur af aluminium-magnesiumlegering med et tværgående og langsgående kraftsæt af rammer og stringere , og anden trins oxidationstank er lavet af kemisk fræset plademateriale (som på R-14) ). For at sikre en stabil drift af raketmotoren blev alle tanke sat under tryk. Samtidig blev oxidationstanken i det første trin sat under tryk under flyvning af et mod højhastighedslufttryk, det andet trin - med luft, og brændstoftankene i begge trin - af komprimeret nitrogen fra kuglecylindre. Fem kuglecylindre med komprimeret nitrogen til forstærkning af første trins brændstoftank blev placeret i instrumentrummet på første trin, mellem oxidationsmidlet og brændstoftankene.

Fremdriftssystemet bestod af en march- og styremotor, monteret på samme ramme. Hovedmotoren var samlet af tre identiske to-kammerblokke og havde en samlet trykkraft på jorden på 227 tons. Styremotoren havde fire roterende forbrændingskamre og udviklet tryk på jorden på 29 tons. Brændstofforsyningssystemet i alle motorer er en turbopumpe med turbiner drevet af forbrændingsprodukter fra hovedbrændstoffet.

Det andet trin, der tjente til at accelerere raketten til en hastighed svarende til det givne flyveområde, havde et lignende design, men blev gjort kortere og med en mindre diameter. Dens fremdrivningssystem (DU) blev stort set lånt fra første fase, hvilket reducerede produktionsomkostningerne, men kun en blok blev installeret som hovedmotor. Den udviklede trækkraft i et vakuum på 90 tons. Styremotoren adskilte sig fra den tilsvarende førstetrinsmotor i mindre dimensioner og tryk (5 tons). Alle raketmotorer kørte på selvantændende brændstofkomponenter ved kontakt: AK-27I oxidationsmiddel (opløsning af dinitrogentetroxid i salpetersyre ) og brændstof - asymmetrisk dimethylhydrazin (UDMH).

R-16 havde et beskyttet autonomt inertikontrolsystem . Det omfattede automater til vinkelstabilisering, stabilisering af massecentret, et tilsyneladende hastighedskontrolsystem, et system til samtidig tømning af tanke og en automatisk rækkeviddekontrol. For første gang på sovjetiske interkontinentale missiler blev en gyrostabiliseret platform på et kuglelejeophæng brugt som et følsomt element i kontrolsystemet. Styresystemets instrumenter var placeret i instrumentrummene på første og andet trin. Den cirkulære sandsynlige afvigelse (CEP) ved skud på en maksimal rækkevidde på 12.000 km var omkring 2.700 m. Som forberedelse til opsendelsen blev raketten installeret på affyringsrampen, så stabiliseringsplanet var i affyringsflyet.

R-16 var udstyret med et aftageligt monobloksprænghoved af to typer, der adskilte sig i kraften af ​​en termonuklear ladning (ca. 3 Mt og 6 Mt). Den maksimale flyverækkevidde, som varierede fra 11.000 til 13.000 km, afhang af massen og dermed sprænghovedets kraft.

R-16 blev basismissilet til at skabe en gruppe interkontinentale missiler fra USSR Strategic Missile Forces . Opsendelseskomplekset på jorden omfattede en kampstilling med to løfteraketter, en fælles kommandopost og raketbrændstofopbevaring. Affyringen af ​​raketten blev udført efter dens installation på affyringsrampen, tankning med raketbrændstofkomponenter og komprimerede gasser og sigteoperationer. Alle disse operationer tog ret lang tid. For at reducere den blev der indført fire grader af teknisk beredskab, kendetegnet ved en vis tid før en eventuel opsendelse, som skulle bruges på at udføre en række forberedelses- og raketopsendelsesoperationer. I højeste grad af beredskab kunne R-16 starte på 30 minutter.

Sammenlignende karakteristika

Efterladt eksemplar

• 8K64-missilet præsenteres i grenen af ​​Central Museum of the Strategic Missile Forces i træningscentret for Military Academy of the Strategic Missile Forces opkaldt efter. Peter den Store i Balabanov , Kaluga-regionen [1] .

Se også

• R-9A
• R-36 (den næste tunge ICBM udviklet af Yuzhnoye Design Bureau)

Katastrofer

• Katastrofe ved Baikonur (1960)

Links

• Strategisk missilsystem R-16 med missil 8K64 (R-16U/8K64U) ER "Rocket Engineering"
• Interkontinentalt ballistisk missil R-16 (8K64) / R-16U ( 8K64U ), SS-7 (saddelmager)
• Avis Moskovsky Komsomolets // Katastrofe i Baikonur.

Noter

1. ↑ Museum of the Strategic Missile Forces Arkiveret 30. september 2015. Forsvarsministeriet