| Atlas | |
|---|---|
| Atlas raketopsendelse | |
| Generel information | |
| Land | USA |
| Indeks | SM-65 Atlas (tidligere B-65, efter 1963 - CGM-16/HGM-16) |
| Formål | ICBM |
| Udvikler | Convair |
| Fabrikant | Convair |
| Hovedkarakteristika | |
| Antal trin | 1.5 |
| Længde (med MS) |
22,9 m (SM-65D) 25,1 (SM-65E/F) |
| Diameter | 3,05 m (4,9 m) |
| startvægt | 117,9 t |
| Kastet masse |
1,34 tons (SM-65D) (SM-65E/F) |
| Type brændstof | væske |
| Maksimal rækkevidde | 10.200 km |
| Nøjagtighed, QUO | 600-1200 m [1] |
| Sprænghoved |
termonuklear: W-49 (SM-65D) W-38 (SM-65E/F) |
| hovedtype |
monoblok: Mk.2 eller Mk.3 (SM-65D) Mk.4 (SM-65E/F) |
| Oplad strøm |
1,45 Mt (SM-65D) 4,45 Mt (SM-65E/F) |
| Kontrolsystem |
radio inerti (SM-65D) autonom inerti Bosch Arma (SM-65E/F) |
| Grundlæggende metode |
SM-65D: overflade SM-65E: semi-underjordisk SM-65F: underjordiske brønde |
| Starthistorik | |
| Stat | trukket ud af tjeneste |
| Vedtaget | september 1959 |
| Første start | juni 1957 |
| Udgået af tjeneste | 1965 |
| Første etape - Atlas MA-2, motorer, der kan kastes | |
| Længde | 0 |
| Diameter | 4,90 m |
| Tørvægt | 3050 kg |
| startvægt | 3050 kg |
| Marcherende motorer | 2 × Rocketdyne XLR89-NA-5 |
| fremstød | 1400-1500 (2×666-758) kN |
| Specifik impuls |
282 sek. (i vakuum) 248 sek. (ved havoverfladen) |
| Arbejdstimer | 135 |
| Brændstof | Kerosen RP-1 |
| Oxidationsmiddel | flydende ilt |
| Andet trin | |
| Længde | 21,20 m |
| Diameter | 3,05 m |
| Tørvægt | 2347 kg |
| startvægt | 113050 kg |
| sustainer motor | Rocketdyne XLR105-NA-5 |
| fremstød | 267-270 kN (363,22 kN) |
| Specifik impuls |
309 sek. (i vakuum) 215 sek. (ved havoverfladen) |
| Arbejdstimer | 303 |
| Brændstof | Petroleum RP-1 |
| Oxidationsmiddel | flydende ilt |
| Mediefiler på Wikimedia Commons | |
Convair SM-65 Atlas ( eng. Convair SM-65 Atlas , bogstaveligt talt " Atlant " og til ære for moderselskabet for udvikleren - Atlas Corporation ) er verdens første interkontinentale ballistiske missil , udviklet og taget i brug i USA . Udviklet under MX-1953-programmet siden 1951. Det dannede grundlaget for det amerikanske luftvåbens atomarsenal i 1959-1964, men blev derefter hurtigt trukket ud af tjeneste i forbindelse med fremkomsten af det mere avancerede Minuteman -missil. Det tjente som grundlag for skabelsen af Atlas -familien af løfteraketter , som har været i drift fra 1959 til i dag.
Historien om udviklingen af Atlas ICBM kan spores tilbage til dagene efter slutningen af Anden Verdenskrig , hvor studiet af tyske missilteknologier og indfangede prøver af missiler eksporteret til USA stimulerede den hurtige vækst i antallet af amerikanske missilprojekter [2] . Så på tidspunktet for krigens afslutning i 1945 arbejdede forskellige typer og typer af tropper på 19 projekter af styrede og ustyrede missiler, i januar steg deres antal til 21 projekter og på trods af lukningen af en række forældede projekter , fortsatte med at stige og nåede et klimaks i midten af 1946 - 47 missilvåbenprojekter. Dette blev lettet af det faktum, at US Army Aviation, der stræbte efter departemental uafhængighed [3] og så udsigten til langtrækkende våben, forsøgte at spille en ny rolle for sig selv [4] .
Undersøgelsen af "fangede" dokumenter og oplysninger fra tyske missilmænd interneret som en del af Paperclip-operationen afslørede for USA planerne for Det Tredje Rige for Amerika-projektet - skabelsen af A9/A10 ultra-langrækkende missiler, der er i stand til at nå Nordamerika fra Europa. Mange i det amerikanske militær mente, at det var umuligt at skabe et sådant våben, men dette krævede videnskabelig bekræftelse [5] . I oktober 1945 anmodede US Army Air Force om forslag til mulige designs for sådanne langtrækkende missiler, og den 10. januar 1946 indsendte Consolidated-Vultee ingeniører, ledet af belgieren Carl Bossart , deres forslag til to missiler med en rækkevidde på omkring 10 tusind km. Et af dem var et subsonisk krydsermissil med en jetmotor, og det andet var et supersonisk ballistisk missil med en raketmotor med flydende drivstof. I det ballistiske missilprojekt blev det foreslået at implementere følgende innovative ideer for den tid:
Den 19. april 1946 modtog Consolidated-Vultee (den fremtidige Convair) en kontrakt på 1,893 millioner USD fra Army Air Forces om at fremstille og teste 10 missiler for at teste foreslåede innovative ideer. Projektet blev betegnet MX-774 . Projektets mål: at skabe en V-2 raket med halvdelen af strukturens passive (tørre) vægt med samme mængde brændstof ombord og samtidig opnå en dobbelt stigning i flyverækkevidden.
Men i december 1946 førte manglende evne til at fastholde efterkrigstidens budgetudgifter på samme niveau og den fortsatte vækst af missilprojekter den amerikanske regering til at skære midlerne til dem ned i finansåret 1947 fra $29 millioner til $13 millioner. Dette tvang luftvåbnet til at lukke en række lavprioritets- og "reserve"-projekter, så i juli [6] 1947 annoncerede Consolidated-Vultee lukningen af det subsoniske krydsermissilprojekt til fordel for MX-771 "Matador" og MX -775 "Snark" -projekter , og allerede i juli, tre måneder før den planlagte første lancering, blev MX-774-projektet aflyst. De resterende midler til dette projekt gjorde det muligt at forberede og teste tre missiler betegnet RTV-A-2 Hiroc (fra den engelske High Altitude Rocket ). Lanceringerne fandt sted på White Sands teststed i juli, september og december 1948, og på grund af problemer med motorerne lykkedes det kun delvist, men fik alligevel lov til at prøve nogle af de nyskabelser, der var planlagt til implementering: en tyndvægget bærende krop, der er væggene i brændstoftanke, et kardanophæng af en fire-kammer raketmotor og en aftagelig næse af raketten. Tryksætning af tanke blev ikke implementeret i dette projekt.
På trods af aflysningen af projektet accepterede Convair udviklingen inden for langrækkende ballistiske missiler som værdifulde nok og fortsatte med at arbejde på dem i tre år på eget initiativ ved at bruge et begrænset internt budget. I januar 1949 foreslog dette firma, under kontrol af dets chefingeniør Karl Bossart, et halvanden trins (betinget batch) raketlayout - et karakteristisk træk ved fremtidens Atlas, da både start- og hovedmotoren tændte, når raketten var på jorden, og efter to minutters flyvning slukkede de, og kun startmotorerne med deres aerodynamiske kåbe blev kasseret (og ikke hele etapen), mens sustainer-motoren fortsatte med at fungere gennem hele den aktive fase. Startmotorerne blev drevet af brændstof med dette arrangement fra hovedscenens tanke. Et sådant design gjorde det muligt at omgå det potentielle problem med antændelse af raketmotorer på øverste trin i stor højde, hvilket syntes relevant på det tidspunkt (ikke kun for amerikanske videnskabsmænd og ingeniører [7] ). Matematikeren John von Neumann , en af de første til at underbygge muligheden for at skabe et langtrækkende projektil med en nuklear ladning, deltog i udviklingen af raketkonceptet .
I januar 1951, efter udbruddet af Koreakrigen og den voksende internationale spænding, der fulgte med den, vendte det amerikanske luftvåben sin opmærksomhed tilbage på missilprogrammet. Convair har modtaget en kontrakt om at udvikle MX-1593 langtrækkende ballistisk missil. Senere, da det amerikanske luftvåben besluttede at tildele flykoder til missiler, fik missilet det første officielle navn B-65 Atlas (fra engelsk. Bomber ).
Et nøglekrav i MX-1593-programmet var missilets evne til at bære de mest kraftfulde termonukleare bomber, der er nyudviklet i USA. De enorme dimensioner af disse første projektiler forudbestemte behovet for en raket med en meget stor nyttelast.
Convairs ingeniører kom med en ikke-standard løsning til at løse problemet. Ifølge deres koncept blev rakettens krop lavet meget tynd, ude af stand til at bære sin egen vægt. Missilets styrke og integritet blev opretholdt af overtryk ( overladning ) i bærerbrændstoftankene. Således lignede raketten en ballon, hvis form opretholdes af indre overtryk. Der var tvivl om pålideligheden af en sådan løsning, men der var intet alternativ. De første termonukleare bomber - ligesom Mark 16 - havde monstrøse dimensioner og vægt. Brugen af tryksatte rakettanke gjorde det muligt at reducere tørvægten betydeligt, men alligevel viste det projekterede Atlas sig at være enormt efter datidens standarder - mere end 27 meter i højden. Det skulle være drevet af 5 motorer.
Udviklingsprogrammet blev designet i 10 år, med opnåelsen af kampberedskab i 1963. For at minimere risikoen blev det besluttet at udføre arbejdet sekventielt. På det første trin skulle der udvikles en enmotoret X-11 prototype , på den anden - en tremotoret X-13 , og på den sidste - en femmotors XB-65.
I 1954 demonstrerede termonukleare test i Stillehavet gennemførligheden af relativt små termonukleare sprænghoveder. Som et resultat var en enorm fem-motors raket ikke nødvendig, og dens udvikling blev aflyst. Udviklernes opmærksomhed fokuserede på den tre-motorede prototype, som fik betegnelsen XB-65.
Det endelige design af Atlas-raketten blev afsluttet i 1955. Den udviklede raket skulle have tre motorer - to affyringsboostere med høj trækkraft og en fremdrivningsmotor med lav trækkraft med høj specifik impuls. Også to små manøvremotorer blev installeret på raketkroppen, designet til at stabilisere rakettens position og kontrollere den under flyvning.
Udviklingen af missilet skulle have taget ret lang tid, men i 1955, i lyset af indkommende oplysninger om udviklingen af sovjetiske ICBM'er, fik programmet yderligere prioritet. For at fremskynde processen blev testraketopsendelser tilladt uden fuldt modificerede systemer.
Det første forsøg på at opsende XSM-65A-prototypen (i 1955 stoppede det amerikanske luftvåben med at bruge flybetegnelser for missiler) fandt sted den 11. juni 1957. Forsøget mislykkedes på grund af svigt i speederen. Prototypen XSM-65A var en version af raketten med en enkelt motor og var beregnet til testsystemer.
Den første vellykkede opsendelse af raketprototypen fandt sted den 17. juni 1957. Da eksperimenterne med XSM-65A blev gennemført med succes, blev den næste prototype, XSM-65B, i 1958 indsendt til test. Det var allerede en næsten helt færdig tremotoret raket, hvorpå de vigtigste funktioner i projektet blev udarbejdet: "oppustelige" tanke og aftagelige affyringsboostere.
Den sidste prototype af Atlas var XSM-65C. En række opsendelser fra 1958 til 1959 blev udført for at teste kontrolsystemet. I løbet af en flyvning nåede man den maksimale rækkevidde på 10.200 km svarende til det tekniske krav, og i april 1959 blev en serieraket, XSM-65D, allerede præsenteret til test. Dens vellykkede test i juli 1959 bekræftede designernes beregninger, og missilet blev taget i brug under betegnelsen SM-65D .
SM-65 "Atlas" var en 1,5-trins raket, der brugte en enkelt brændstoftank og udskydbare startmotorer. Dette design gjorde det muligt at undgå vanskeligheder med at udarbejde den automatiske tænding af sustainer-motorer i stor højde - alle raketmotorer tændte ved starten og virkede, indtil løfteraketerne blev adskilt.
Et unikt træk ved raketten var brugen (for at lette designet) af superladede brændstoftanke lavet af tyndt stål. Raketten kunne ikke bevare sin form på egen hånd, dens design kunne ikke bære sin egen vægt, og stivhed blev tilvejebragt af konstant overtryk i tanke. Ved opbevaring blev tankene fyldt med nitrogen ved et tryk på 0,34 atm (5 psi ). Rakettens design havde næsten ingen stive forstærkninger, hvilket gav et unikt masse-til-belastningsforhold.
Raketten blev drevet af tre motorer, der kørte på petroleum (RP-1) og flydende oxygen (LOX). To Rocketdyne XLR89-NA-5 startmotorer gav omkring 700 kN tryk og affyrede kort efter opsendelsen. Sustainer-motoren - Rocketdyne XLR105-NA-5 - havde et tryk på omkring 250 kN og virkede under hele flyvningen. For at stabilisere raketten blev to Rocketdyne LR101-NA-7 manøvredygtige motorer installeret på den, hver med et tryk på 4,4 kN.
Alle motorer blev fodret med brændstof og oxidationsmiddel fra en fælles brændstoftank, mens de udskudte motorer havde et autonomt forsyningssystem.
På den første model af raketten - SM-65D - blev der installeret et radiokommandostyringssystem. Missilets flyvning blev sporet på et tidligt tidspunkt af jordbaserede radarer, og korrektioner til autopiloten blev transmitteret om bord. Radiokommandosystemet var upålideligt og udsat for interferens, så på de følgende modeller blev det erstattet af et inertisystem udviklet af Bosch Arma til HGM -25A Titan I. Rakettens nøjagtighed og pålidelighed er steget betydeligt: især CEP af SM-65E-modellen var omkring 600 meter, hvilket gjorde det muligt for raketten at ramme selv velbeskyttede mål.
SM-65D var bevæbnet med et enkelt Mk-2 eller Mk-3 termonuklear sprænghoved. Rakettens sprænghoved bar en W79 termonuklear ladning svarende til omkring 1,44 megaton. Mk-2-modellen var udstyret med et varmeskjold i kobberlegering, der effektivt ledede varme og spredte den i sprænghovedet. Mk-3 modellen var udstyret med mere effektiv ablativ beskyttelse.
Efterfølgende modeller - SM-65E og SM-65F - brugte Mk-4 sprænghovedet, som var bevæbnet med et W38 atomsprænghoved svarende til 4,4 megaton. Detonationen af et sprænghoved af en sådan kraft skabte et område med omfattende ødelæggelse med en diameter på næsten 12 km, en termisk bølge forårsagede forbrændinger af 3. grad i en radius på op til 21 km.
Teknisk set kan SM-65-raketten betragtes som den første et-trins (et og et halvt-trins) rumfartøj.
Udviklingen og testningen af missiler i første halvdel af 1950'erne var reelt i hænderne på industrien og Luftforsknings- og Udviklingskommandoen . Efter at den amerikanske præsident Eisenhower krævede, at missiludviklingen blev fremskyndet i 1955, instruerede luftvåbnets hovedkvarter i november 1955, i et forsøg på at spare tid ved at fordele indsatsen vedrørende den kommende udsendelse af missiler, Strategic Air Command (SAC) om behovet for deres direkte deltagelse i forberedelserne til den indledende operationelle opstilling, missiler og deres efterfølgende operation [8] . På trods af disse handlinger fra luftvåbnet forsvandt stridigheder mellem de amerikanske væbnede styrkers grene i løbet af første halvdel af 1950'erne ikke over strategien og principperne for at bruge missiler, og især om den operationelle underordning af deres forskellige klasser. Den 26. november 1956 satte den amerikanske forsvarsminister Charles Wilson en stopper for dette problem ved at overføre jordbaserede IRBM'er og ICBM'er til luftvåbnets operative underordning [9] .
Deployeringen af missiler begyndte i 1959. Selvom forberedelsen af missilerne endnu ikke var helt afsluttet, havde det amerikanske luftvåben travlt med at vedtage dem som et middel til politisk at demonstrere det amerikanske atomarsenals kapacitet. I alt, mellem 1959 og 1962, indsatte SAC 11 Atlas ICBM strategiske missileskadroner. Hver af de tre typer af disse Atlas D-, E- og F-missiler var anbragt i stadigt mere sikre affyringsfaciliteter.
For at demonstrere evnerne af ballistiske atommissiler, den første fuldtidsenhed bevæbnet med SM-62D i september 1959. Missilerne blev indsat på Vandenberg Air Force Base i Californien og blev tildelt den 576. Strategic Missile Squadron i 704. Missile Wing .
Tre af eskadrillens SM-62D-missiler blev udsat åbent på ubeskyttede landlanceringssteder. På grund af tekniske problemer med vedligeholdelsen var kun et af de tre missiler konstant i alarmberedskab. Eskadronen blev officielt sat på kamptjeneste den 31. oktober 1959, og blev den første militærenhed i verden, der var på kamptjeneste bevæbnet med interkontinentale ballistiske missiler.
Yderligere indsættelse af SM-65D missiler blev udført af eskadriller på 6-9 missiler, fra 1959 til 1961 bestående af:
Seks-missil eskadriller omfattede 6 løfteraketter, kombineret til et kompleks med to kontrolbygninger. Denne konfiguration blev anset for at være for farlig – et vellykket atomangreb kunne deaktivere hele positionen – og efterfølgende eskadriller indsat i den såkaldte. 3 × 3 konfigurationer - tre grupper af tre løfteraketter og en kontrolbygning med en afstand på op til 20-30 miles fra hinanden.
For at beskytte løfteraketerne blev der skabt beskyttende strukturer kaldet "sarkofager". Hver "sarkofag" var en armeret betonkonstruktion, hvori en raket blev opbevaret vandret. Før lanceringen flyttede taget på "sarkofagen", og raketten steg til en lodret position.
Missilerne blev opbevaret i en klar tilstand, fyldt med brændstof - petroleum. Efter at have installeret raketten på løfteraketten blev den tanket med et oxidationsmiddel i 15 minutter. Missilaffyringer, på grund af begrænsede radiokommandokapaciteter, fandt sted for hver eskadron med intervaller på 5 minutter, hvilket tog næsten 45 minutter at affyre alle 9 missiler.
Udsendelsen af SM-65E missiler udstyret med et autonomt inertistyringssystem begyndte i september 1961 og blev udført i følgende enheder:
Da missilerne ikke længere behøvede radiovejledning, var den almindelige 9-missil eskadrille nu placeret på en 9-til-1 basis, det vil sige, at hver affyringsrampe var uafhængig af de andre og arbejdede med et missil på én position. Affyringsramperne var anbragt en betydelig afstand for at undgå at blive dækket af et atomangreb.
Missilerne var stadig baseret horisontalt i "sarkofager", men for at forbedre beskyttelsen var "sarkofager" nu strukturer begravet til jordniveau, der effektivt kunne modstå chokbølgen fra en atomeksplosion med overtryk op til 25 psi. Ved siden af hvert affyringskompleks var der et underjordisk lager af brændstof og flydende ilt. Før opsendelsen blev raketten placeret lodret på affyringsstativet; underjordiske tunneler blev brugt til at fjerne udstødningsgasser fra den nedgravede "sarkofag". Imidlertid blev overlevelsesevnen af sådanne løfteraketter allerede anset for utilstrækkelig til at modstå eksplosionen af højtydende termonukleare ladninger skabt i slutningen af 1950'erne.
Atlas missilaffyringssystemet, som brugte nedgravede armerede betonkonstruktioner, blev gentagne gange kritiseret for ikke at opfylde datidens krav og ude af stand til at modstå hits af moderne (på det tidspunkt) missilsprænghoveder. Derudover krævede horisontal opbevaring relativt lang tid at løfte ICBM'en og forberede den til opsendelse. For at løse dette problem begyndte det amerikanske luftvåben at indsætte en ny model missil, SM-65F, designet til permanente siloer.
Atlas-F affyringskomplekset bestod af to underjordiske strukturer [10] ; den første af dem var en cylindrisk aksel, i den øverste del af hvilken en raket var placeret lodret, og i den nederste del var der et lager af brændstof og flydende ilt. Den anden struktur, forbundet med minen via en underjordisk passage, var et beskyttet kommandocenter med faciliteter til personale. De beskyttende dæksler af armeret beton gjorde det muligt for raketterne at modstå nukleare eksplosionsovertryk på op til 6,8 atm (100 psi ). Minerne var ikke beregnet til at affyre missiler, kun til opbevaring og vedligeholdelse; før opsendelsen blev raketten løftet op til overfladen ved et specielt løft, derefter blev raketten affyret fra overfladen, fra en speciel affyringsstander.
Tankning af raketten med brændstof og flydende ilt blev udført i minen. Samtidig blev missilerne på grund af brugen af langtidsbrændstof opbevaret med fyldte brændstoftanke; alt, hvad der krævedes før lanceringen, var at fylde oxidationstankene med flydende ilt. Ved at opbevare raketter med fyldte brændstoftanke var det muligt at reducere forberedelsestiden før affyring til 5 minutter og forenkle procedurerne. Raketgenopfyldning forblev imidlertid et farligt foretagende, og en række hændelser, der involverede raketeksplosioner i siloer, fandt sted.
SM-65F missilerne blev indsat i eskadriller på 12 missiler i fire grupper af tre siloer:
Tabellen viser antallet af missiler, der var til rådighed for det amerikanske luftvåben (inklusive træning og reserve).
| År | SM-65D | SM-65E | SM-65F |
|---|---|---|---|
| 1959 | 6 | 0 | 0 |
| 1960 | 12 | 0 | 0 |
| 1961 | 32 | 32 | en |
| 1962 | 32 | 32 | 80 |
| 1963 | 28 | 32 | 79 |
| 1964 | 13 | tredive | 75 |
Deployeringens højdepunkt blev nået i 1962, da 129 missiler var i kampberedskabsstillinger.
I 1963, efter vedtagelsen af LGM-30 Minuteman missilet , begyndte de gamle Atlas flydende brændstof raketter at blive udfaset. Fastdrivende raketter, praktiske og sikre at opbevare, overgik betydeligt Atlas i alle henseender, bortset fra sprænghovedets masse og kraft. Det enorme produktionstempo af LGM-30 Minuteman (i gennemsnit blev en raket indsat hver dag) førte til, at der ikke var behov for at holde de gamle flydende brændstof-raketter i drift, og i 1964 blev de alle taget ud af drift.
De pensionerede Atlaser blev overført til NASA og omdannet til løfteraketter , som var grundlaget for den amerikanske opsendelsesflåde indtil fremkomsten af Saturn- familien af raketter .
Det interkontinentale ballistiske missil SM-65 Atlas blev, på trods af at det halter bagefter den sovjetiske R-7 med hensyn til flyvetestning, verdens første ICBM, der officielt blev taget i brug og det første, der blev indsat i betydelige mængder. I alt blev der fremstillet mere end 350 missiler, hvoraf mere end 100 af dem konstant var på kamptjeneste på de højeste tidspunkter af udsendelsen. Tilstedeværelsen af et så betydeligt antal interkontinentale ballistiske missiler i den betragtede periode øgede effektiviteten af det amerikanske luftvåbens atomarsenal betydeligt .
Sammenligner man SM-65 Atlas ICBM med den sovjetiske R-7 ICBM, som i tide svarede til ibrugtagningen , kan det ses, at Atlas som kampmissil var betydeligt bedre end den sovjetiske modpart. Så massen og dimensionerne af Atlas var betydeligt mindre. Den "et og et halvt-trins"-skema, der blev brugt på den, og "superladede" brændstoftanke gjorde det muligt at skabe ICBM'er med relativt små dimensioner og vægt med en betydelig kampbelastning.
Forberedelsestiden for Atlas til opsendelsen varierede fra 15 til 30 minutter (afhængigt af modifikations- og opbevaringsmetoden). Atlas affyringskomplekset var også relativt kompakt, mens den voluminøse R-7 med sit "pakke"-layout af sideboosterne havde brug for enorme og meget dyre affyringsfaciliteter. Derudover var KVO R-7 betydeligt større end SM-65E.
Fremkomsten af næste generations missiler, som R-16 , gjorde det muligt for USSR at lukke hullet betydeligt. R-16- missilet blev vedtaget i 1961 og svarede med hensyn til grundlæggende egenskaber til SM-65 Atlas E, og dets senere minemodifikation, R-16U , var en modifikation af SM-65F.
| Grundlæggende information og tekniske egenskaber for udenlandske raketter med flydende raketmotorer | |||||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Navn på raketten og fremstillingsland |
Motor | Masse og generelle egenskaber |
Flyvepræstation _ |
Andet | |||||||||||||
| Original | Russisk | Land | trin | Brændstof | Fodersystem | Tryk på jorden, kgc | Arbejdstid, s | Længde, m | Diameter, m | Bruttovægt, kg | Brændstofmasse, kg | Nyttelast vægt, kg | Max hastighed, m/s | Højde max. eller langs banen, km | Rækkevidde, km | Masseproduktion | Bemærk |
| langtrækkende jord-til-jord missiler | |||||||||||||||||
| V-2 (A-4) | "V-2" | Flydende oxygen + 75% ethylalkohol | pumpehus | 25.000 | 65 | fjorten | 1,65 | 3000 | 9000 | 1000 | 1500 | 80 | op til 300 | Ja | Forældet design. Fungerede som prototype for mange raketter | ||
| W.A.C. Korporal | "Korporal" | Salpetersyre + anilin | forskydning | 9070 | — | 12.2 | 0,762 | 5440 | — | 600 ÷ 800 | 1000 ÷ 14501 | 80 | 120 ÷ 240 | Ja | Opløbet af rækkevidder og hastigheder opnås ved at installere et sprænghoved med forskellige vægte | ||
| PGM-11 Redstone | "Redstone" | Flydende ilt + alkohol | pumpehus | 31880 | — | 18.3 | 1,52 | 20.000 | — | — | 1800 | — | 320(800) | Ja | Blev en prototype til udvikling af missiler med en rækkevidde på op til 2400 km | ||
| SM-65 Atlas | "Atlas" | Første etape | Flydende oxygen + dimethylhydrazin | pumpehus | 2×45360 (2×54000) | — | — | — | 100000 ÷ 110000 | — | — | 6700 | 1280 | 8000 | Ja | Alle tre motorer kører ved lanceringen. | |
| Andet trin | Flydende oxygen | — | 61000 | — | 24.30 | 2,4 ÷ 3 | 225.000 | — | |||||||||
| Raketter i den øvre atmosfære | |||||||||||||||||
| General Electric RTV-G-4 kofanger | "Kofanger" | Første etape type A-4 | (se A-4 raketdata) | 26 kg (vægt af enheder) | 3000 | 420 | — | Der er lavet flere kopier ↓ |
Anvendes til forskningsformål | ||||||||
| WAC Corporal anden etape | Salpetersyre + anilin | forskydning | 680 | 45 | 5.8 | 0,3 | 300 | — | |||||||||
| RTV-N-12 Viking | "Viking" | nr. 11 | Flydende ilt + alkohol | pumpehus | 9070 | — | 12.7 | 1.2 | 7500 | — | 320 | 1920 | 254 | — | Udgivet 12 stk. i forskellige varianter | Særlig forskningsraket. Har et aftageligt hoved | |
| nr. 12 | pumpehus | 9225 | 105 | 12.7 | 1.14 | 6800 | 2950 ÷ 2500 | 450 | 1800 | 232 | — | ||||||
| Aerobee | "Aerobi" | Første etape | Pulver | — | — | 2.5 | 1.9 | — | 265 | 117 | 68,4 | 1380 | 100 ÷ 145 | — | Udgivet omkring 100 stk. forskellige muligheder | ||
| Andet trin | Salpetersyre + anilin | ballon | 1140 | 45 | 6.1 | 0,38 | 485 | 283 | |||||||||
| Aerobee 150 | "Aerobi" | Første etape | Pulver | — | — | — | — | — | 265 | — | 55 - 91 | 2150 | 325 ÷ 270 | — | Ja | ||
| Andet trin | Salpetersyre + (anilin + alkohol) | JAD | 800 | 53 | 6,37 | 0,38 | — | 500 | |||||||||
| Veronica AGI | "Veronica" | Salpetersyre + petroleum | JAD | 4000 | 32 ÷ 35 | 6,0 | 0,55 | 1000 | 700 | 57 | 1400 | 120 | 240 | Prototyper | |||
| Luftværnsstyrede missiler | |||||||||||||||||
| wasserfall | "Wasserfall" | Salpetersyre + vizol | ballon | 8000 | 40 | 7,835 | 0,88 | 3800 | 1815 | 600 ÷ 100 | 750 | tyve | 40 | Er ikke afsluttet | |||
| MIM-3 Nike Ajax | Nike | Første etape | Pulver | — | — | — | 3.9 | — | 550 | — | op til 140 kg | 670 | atten | tredive | Ja | Var i tjeneste med det amerikanske luftforsvarssystem | |
| Andet trin | Salpetersyre + anilin | ballon | 1180 (ved 3000 m) | 35 | 6.1 | 0,300 | 450 | 136 | |||||||||
| Matra SE 4100 | "Matra" | — | ballon | 1250 | fjorten | 4.6 | 0,400 | 400 | 110 | — | 500 | 4.0 | — | Prototyper | |||
| Oerlikon RSC-51 | "Oerlikon" | Salpetersyre + petroleum | ballon | 500 | 52 | 4,88 | 0,37 | 250 | 130 | tyve | 750 | femten | tyve | Ja | |||
| Kilde til information: Sinyarev G. B., Dobrovolsky M. V. Flydende raketmotorer. Teori og design. - 2. udg. revideret og yderligere - M .: Stat. Forsvarsindustriens Forlag, 1957. - S. 60-63 - 580 s. | |||||||||||||||||
| Sammenlignende præstationskarakteristika for amerikanske missiler SM-65 og modifikationer -D, -E, -F med sovjetiske missiler R-7, R-7A og R-16 | ||||
|---|---|---|---|---|
| Parameter | SM-65D USA | R-7 / R-7A USSR | SM-65E/SM-65F USA | R-16 USSR |
| Adoptionsår | 1959 | 1960 | 1961 | 1962 |
| Længde | 22,9 m | 33 m | 25,1 m | 30,44 m |
| Vægt | 118 t | 250 t | 118 t | 140 t |
| Antal trin | 1.5 (nulstillelige startmotorer) | 2 | 1.5 (nulstillelige startmotorer) | 2 |
| Brændstof/oxidationsmiddel | Petroleum/ilt | Petroleum/ilt | Petroleum/ilt | UDMH / AT |
| Rækkevidde | 10200 km | 8600 / 12000 km | 10200 km | 10500 km |
| Nøjagtighed (KVO) | Omkring 1500 m | 3400 m | 600 m | 2700 m |
| Kontrolsystem | radio inerti | Autonom inerti med lateral radiokorrektion | Autonom, inerti | Autonom, inerti |
| Sprænghoved | Termonuklear, 1,4 Mt | Termonuklear, 3 Mt | Termonuklear, 4,4 Mt | Termonuklear, 3-6 Mt |
| Start forberedelsestid | 15-30 minutter | 80 minutter (fra 1. klarhed) | 10 minutter | 18 minutter |
| Grundlæggende metode | Udendørs / i jorden armeret beton shelters | Åben | I nedgravede armeret beton shelters / Minelager med jordstart | åben/min |
| Indsat på vagt, max | 30 (1962) | 5 (1962) | 99 (1962) | 186 (1965) |
| Raketatlas | |||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Hovedartikler | |||||||||||||||
| raketter |
| ||||||||||||||
| Startsteder |
| ||||||||||||||
| Komponenter |
| ||||||||||||||
| Virksomheder |
| ||||||||||||||
| Lancerer |
| ||||||||||||||
| Amerikanske missiler med et atomsprænghoved | |
|---|---|
| ICBM'er og tidlige IRBM'er | |
| SLBM | |
| KR | |
| sen IRBM og taktisk | |
| V-V, P-V og P-P | |
| ikke inkluderet i serien |
|
| amerikanske missilvåben | |||||||||||||||||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| "luft-til-luft" |
| ||||||||||||||||||||||||||||
| "overflade-til-overflade" |
| ||||||||||||||||||||||||||||
| "luft-til-overflade" |
| ||||||||||||||||||||||||||||
| "overflade-til-luft" |
| ||||||||||||||||||||||||||||
| Kursiv angiver lovende, eksperimentelle eller ikke-serieproduktionsprøver. Fra 1986 begyndte bogstaver at blive brugt i indekset for at angive lanceringsmiljøet/målet. "A" for fly, "B" for flere opsendelsesmiljøer, "R" for overfladeskibe, "U" for ubåde osv. | |||||||||||||||||||||||||||||
| Convair og General Dynamics fly | |
|---|---|
| Mærkenavne _ |
|
| Bombefly | |
| Jagerfly og angrebsfly | |
| Civile fly | |
| Militære transportfly |
|
| eksperimentel |
|
| Generel dynamik | |