| R-39 | |
|---|---|
| URAV Navy index - 3M65 START -kode - RSM-52 USA og NATO Forsvarskode - SS-N-20 Sturgeon | |
| Modelmonument af RSM-52-raketten ved kontrolpunktet for det føderale forsknings- og produktionscenter "Altai" i Biysk | |
| Type | ubåds ballistisk missil |
| Status | trukket ud af tjeneste |
| Udvikler |
Design Bureau of Mechanical Engineering (nu - Makeev GRC ) |
| Chefdesigner | V. P. Makeev |
| Års udvikling | 1971-1984 |
| Start af test | 1977 |
| Adoption | august 1983 |
| Fabrikant | Zlatoust Maskinbyggeri |
| Års drift | 1982-2004 |
| Større operatører |
Sovjetiske flåde russisk flåde |
| Ændringer |
R-39M "Thunder", R-39UTTH "Bark" |
| ↓Alle specifikationer | |
| Mediefiler på Wikimedia Commons | |
R-39 (indeks 3M65 , START -kode RSM-52 ) er et sovjetisk fastdrivende ballistisk missil designet til at blive placeret på ubåde, en af repræsentanterne for den flådedel af den nukleare triade . Som en del af D-19 missilsystemet er det hovedvåbenet i Akula - klassens ubåde .
Udviklet i Design Bureau of Mechanical Engineering . Emnets titel er "Variant".
Vedtaget i tjeneste i 1984 . Missilet var det andet sovjetiske ubådsaffyrende missil med fast drivmiddel (efter R-31 ) og det første produktion [1] . De første skridt blev taget ved Yuzhmash (Dnepropetrovsk) [2] . I alt 120 missiler blev indsat (6 bærere af hver 20 missiler).
Den udviklede modifikation af R-39M "Thunder" blev kendetegnet ved øget nøjagtighed, det var planlagt at installere disse komplekser på Borey SSBN .
Den russiske modifikation af missilet, som ikke bestod hele sæt af test, var R-39UTTKh Bark .
I 1999 blev der truffet en beslutning om at erstatte missiler af denne klasse med Bulava- missilsystemet .
I 2004 blev de sidste bærere af disse missiler - TK-17 "Arkhangelsk" og TK-20 "Severstal" - sat i reserve på grund af manglen på egnede missiler til tjeneste [komm. 1] .
I september 2012 blev elimineringen af disse missiler [3] afsluttet .
I juni 1971 blev der truffet en beslutning af Kommissionen for Militær-Industrielle Spørgsmål , ifølge hvilken Design Bureau of Mechanical Engineering blev bedt om at udvikle D-19-komplekset med en fastdrivende raket. Det var meningen at den skulle udstyre raketten med tre varianter af sprænghoveder - en monoblok og to med et splitsprænghoved - med 3-5 blokke med mellemkraft og 8-10 blokke af en lille kraftklasse. I juli 1972 blev udviklingen af forprojektet [4] afsluttet .
Ifølge en af mulighederne for det foreløbige design skulle raketten være tre-trins med en masse på omkring 75 tons, en diameter på 2,7 m og en højde på 15 m. mellem andet trin og hovedrummet. I hovedrummet var der instrumenter og en kampscenemotor. I modsætning til missilerne udviklet af Design Bureau of Mechanical Engineering med flydende raketmotorer (LRE), blev en tør affyringsmetode antaget. En funktion var brugen af stødabsorberende raketopsendelsessystem (ARSS). Der var ingen affyringsrampe - raketten blev suspenderet ved hjælp af en syv tons ARSS i minen. Raketten blev affyret ved hjælp af en startmotor med fast drivmiddel, der vejede omkring 4 tons, lavet i form af en ring og placeret rundt om dysen på førstetrinsmotoren. En variant med et traditionelt layout blev også foreslået - med et overgangsrum, uden at kombinere elementer fra første og andet trins motorer [5] . Når det foreløbige projekt blev diskuteret i detaljer, med designundersøgelser, blev spørgsmålene om hensigtsmæssigheden af at opgive det traditionelle overgangsrum, brugen af en ringformet startmotor, brugen af ARSS og valget af et mærke af fast brændsel overvejet [5 ] .
Regeringsdekret nr. 692/222 om oprettelse af et nyt D-19 missilsystem i Typhoon-systemet blev udstedt den 16. september 1973. Dekretet fastsatte udviklingen af en Project 941-ubåd udstyret med tyve 3M65 fastdrivende missiler. Design Bureau of Mechanical Engineering (Chief Designer V.P. Makeev) blev udnævnt til den ledende udvikler af raketten, og Design Bureau Yuzhnoye var sammen med NPO Altai udvikleren af den første fase-motor . Tidligere, den 22. februar 1973, blev der udstedt en resolution om udviklingen af et teknisk forslag til Yuzhnoye Design Bureau for RT-23-komplekset med 15Zh44-raketten og foreningen af motorerne i de første faser af 15Zh44- og 3M65-missilerne [6] . I december 1974 blev et foreløbigt design afsluttet, som foreslog en variant af missiler ved hjælp af et mellemtrinsrum og en forøgelse af rakettens lademasse (sammen med ARSS) op til 90 tons [5] .
Udkastet til design var med forbehold for ændringer. Så i juni 1975 blev der udstedt en tilføjelse, ifølge hvilken kun én type kampudstyr var tilbage - ti sprænghoveder med en kapacitet på 100 kt, en monoblok-tredjetrinsmotor blev brugt, og en pulvertrykakkumulator blev brugt i stedet for en start motor. Ændringer i rakettens layout førte til en udvidelse af raketakslen fra 15 til 16,5 meter og en stigning i rakettens lastvægt til 90-95 tons. I august 1975 blev der udstedt et regeringsdekret, som udgjorde den endelige version af R-39-missilet, den eneste udstyrsmulighed med ti sprænghoveder og en maksimal rækkevidde på 10.000 km (i udviklernes figurative udtryk formlen "10 af 10") [7] .
I december 1976 og februar 1981 blev der udstedt regeringsdekreter, der fastsatte ændringen i brændstoftypen i anden og tredje fase, reduktionen af den maksimale skyderækkevidde fra 10.000 til 8300 km, og tidspunktet for oprettelsen af komplekset var justeret opad [7] .
Strukturelt består R-39-raketten af tre vedvarende fastbrændselstrin, et adskilleligt sprænghoved med en raketmotor med flydende drivstof og et stødabsorberende raketopsendelsestrin (ARSS) [8] . Kroppene på alle midtflyvningstrin er lavet af kompositmaterialer med viklingstråde af typen "kokon", har en lav relativ forlængelse og forsænkede dyser [8] .
3D65-motoren i første trin blev udviklet af Yuzhnoye Design Bureau og blev forenet med RT-23- rakettens 15D206-motor [9] . Det var ikke muligt at opnå fuldstændig forening (på grund af det høje tryk i forbrændingskammeret og den kritiske sektion af dysen nåede "land"-motorens tryk 310,8 tf i hulrummet [9] ), men mange designløsninger var almindelige. Opviklingen af tråde af højstyrke organofiber SVM blev brugt i henhold til "cocoon"-teknologien med udvaskning af polymer-sanddornen. Til indlejrede elementer af bunden blev titanlegering VTZ -1 brugt. Serieproduktion af motoren blev udført af Safonovsky Plastics Plant . En ladning af blandet fast brændsel med en intern stjerneformet kanal blev udviklet af NPO Altai [6] . En ladning på 48 tons [6] består af butylgummibrændstof [7] med motoren fyldt med flydende brændstofmasse og dens efterfølgende polymerisering [ 7] . Ladningen blev skabt med et programmerbart trykfald på cirka 17 sekunder, hvilket tillod missilet at blive kontrolleret, før stadierne blev adskilt [6] .
På det tidspunkt havde Yuzhnoye Design Bureau [10] ikke et roterende dysedesign (det eksisterede på Arsenal Design Bureau i 1974 på 1. etape af 3M17 -raketten - en dyse med en dobbelt elastisk tætning, hvis analog var dysen af 1. trin af den amerikanske MX-raket ), blev der derfor påført kontrol ved hjælp af et gasblæsesystem ind i den superkritiske del af dysen [6] . På den stationære dyse er der otte blæseventiler placeret parvis i stabiliseringsplanerne, hvilket gjorde det muligt at styre gennem alle styrekanaler [6] . I designet af motoren blev der også anvendt en række specifikke løsninger, på grund af dens anvendelse som en del af et havbaseret missil - tætning for at forhindre indtrængning af havvand, præ-launch tryksætning af motorens indre hulrum med luft for at kompensere for eksterne hydrodynamiske belastninger under opsendelse [6] . Motoren starter, efter at raketten forlader minen, og designet giver mulighed for foranstaltninger til at forbedre driftssikkerheden i løbet af de første 5 sekunder efter opsendelsen [7] .
For at minimere dimensionerne [8] blev raketmotoren med fast drivmiddel i andet trin udstyret med en teleskopisk drop-down dyse [11] . Dysen var delvist forsænket i motorhuset og fungerede som en kontroldyse, der skabte kontrolmomenter langs stignings- og krøjekanalerne . Rullekontrol blev udført af autonome motorer. Brændstoffet er oktogen med høj densitet . Den blandede brændstofladning blev hældt i motorhuset og polymeriseret. Det første og andet trin var forbundet med et overgangsrum [11] . Hvad angår det første og andet trin, blev kroppen af raketmotoren med fast drivmiddel i tredje trin viklet ved hjælp af "cocoon"-teknologien med påfyldning og efterfølgende polymerisering af blandet brændstof. Men det tredje trins brændstof brugte et stærkere oxidationsmiddel. Motoren var udstyret med en central fast dyse med en glidende teleskopdyse. Kontrol over alle kanaler blev udført af motoren i det adskillende sprænghoved [11] .
Rakettens delte sprænghoved består af et frontinstrumentrum, et fremdriftssystem og sprænghoveder [7] . Instrumentrummet var en separat samling og blev ved hjælp af en flangeforbindelse forbundet med avlsstadiets hus. Rummet består af to rum - et rum til en tre-trins gyrostabilisator med en astroviserende enhed og et rum til kontrolsysteminstrumenter. Begge rum er forseglet og adskilt af en mellembund. Den astroviserende enhed blev lukket af en kuppel, der faldt under flugten. Styresystemets instrumenter blev placeret på en stødabsorberende ramme. Brugen af et inertikontrolsystem med astro -korrektionsudstyr gjorde det muligt at sikre, når der skydes på KVO 's maksimale rækkevidde , anslagspunkterne for sprænghoveder på højst 500 meter [8] .
Fremdriftssystemet er placeret omkring tredjetrinsmotoren og består af en flydende motor og brændstoftanke. LRE er dual-mode, udført i henhold til et åbent kredsløb med en enkelt inklusion og mulighed for flere skift fra tilstand til tilstand [7] . Agter for ynglestadiet var ti sprænghoveder af 100 kiloton-klassen placeret på platforme omkring tredjetrinsmotoren [7] .
Til R-39 blev der udviklet et affyringssystem med placering af næsten alle elementer af løfteraketten på et specielt stødabsorberende raketaffyringssystem (ARSS) placeret i rakettens næse [8] . ARSS bestod af en krop med et dæksel, fjernelses- og tilbagetrækningssystemer og et hulrumsdannelsessystem. Under dækslet var anbragt den faste drivmiddel raketmotor, og fjernelsesmotoren var en del af skroget. Pulvergasgeneratoren i hulrumsdannelsessystemet blev også kombineret med dækslet [11] . Når raketten blev læsset ind i akslen, blev den installeret af kroppen af det stødabsorberende system på en gummi-metal-støttering placeret i den øverste del af akslen. Raketten befandt sig i minen i limbo. Affyringssystemet omfattede også et gennemsnitligt støttebælte og en haledel, som tabes, efter at raketten forlader vandet [8] . Ved hjælp af ARSS blev missilet polstret, siloen blev forseglet for at sikre en "tør affyring", missilets stævn blev beskyttet under et dybhavsdyk af en ubåd med åbent eller utæt silodæksel, og dok med skibsservice systemer [11] . Rakettens affyringsmasse (sammen med ARSS og halerummet) er 90 tons efter adskillelse af elementerne i affyringssystemet - 84 tons [12] .
Affyringen af raketten blev udført fra en tør mine ved hjælp af en pulvertrykakkumulator placeret på bunden af raketminen i hulrummet af dysen på førstetrinsmotoren [11] . I lanceringen blev ARSS-pulvergasgeneratoren tændt, hvilket skabte et gashulrum, ved hjælp af hvilket reduktionen af gasdynamiske belastninger på raketten i undervandssektionen blev sikret. Førstetrinsmotoren blev tændt i det øjeblik, raketten forlod minen [8] . Efter at have forladt vandet med motoren fra det første trin kørende, blev ARSS fjernet fra raketten ved hjælp af de passende motorer og taget til siden [11] . Ved hjælp af ARSS blev missilet trukket væk fra ubåden, da raketmotoren med fast drivmiddel fra første etape ikke blev affyret [8] .
Fra september 1977 til december 1978 blev flydesigntests udført for at udvikle det indledende flyvesegment. Opsendelser blev udført fra overflade- og undervandspositioner af en speciel nedsænkelig stand [7] på Sortehavet i Balaklava [6] . Specielt til disse tests blev der udviklet en reduceret analog af første-trins raketmotoren med fast drivmiddel ZD65B, som gav alle flow- og trækegenskaberne for den almindelige ZD65 raketmotor med fast drivmiddel i løbet af de første otte sekunders drift [6] . I alt blev der udført 9 opsendelser fra PS-65-standen [13] . Kasteprøver blev fortsat i december 1978-september 1979 [7] fra K-153 ubåden, ombygget fra projekt 629 til projekt 619. Båden var udstyret med en missilsilo [14] [15] . I alt blev der udført 7 opsendelser [13] , mens der ikke var kommentarer til fremdriftssystemet [6] .
Sideløbende med kastetestene, fra oktober 1978 til november 1979, blev sprænghoveder testet ved at affyre eksperimentelle K-65M-R missiler [7] . Der blev udført 9 opsendelser [13] .
I januar 1980 begyndte fælles flyveforsøg fra jordstanden [ 7] NSK-65 på den nordlige træningsbane i Nenoks [13] . Den 28. januar blev den første opsendelse gennemført. Men han og de fire, der fulgte ham, lykkedes ikke af forskellige årsager - "crossover" af de pyrotekniske kredsløb, svigt af det indbyggede kabelnetværk, designfejl i BIM-a i anden fase, ødelæggelse af ventilsædet på indsprøjtningen af raketmotoren med fast drivmiddel i første trin [6] . I processen med forbedringer blev blandt andet ventilsystemet færdiggjort og den 27. december 1980 blev den første vellykkede opsendelse gennemført [6] . I alt indtil juni 1982 blev der udført 17 missilaffyringer fra jordstanderen - 15 på mellemliggende afstand og 2 på minimum [7] . Mere end halvdelen af disse opsendelser var mislykkede [8] [12] [16] [ca. 1] .
I december 1981 begyndte fælles flyvetest af R-39 om bord på det førende nukleare missilskib af projekt 941 [7] - "TK-208" [15] . Testene sluttede den 12. december 1982 med en salveopsendelse af fire missiler - to i " Aquatoria "-området og to i "Kura"-området [6] . I alt blev der gennemført 13 opsendelser, hvoraf 11 blev anerkendt som vellykkede [12] [16] [ca. 2] .
Ved et regeringsdekret blev D-19-komplekset med R-39-missilet taget i brug i maj 1983 [7] [ca. 3] .
I april 1984 blev der udstedt et regeringsdekret om modernisering af D-19-komplekset, og i maj 1985 R-39-missilerne. Missilet modtog et nyt sprænghoved af en lille kraftklasse, udviklet til R-29RMU missilet. En ny algoritme til at sprede sprænghoveder til individuelle sigtepunkter i en vilkårlig (fri) zone blev brugt, som gjorde det muligt at fjerne restriktioner på en fast frigørelseszone og øge rækkevidden af rekognoscering af sprænghoveder på afstande mindre end maksimum [17] . Der blev truffet foranstaltninger for at øge sikkerheden for de optiske sensorer i astrokorrektionssystemet mod at blænde af atomeksplosioner i rummet, når et potentielt missilforsvarssystem blev overvundet. Under den generelle vejledning af V.P. Makeev blev der arbejdet på at modernisere kontrolsystemet (N.A. Semikhatov), kommandoinstrumenter ( V.P. Arefiev ) og astrokorrektionssystemet (V.S. Kuzmin). Som et resultat blev der oprettet et kontrolsystem med et astro-korrektionssystem, der var i stand til at genoprette dets ydeevne et par sekunder efter flashen. Derudover modtog missilet evnen til at modtage data fra GLONASS -satellitnavigationssystemet , hvilket gjorde det muligt at øge nøjagtigheden af affyring til niveauet for silo-baserede ICBM'er [14] . D-19U-komplekset med R-39U-missiler blev taget i brug i januar 1988 [17] .
| TTX [18] [19] | R-29RM | blå | R-39 | Mace | Trident I | Trident II | M51 | M51.2 | Juilang-2 | Juilang-3 |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Udvikler (hovedkontor) | SRC | MIT | lockheed martin | EADS | Huang Weilu (黄纬禄) | |||||
| Adoptionsår | 1986 | 2007 | 1984 | 2012 | 1979 | 1990 | 2010 | 2009 | — | |
| Maksimal skyderækkevidde, km | 8300 | 11 500 | 8250 | 9300 | 7400 | 11 300 [20] | 9000 | 10.000 | 8000 | 9000 |
| Kastevægt [21] [22] , kg | 2800 | 2550 | 1150 | 1500 | 2800 | — | 700 | — | ||
| Sprænghoved magt, kt | 4×200, 10×100 | 4×500, 10×100 | 10×200 | 6×150 | 6× 100 | 8× 475 , 12× 100 | 6—10× 150 [23] | 6—10× 100 [24] | 1×1000, 1×250, 4×90 | — |
| KVO , m | 550 | 250 | 500 | 120…350 [25] | 380 | 90…500 | 150…200 | 150…200 | 500 | — |
| Anti-missil forsvar | Flad bane , MIRV , elektronisk krigsførelsesudstyr |
MIRV | Reduceret aktiv sektion , flad bane , |
MIRV | MIRV | MIRV | MIRV | MIRV | ||
| Startvægt, t | 40,3 | 90,0 | 36,8 | 32.3 | 59,1 | 52,0 | 56,0 | 20.0 | — | |
| Længde, m | 14.8 | 16,0 | 11.5 | 10.3 | 13.5 | 12,0 | 11,0 | — | ||
| Diameter, m | 1.9 | 2.4 | 2.0 | 1.8 | 2.1 | 2.3 | 2.0 | — | ||
| Starttype | Våd (påfyldning med vand) | Tør ( ARSS ) | Tør ( TPK ) | Tør ( membran ) | Tør ( membran ) | — | ||||
| Sovjetiske og russiske ballistiske missiler | |
|---|---|
| Orbital | |
| ICBM | |
| IRBM | |
| TR og OTRK | |
| Uadministreret TR |
|
| SLBM | |
| Sorteringsrækkefølgen er efter udviklingstid. Kursive prøver er eksperimentelle eller accepteres ikke til service. | |
| Statens missilcenter | ||
|---|---|---|
| Generelle designere, medarbejdere |
| |
| Produkter | ||
| Priser | ||
| kultur |
| |
| se også |
| |