| R-39 | |
|---|---|
| URAV Navy index - 3M65 START kód - RSM-52 US a NATO Defense kód - SS-N-20 Sturgeon | |
| Model-památník rakety RSM-52 na kontrolním stanovišti Federálního výzkumného a výrobního centra "Altaj" v Bijsku | |
| Typ | podmořská balistická střela |
| Postavení | vyřazen z provozu |
| Vývojář |
Design Bureau of Mechanical Engineering (nyní - Makeev GRC ) |
| Hlavní konstruktér | V. P. Makejev |
| Roky vývoje | 1971-1984 |
| Začátek testování | 1977 |
| Přijetí | srpna 1983 |
| Výrobce | Závod na výrobu strojů Zlatoust |
| Roky provozu | 1982-2004 |
| Hlavní operátoři |
Sovětské námořnictvo Ruské námořnictvo |
| Modifikace |
R-39M "Thunder", R-39UTTH "Bark" |
| ↓Všechny specifikace | |
| Mediální soubory na Wikimedia Commons | |
R-39 (index 3M65 , START kód RSM-52 ) je sovětská balistická střela na tuhé palivo určená k umístění na ponorky, jeden ze zástupců námořní části jaderné triády . Jako součást raketového systému D-19 je hlavní zbraní ponorek třídy Akula .
Vyvinuto v Design Bureau of Mechanical Engineering . Název tématu je "Varianta".
Přijato do provozu v roce 1984 . Střela byla druhou sovětskou ponorkou odpalovanou střelou na tuhá paliva (po R-31 ) a první sériovou [1] . První kroky byly učiněny v Južmaši (Dněpropetrovsk) [2] . Celkem bylo rozmístěno 120 raket (6 nosičů po 20 raketách).
Vyvinutá modifikace R-39M "Thunder" se vyznačovala zvýšenou přesností, bylo plánováno nainstalovat tyto komplexy na Borey SSBN .
Ruská modifikace střely, která neprošla celou sadou testů, byla R-39UTTKh Bark .
V roce 1999 bylo rozhodnuto nahradit rakety této třídy raketovým systémem Bulava .
V roce 2004 byly poslední nosiče těchto raket - TK-17 "Arkhangelsk" a TK-20 "Severstal" - dány do rezervy kvůli nedostatku vhodných raket pro službu [komunik. 1] .
V září 2012 byla dokončena likvidace těchto raket [3] .
V červnu 1971 bylo přijato rozhodnutí Komise pro vojensko-průmyslové otázky , podle kterého byla konstrukční kancelář strojního inženýrství požádána o vývoj komplexu D-19 s raketou na tuhé pohonné hmoty. Raketu měla vybavit třemi variantami hlavic – monoblokovou a dvěma s dělenou hlavicí – s 3-5 bloky středního výkonu a 8-10 bloky malé výkonové třídy. V červenci 1972 byl dokončen vývoj předběžného projektu [4] .
Podle jedné z variant předběžného návrhu měla být raketa třístupňová, s hmotností asi 75 tun, průměrem 2,7 m a výškou 15 m mezi druhým stupněm a hlavovým prostorem. V hlavovém prostoru byly přístroje a bojový jevištní motor. Na rozdíl od střel vyvinutých Design Bureau of Mechanical Engineering s raketovými motory na kapalinu (LRE) se předpokládal způsob suchého startu. Rysem bylo použití raketového odpalovacího systému tlumícího nárazy (ARSS). Neexistovala žádná odpalovací rampa - raketa byla zavěšena pomocí sedmitunového ARSS v dole. Raketa byla vypuštěna pomocí startovacího motoru na tuhá paliva o hmotnosti asi 4 tuny, vyrobeného ve formě prstence a umístěného kolem trysky motoru prvního stupně. Byla navržena i varianta s tradičním uspořádáním - s přechodovým oddílem, bez kombinování prvků motorů prvního a druhého stupně [5] . Při podrobném projednávání předběžného projektu s konstrukčními studiemi byly zvažovány otázky účelnosti opuštění tradičního přechodového prostoru, použití prstencového startovacího motoru, použití ARSS a volby značky pevných paliv [5 ] .
Vládní nařízení č. 692/222 o vytvoření nového raketového systému D-19 systému Typhoon bylo vydáno 16. září 1973. Vyhláška stanovila vývoj ponorky Projektu 941 vybavené dvaceti střelami na tuhá paliva 3M65. Design Bureau of Mechanical Engineering (hlavní konstruktér V.P. Makeev) byl jmenován hlavním vývojářem rakety a Design Bureau Yuzhnoye spolu s NPO Altai bylo vývojářem motoru prvního stupně . Již dříve, 22. února 1973, bylo vydáno usnesení o vypracování technického návrhu pro Yuzhnoye Design Bureau pro komplex RT-23 s raketou 15Ž44 a sjednocení motorů prvních stupňů raket 15Ž44 a 3M65. [6] . V prosinci 1974 byl dokončen předběžný návrh, který navrhoval variantu střel využívající mezistupňový prostor a zvýšení nosné hmotnosti rakety (spolu s ARSS) až na 90 tun [5] .
Návrh návrhu se mohl změnit. V červnu 1975 byl tedy vydán dodatek, podle kterého zůstal pouze jeden typ bojové techniky - deset hlavic s kapacitou 100 kt, použit monoblokový motor třetího stupně a místo práškového tlakového akumulátoru. startování motoru. Změny v rozložení rakety vedly k prodloužení raketové šachty z 15 na 16,5 metru a zvýšení nosné hmotnosti rakety na 90-95 tun. V srpnu 1975 bylo vydáno vládní nařízení, které tvořilo konečnou verzi střely R-39, jedinou výbavovou variantu s deseti hlavicemi a maximálním doletem 10 000 km (v obrazném vyjádření vývojářů vzorec „10 by 10") [7] .
V prosinci 1976 a únoru 1981 byla vydána vládní nařízení, která stanovila změnu druhu paliv ve druhé a třetí etapě, snížení maximálního dostřelu z 10 000 na 8300 km a načasování vzniku komplexu bylo upraveno nahoru [7] .
Strukturálně se raketa R-39 skládá ze tří podpůrných stupňů na pevné palivo, oddělitelné hlavice s raketovým motorem na kapalné pohonné hmoty a raketového odpalovacího stupně tlumícího nárazy (ARSS) [8] . Těla všech středních letových stupňů jsou vyrobena z kompozitních materiálů s navíjecími závity typu „kokon“, mají nízkou relativní tažnost a zapuštěné trysky [8] .
Motor prvního stupně 3D65 byl vyvinut Yuzhnoye Design Bureau a byl sjednocen s motorem 15D206 rakety RT-23 [9] . Úplného sjednocení nebylo možné dosáhnout (vzhledem k vysokému tlaku ve spalovací komoře a kritickému úseku trysky dosahoval tah „pozemního“ motoru 310,8 tf v prázdnotě [9] ), ale mnoho konstrukčních řešení bylo společný. Navíjení nití z vysokopevnostního organovlákna SVM bylo použito technologií typu "cocoon" s vymýváním z trnu polymer-písek. Pro zapuštěné prvky dna byla použita titanová slitina VTZ-1. Sériovou výrobu motoru prováděl Safonovsky Plastics Plant . Nálož smíšeného pevného paliva s vnitřním kanálem ve tvaru hvězdy vyvinula NPO Altai [6] . Nálož o hmotnosti 48 tun [6] se skládá z butylkaučukového paliva [7] s motorem naplněným hmotou kapalného paliva a jeho následnou polymerací [7] . Náboj byl vytvořen s programovatelným poklesem tahu přibližně 17 sekund, což umožnilo řídit střelu před oddělením stupňů [6] .
Yuzhnoye Design Bureau [10] v té době nemělo konstrukci rotační trysky (existovala v Arsenal Design Bureau v roce 1974 na 1. stupni rakety 3M17 - tryska s dvojitým elastickým těsněním, jejímž analogem byla tryska 1. stupně americké rakety MX ), proto bylo aplikováno řízení pomocí systému vhánění plynu do nadkritické části trysky [6] . Na stacionární trysce je osm dmýchacích ventilů umístěných ve dvojicích ve stabilizačních rovinách, což umožňovalo ovládání přes všechny regulační kanály [6] . Při konstrukci motoru byla uplatněna i řada specifických řešení, a to z důvodu jeho použití jako součásti námořní střely - těsnění pro zamezení vnikání mořské vody, předstartovní natlakování vnitřní dutiny motoru s vzduchu za účelem kompenzace vnějšího hydrodynamického zatížení při startu [6] . Motor se spustí poté, co raketa opustí minu, a konstrukce počítá s opatřeními ke zlepšení spolehlivosti jeho provozu během prvních 5 sekund po startu [7] .
Z důvodu minimalizace rozměrů [8] , byl raketový motor na tuhá paliva druhého stupně vybaven teleskopickou shazovací tryskou [11] . Tryska byla částečně zapuštěna do krytu motoru a fungovala jako řídicí tryska, která vytvářela řídicí momenty podél náklonových a vychylovacích kanálů . Řízení náklonu bylo prováděno autonomními motory. Palivo je oktogen s vysokou hustotou . Směsná palivová náplň byla nalita do skříně motoru a zpolymerována. První a druhý stupeň byly vzájemně propojeny přechodovým oddílem [11] . U prvního a druhého stupně bylo tělo raketového motoru na tuhá paliva třetího stupně navíjeno technologií typu „cocoon“ s plněním a následnou polymerací směsného paliva. Ale palivo třetího stupně používalo silnější okysličovadlo. Motor byl vybaven centrální pevnou tryskou s posuvnou teleskopickou tryskou. Řízení všech kanálů bylo prováděno motorem oddělovací hlavice [11] .
Dělená hlavice rakety se skládá z předního přístrojového prostoru, pohonného systému a hlavic [7] . Přístrojový prostor byl samostatnou sestavou a byl připojen pomocí přírubového spoje k pouzdru chovného stupně. Přihrádka se skládá ze dvou přihrádek - přihrádky pro třístupňový gyrostabilizátor s astrovisním zařízením a přihrádky pro nástroje řídicího systému. Obě komory jsou utěsněny a odděleny mezilehlým dnem. Astrovizní zařízení bylo uzavřeno kopulí svrženou za letu. Nástroje řídicího systému byly umístěny na rámu tlumícím nárazy. Použití inerciálního řídicího systému s astro -korekčním zařízením umožnilo zajistit při střelbě na maximální dostřel KVO body dopadu hlavic maximálně 500 metrů [8] .
Pohonný systém je umístěn kolem motoru třetího stupně a skládá se z kapalinového motoru a palivových nádrží. LRE je dvourežimový, provádí se podle otevřeného obvodu s jediným zařazením a možností vícenásobného přepínání z režimu do režimu [7] . Za chovnou fází bylo na plošinách kolem motoru třetího stupně umístěno deset hlavic třídy 100 kilotun [7] .
Pro R-39 byl vyvinut odpalovací systém s umístěním téměř všech prvků odpalovacího zařízení na speciální raketový odpalovací systém tlumící nárazy (ARSS) umístěný v přídi rakety [8] . ARSS se skládal z těla s krytem, vyjímacími a vytahovacími systémy a systémem tvorby dutin. Pod krytem byl umístěn raketový motor na tuhá paliva a vytahovací motor byl součástí trupu. S krytem byl kombinován i generátor práškového plynu systému tvorby dutin [11] . Při nakládání rakety do šachty byla instalována tělem systému tlumení nárazů na pryžokovový nosný prstenec umístěný v horní části šachty. Raketa byla v dole v limbu. Součástí odpalovacího systému byl také průměrný podpůrný pás a tělo ocasní části, které se shazuje poté, co raketa opustí vodu [8] . S pomocí ARSS byla střela odpružena, silo utěsněno pro zajištění „suchého startu“, příď střely byla chráněna při hlubinném ponoru ponorky s otevřeným nebo netěsným krytem sila a dokování s lodní službou systémy [11] . Startovací hmotnost rakety (spolu s ARSS a ocasním prostorem) je 90 tun, po oddělení prvků odpalovacího systému - 84 tun [12] .
Start rakety byl prováděn ze suché miny pomocí práškového tlakového akumulátoru umístěného na dně raketové miny v dutině trysky motoru prvního stupně [11] . V okamžiku startu byl zapnut generátor práškového plynu ARSS, který vytvořil plynovou dutinu, pomocí které bylo zajištěno snížení plynodynamického zatížení rakety v podvodní sekci. Motor prvního stupně byl zapnut v okamžiku, kdy raketa opustila důl [8] . Po opuštění vody s běžícím motorem prvního stupně byl ARSS s pomocí příslušných motorů z rakety odstraněn a odvezen na stranu [11] . S pomocí ARSS, kdy nebyl spuštěn raketový motor na tuhá paliva prvního stupně, byla střela odtažena z ponorky [8] .
Od září 1977 do prosince 1978 byly provedeny zkoušky letového designu, aby se vyvinul počáteční letový segment. Starty byly prováděny z povrchových a podvodních pozic speciálního ponorného stojanu [7] na Černém moři v Balaklavě [6] . Speciálně pro tyto testy byla vyvinuta zmenšená obdoba raketového motoru na tuhá paliva prvního stupně ZD65B, která během prvních osmi sekund provozu poskytovala všechny průtokové a trakční charakteristiky běžného raketového motoru na tuhá paliva ZD65 [6] . Celkem bylo ze stojanu PS-65 provedeno 9 startů [13] . Zkoušky vrhu pokračovaly v prosinci 1978-září 1979 [7] z ponorky K-153, přestavěné z projektu 629 na projekt 619. Člun byl vybaven jedním raketovým silem [14] [15] . Celkem bylo provedeno 7 startů [13] , přičemž k pohonnému systému nebyly žádné připomínky [6] .
Souběžně s vrhacími zkouškami byly od října 1978 do listopadu 1979 testovány hlavice vypouštěním experimentálních střel K-65M-R [7] . Bylo provedeno 9 startů [13] .
V lednu 1980 začaly společné letové zkoušky z pozemního stání [7] NSK-65 na severním cvičišti v Nenoks [13] . 28. ledna byl proveden první start. On a čtyři, co ho následovali, však z různých důvodů neuspěli – „překřížení“ okruhů pyrotechniky, výpadek palubní kabelové sítě, konstrukční nedostatky BIM-a druhého stupně, zničení sedla ventilu vstřikování raketového motoru na tuhá paliva prvního stupně [6] . V procesu vylepšování byl mimo jiné finalizován ventilový systém a 27. prosince 1980 bylo provedeno první úspěšné spuštění [6] . Celkem bylo do června 1982 provedeno 17 odpálení raket z pozemního stojánku – 15 na střední dostřel a 2 na minimum [7] . Více než polovina těchto startů byla neúspěšná [8] [12] [16] [cca. 1] .
V prosinci 1981 začaly společné letové zkoušky R-39 na palubě vedoucího nosiče jaderných střel projektu 941 [7] - "TK-208" [15] . Testy skončily 12. prosince 1982 salvovým odpálením čtyř střel – dvou v oblasti „ Aquatoria “ a dvou v dostřelu „Kura“ [6] . Celkem bylo provedeno 13 startů, z nichž 11 bylo uznáno jako úspěšné [12] [16] [cca. 2] .
Vládním nařízením byl komplex D-19 s raketou R-39 uveden do provozu v květnu 1983 [7] [cca. 3] .
V dubnu 1984 bylo vydáno nařízení vlády o modernizaci komplexu D-19 a v květnu 1985 raket R-39. Střela dostala novou hlavici malé výkonové třídy, vyvinutou pro raketu R-29RMU. Byl použit nový algoritmus pro rozptyl hlavic na jednotlivé zaměřovací body v libovolné (volné) zóně, což umožnilo odstranit omezení v pevné zóně odpojení a zvýšit dosah průzkumu hlavic na vzdálenosti menší než maximální [17] . Byla přijata opatření ke zvýšení zabezpečení optických senzorů astrokorekčního systému před oslepením vesmírnými jadernými výbuchy při překonávání potenciálního systému protiraketové obrany. Pod obecným vedením V.P. Makeeva byly provedeny práce na modernizaci řídicího systému (N.A. Semikhatov), velitelských nástrojů ( V.P. Arefiev ) a astrokorekčního systému (V.S. Kuzmin). V důsledku toho vznikl řídicí systém s astrokorekčním systémem, schopným obnovit svůj výkon pár sekund po záblesku. Střela navíc získala možnost přijímat data ze satelitního navigačního systému GLONASS , což umožnilo zvýšit přesnost střelby na úroveň mezikontinentálních balistických střel na silech [14] . Komplex D-19U s raketami R-39U byl uveden do provozu v lednu 1988 [17] .
| TTX [18] [19] | R-29RM | modrý | R-39 | Žezlo | Trojzubec I | Trojzubec II | M51 | M51.2 | Juilang-2 | Juilang-3 |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Vývojář (ústředí) | SRC | MIT | lockheed martin | EADS | Huang Weilu (黄纬禄) | |||||
| Rok adopce | 1986 | 2007 | 1984 | 2012 | 1979 | 1990 | 2010 | 2009 | — | |
| Maximální dostřel, km | 8300 | 11 500 | 8250 | 9300 | 7400 | 11 300 [20] | 9000 | 10 000 | 8000 | 9000 |
| Vrhaná hmotnost [21] [22] , kg | 2800 | 2550 | 1150 | 1500 | 2800 | — | 700 | — | ||
| Výkon hlavice, 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 | — |
| Protiraketová obrana | Plochá trajektorie , MIRV , vybavení pro elektronické boje |
MIRV | Snížená aktivní sekce , plochá trajektorie , |
MIRV | MIRV | MIRV | MIRV | MIRV | ||
| Počáteční hmotnost, t | 40.3 | 90,0 | 36.8 | 32.3 | 59,1 | 52,0 | 56,0 | 20,0 | — | |
| Délka, m | 14.8 | 16.0 | 11.5 | 10.3 | 13.5 | 12.0 | 11.0 | — | ||
| Průměr, m | 1.9 | 2.4 | 2,0 | 1.8 | 2.1 | 2.3 | 2,0 | — | ||
| Typ startu | Mokré (naplnění vodou) | Suché ( ARSS ) | Suché ( TPK ) | Suchá ( membrána ) | Suchá ( membrána ) | — | ||||
| Sovětské a ruské balistické rakety | |
|---|---|
| Orbitální | |
| ICBM |
|
| IRBM | |
| TR a OTRK | |
| Neřízená TR |
|
| SLBM | |
| Pořadí řazení je podle doby vývoje. Vzorky psané kurzívou jsou experimentální nebo nejsou přijaty do provozu. | |
| Státní raketové středisko | ||
|---|---|---|
| Generální projektanti, zaměstnanci |
| |
| produkty | ||
| Ocenění | ||
| kultura |
| |
| viz také |
| |