| Raketa 212 | |
|---|---|
| RNII-212, "objekt 212", KR-212 | |
| Model K-212 na posilovacím voze v Memorial Museum of Cosmonautics , Moskva, 2010. | |
| Typ | Řídící střela „země-země“ |
| Vývojář | RNII |
| Hlavní konstruktér | S. P. Koroljov |
| Začátek testování | 29. ledna 1939 |
| Přijetí | nepřijato |
| ↓Všechny specifikace | |
| Mediální soubory na Wikimedia Commons | |
Raketa 212 (v různých zdrojích: RNII-212, „objekt 212“, KR-212, K-212, „objekt 312“, „objekt 803“) je experimentální řízená střela , jejíž řada byla vyvinuta v roce 1934- 1938 tryskovým výzkumným ústavem (rakety 212, 201, 216, 217). Hlavní konstruktér - Sergej Pavlovič Korolev .
První let se uskutečnil 29. ledna 1939 a 8. března byl dokončen druhý let rakety .
Raketa 212 byla postavena podle normální (letecké) aerodynamické konfigurace a jednalo se o jednoplošník s lichoběžníkovým středním křídlem. Opeření - klasické s trojúhelníkovým kýlem a umístěné v 1/3 výšky kýlu, lichoběžníkový stabilizátor na vzpěrách. Trup je kruhového průřezu s ogivovou přídí , celokovový z duralu . Na horní části trupu je kapotáž, kterou procházelo potrubí pohonného systému.
Raketový motor na kapalné palivo ORM-65 navržený V.P. Glushkem byl umístěn v zadní části trupu a poháněl složky paliva kyselina dusičná - petrolej , uložené ve čtyřech souosých (trubkových) nádržích umístěných v křídle rakety napříč trupem: tři nádrže na dusičnan kyselina a jedna pro petrolej. Zásobování palivovými komponentami bylo prováděno výtlačným způsobem, tlakem stlačeného vzduchu ze čtyř válců umístěných uvnitř karoserie, mezi křídlem a spalovací komorou raketového motoru. Proudový tah raketového motoru byl 150 kgf s provozní dobou 20 až 80 sekund.
Řídicí systém založený na gyroskopickém stabilizátoru GPS-3, který navrhl S. A. Pivovarov, byl umístěn v přístrojovém prostoru, za hlavicí. GPS-3 obsahoval: dva třístupňové gyroskopy , vzduchové boxy, vysokorychlostní zařízení s aneroidními boxy, cívkový systém, zámek , řídicí stroje a systém zpětné vazby. Pohon gyroskopů a řídicích strojů je pneumatický , tlakem stlačeného vzduchu ze stejných čtyř válců, který zajišťoval vytlačení paliva do raketového motoru. Ovládací prvky jsou křidélka umístěná na křídle a směrovky kurzu a sklonu na ocasu . Odhadovaný dolet rakety byl 80 km, s výškou letu 6,5 km a rychlostí asi 1000 km/h.
Raketa byla vypuštěna z kolejového vozíku urychleného startovacím práškovým posilovačem s tahem 1850 kgf, startovací hmotnost rakety byla 210 kg, hmotnost paliva 30 kg, užitečné zatížení 30 kg a délka 3 metrů. Odhadovaný dosah letu je až 80 km.