R-36: Różnice pomiędzy wersjami
| [wersja przejrzana] | [wersja przejrzana] |
drobne merytoryczne, drobne redakcyjne |
→Konstrukcja: drobne redakcyjne |
||
| Linia 38: | Linia 38: | ||
== Konstrukcja == |
== Konstrukcja == |
||
Znany na zachodzie jako SS-9 Scarp R-36, został skonstruowany jako dwustopniowy pocisk na [[paliwo ciekłe]], w którym jeden stopień spoczywa na drugim. Korpus wykonany był ze stopu aluminium AMG-6<ref name=EA/>. Ogólna konstrukcja pierwszego stopnia pocisku była podobna do zastosowanej w pierwszym stopniu R-16. Zastosowano jednak pewne ulepszenia - jednym z nich była wspólna przegroda między [[Paliwo rakietowe|paliwem]], a [[utleniacz]]em, co zredukowało pustą przestrzeń wewnątrz rakiety<ref name=RSNF36/>. Zbiorniki paliwa utrzymywane były pod ciśnieniem dzięki [[Spaliny|gazom spalinowym]] podstawowych składników paliwa. System napędowy pierwszego stopnia składał się z trzech silników o podwójnej komorze spalania [[RD-251]] oraz silnika sterującego z czterema podwieszonymi komorami<ref name=RSNF36/><ref name=rusweb>R-36, russianspaceweb</ref>. System drugiego stopnia tworzyły: jeden silnik podtrzymujący [[RD-252]] o konstrukcji zbliżonej do silników pierwszego stopnia oraz czterokomorowy silnik sterujący na paliwo ciekłe<ref name=RSNF36/><ref name=rusweb/>. Wszystkie silniki rakiety pracowały w obiegu otwartym. Silniki zasilane były paliwem w postaci [[1,1-Dimetylohydrazyna|1,1-dimetylohydrazyny]], dla której rolę [[utleniacz]]a pełnił [[tetratlenek diazotu]], zapewniając [[Siła ciągu|ciąg]] pierwszego stopnia na poziomie morza 2 364 [[Niuton|kN]], w próżni zaś 2 643 kN<ref name=RSNF36/>. [[Impuls właściwy]] silników |
Znany na zachodzie jako SS-9 Scarp R-36, został skonstruowany jako dwustopniowy pocisk na [[paliwo ciekłe]], w którym jeden stopień spoczywa na drugim. Korpus wykonany był ze stopu aluminium AMG-6<ref name=EA/>. Ogólna konstrukcja pierwszego stopnia pocisku była podobna do zastosowanej w pierwszym stopniu R-16. Zastosowano jednak pewne ulepszenia - jednym z nich była wspólna przegroda między [[Paliwo rakietowe|paliwem]], a [[utleniacz]]em, co zredukowało pustą przestrzeń wewnątrz rakiety<ref name=RSNF36/>. Zbiorniki paliwa utrzymywane były pod ciśnieniem dzięki [[Spaliny|gazom spalinowym]] podstawowych składników paliwa. System napędowy pierwszego stopnia składał się z trzech silników o podwójnej komorze spalania [[RD-251]] oraz silnika sterującego z czterema podwieszonymi komorami<ref name=RSNF36/><ref name=rusweb>R-36, russianspaceweb</ref>. System drugiego stopnia tworzyły: jeden silnik podtrzymujący [[RD-252]] o konstrukcji zbliżonej do silników pierwszego stopnia oraz czterokomorowy silnik sterujący na paliwo ciekłe<ref name=RSNF36/><ref name=rusweb/>. Wszystkie silniki rakiety pracowały w obiegu otwartym. Silniki zasilane były paliwem w postaci [[1,1-Dimetylohydrazyna|1,1-dimetylohydrazyny]], dla której rolę [[utleniacz]]a pełnił [[tetratlenek diazotu]], zapewniając [[Siła ciągu|ciąg]] pierwszego stopnia na poziomie morza 2 364 [[Niuton|kN]], w próżni zaś 2 643 kN<ref name=RSNF36/>. [[Impuls właściwy]] silników: 2 954 m/s (pierwszy stopień) oraz 3 112,5 m/s (drugi stopień)<ref name=RSNF36/>. Po separacji sekcji w trakcie lotu, głowica pocisku była wyhamowywana za pomocą silników na [[paliwo stałe]]<ref name=RSNF36/>. W pocisku o łącznej [[masa startowa|masie startowej]] 183,9 tony, całkowita masa paliwa wynosiła 166,2 tony. Układ [[silnik rakietowy|silników rakietowych]] zapewniał pociskom [[throw-weight]] od 3 950 do 5 825 kilogramów<ref name=RSNF36/>. |
||
[[plik:SS-9 Scarp R36.jpg|250px|left|thumb|Załadunek pocisku R-36 do podziemnego silosu. Widoczne dwa pierścienie silosu.]] |
[[plik:SS-9 Scarp R36.jpg|250px|left|thumb|Załadunek pocisku R-36 do podziemnego silosu. Widoczne dwa pierścienie silosu.]] |
||
Początkowo pocisk miał być wyposażony w układ [[Nawigacja inercyjna|naprowadzania bezwładnościowego]] z korekcja radiową. W trakcie testów w locie stwierdzono jednak, że całkowicie autonomiczny system zapewnia wystarczający poziom celności, równy [[Circular Error Probable|CEP]] 5 000 metrów, w związku z czym zrezygnowano z komendowego resetowania układu bezwładnościowego<ref name=RSNF36-1>P. Podwig, O. Bukharin, T. Kadyshew, E. Miasnikow, I. Sutyagin: ''Russian Strategic Nuclear Forces'', s. 198-199.</ref>. |
Początkowo pocisk miał być wyposażony w układ [[Nawigacja inercyjna|naprowadzania bezwładnościowego]] z korekcja radiową. W trakcie testów w locie stwierdzono jednak, że całkowicie autonomiczny system zapewnia wystarczający poziom celności, równy [[Circular Error Probable|CEP]] 5 000 metrów, w związku z czym zrezygnowano z komendowego resetowania układu bezwładnościowego<ref name=RSNF36-1>P. Podwig, O. Bukharin, T. Kadyshew, E. Miasnikow, I. Sutyagin: ''Russian Strategic Nuclear Forces'', s. 198-199.</ref>. |
||
Wersja z 17:11, 20 sty 2017
 |
Ten artykuł został nominowany do wyróżnienia „Dobry Artykuł”. Weź udział w dyskusji na ten temat. |
Pomóż nam go sprawdzić: oceń zgłoszoną nominację.
| |
| Państwo | |
|---|---|
| Producent |
projekt: KB Jużnoje |
| Inne nazwy |
8K67, SS-9 Mod 1/Mod 2, Scarp |
| System |
{{{system}}} |
| Typ | |
| Przeznaczenie |
strategiczne |
| Wyrzutnia |
silos (gorący start) |
| Status |
wycofany ze służby |
| Lata służby |
dyżur bojowy: |
| Długość |
31,7 metra |
| Średnica |
3 metry |
| Masa startowa |
183,9 tony |
| Napęd |
dwustopniowy |
| Paliwo | |
| Zasięg |
8K67: 10 200 km |
| Udźwig |
3 950—5 825 kg |
| Naprowadzanie |
autonomiczne bezwładnościowe |
| Celność | |
| Głowica |
8K67: pojedyncza lekka lub ciężka (10 Mt) |
R-36 – radzieckie ciężkie dwustopniowe pociski balistyczne międzykontynentalnego zasięgu, przeznaczone do ataku na amerykańskie pola startowe pocisków ICBM. Konstrukcja pocisków zakładała możliwość pokonywania obrony antybalistycznej, toteż pociski 8K67 wyposażone były w głowice z ładunkiem termojądrowym o wielkiej mocy oraz penetration aids. W odmianie 8K69, pociski wyposażone były w głowicę dostarczaną na niską orbitę Ziemi (LEO), skąd mogły razić cele z niechronionego azymutu - metoda FOBS. W odmianie 8K67P, pociski przenosiły po trzy głowice MRV.
Stacjonujące w podziemnych silosach pociski o długości 31,7 metra i całkowitej masie startowej 183,9 tony, napędzane były paliwem ciekłym, zaś ich dwa stopnie napędowe umożliwiały im atak na cele oddalone o 10 200 kilometrów, w odmianie zaś z głowica orbitalną, zasięg skutecznego ataku wynosił 40 000 kilometrów.
Pierwsze pociski R-36 pełniły dyżur bojowy od 5 listopada 1966 roku, mimo że oficjalnie zostały wprowadzone do służby 21 lipca 1868 roku. Pociski wszystkich trzech odmian zostały wycofane ze służby w latach 1978 — 1983 i zastąpione przez nowsze pociski typu R-36M.
Rozwój
Ciężka (8K67) i orbitalna (8K69) odmiana pocisku R-36 powstały na podstawie dekretu rządowego „O Utworzeniu Międzykontynentalnych i Globalnych Pocisków Oraz Ciężkich Rakiet Nośnych”, wydanego 16 kwietnia 1962 roku[2]. Konstrukcja pocisków została powierzona biuru OKB-586 w Dniepropietrowsku na Ukrainie. Pierwsze testy w locie nowej konstrukcji 8K67 zostały zaplanowane na trzeci kwartał 1964 roku, zaś testy 8K69 trzeci kwartał roku następnego. Przy konstrukcji nowych pocisków wykorzystano doświadczenia z konstruowania i produkcji pocisku R-16[2].
Konstrukcja
Znany na zachodzie jako SS-9 Scarp R-36, został skonstruowany jako dwustopniowy pocisk na paliwo ciekłe, w którym jeden stopień spoczywa na drugim. Korpus wykonany był ze stopu aluminium AMG-6[1]. Ogólna konstrukcja pierwszego stopnia pocisku była podobna do zastosowanej w pierwszym stopniu R-16. Zastosowano jednak pewne ulepszenia - jednym z nich była wspólna przegroda między paliwem, a utleniaczem, co zredukowało pustą przestrzeń wewnątrz rakiety[2]. Zbiorniki paliwa utrzymywane były pod ciśnieniem dzięki gazom spalinowym podstawowych składników paliwa. System napędowy pierwszego stopnia składał się z trzech silników o podwójnej komorze spalania RD-251 oraz silnika sterującego z czterema podwieszonymi komorami[2][3]. System drugiego stopnia tworzyły: jeden silnik podtrzymujący RD-252 o konstrukcji zbliżonej do silników pierwszego stopnia oraz czterokomorowy silnik sterujący na paliwo ciekłe[2][3]. Wszystkie silniki rakiety pracowały w obiegu otwartym. Silniki zasilane były paliwem w postaci 1,1-dimetylohydrazyny, dla której rolę utleniacza pełnił tetratlenek diazotu, zapewniając ciąg pierwszego stopnia na poziomie morza 2 364 kN, w próżni zaś 2 643 kN[2]. Impuls właściwy silników: 2 954 m/s (pierwszy stopień) oraz 3 112,5 m/s (drugi stopień)[2]. Po separacji sekcji w trakcie lotu, głowica pocisku była wyhamowywana za pomocą silników na paliwo stałe[2]. W pocisku o łącznej masie startowej 183,9 tony, całkowita masa paliwa wynosiła 166,2 tony. Układ silników rakietowych zapewniał pociskom throw-weight od 3 950 do 5 825 kilogramów[2].
Początkowo pocisk miał być wyposażony w układ naprowadzania bezwładnościowego z korekcja radiową. W trakcie testów w locie stwierdzono jednak, że całkowicie autonomiczny system zapewnia wystarczający poziom celności, równy CEP 5 000 metrów, w związku z czym zrezygnowano z komendowego resetowania układu bezwładnościowego[4].
R-36 o długości 31,7 metra i średnicy 3 metrów, zostały umieszczone w podziemnych silosach o głębokości 41,5 metra. Zewnętrzny pierścień silosu miał średnicę 8,3 metra, średnica zaś wewnętrznego pierścienia wynosiła 4,64 metra. W przeciwieństwie do silosów Szeksna-N pocisków R-16U, wewnętrzny pierścień nie mógł być obracany, toteż układ naprowadzania obracał pocisk na wyznaczony azymut po opuszczeniu przez rakietę silosu. Tankowanie pocisków odbywało się po ich umieszczeniu w silosach, zaś wewnętrzne hermetyczne komory w zbiornikach paliwa utrzymywały stabilne właściwości jego składników. W takim stanie pocisk mógł być utrzymywany w gotowości do odpalenia przez pięć lat, następnie jednak przedłużono ten okres do 7,5 roku[4].
Dla pocisku 8K67 opracowano dwa typy głowic, z których cięższa dysponowała mocą 10 megaton. Ta znana pod oznaczeniem 8F675 głowica, była najpotężniejszą głowicą wprowadzoną dotąd do służby przez Związek Radziecki[4]. Kombinacja mocy głowicy z dużą — jak na owe czasy — celnością, stworzyła system zdolny do zagrożenia silosom amerykańskich pocisków ICBM. Głowica lekka zapewniała eksplozję o mocy 5 megaton. Według źródeł zachodnich, głowice obu pocisków zapewniały eksplozję z mocą - odpowiednio - 18-25 Mt i 12-18 Mt[5].
Wersja R-36-O pocisku, do rażenia z orbity szczątkowej (FOBS), wyposażona została w orbitującą głowicę, która z kolei wyposażona była we własny układ naprowadzania oraz w silnik zapewniający stabilizację na orbicie i podczas wchodzenia w atmosferę[4]. Testy w locie pocisku R-36 były przeprowadzane na poligonie rakietowym Bajkonur. Pierwsze testy pocisku 8K67 rozpoczęły się 28 września 1963 roku i trwały do maja 1966 roku. Wersja orbitalna była testowana od grudnia 1965 roku do maja 1966[4].
Duży throw weight pocisku (do 5,8 tony) umożliwił w późniejszym okresie jego wyposażenie w 3 głowice MRV, nie będące jeszcze głowicami niezależnie wycelowywanymi (MIRV)[4]. Realizacja tego projektu została rozpoczęta w listopadzie 1967 roku w OKB-586, którego nazwa została do tego czasu zmieniona na Biuro Konstrukcyjne Jużnoje. Testy w locie pocisku z trzema głowicami MRV oznaczonego jako 8K67P rozpoczęły się w sierpniu 1968 roku[4].
Z pocisku R-36 powstały dwie użytkowe rakiety kosmiczne: Cyklon-2 i Cyklon-3[1].
Służba operacyjna
Pierwszy pułk rakietowy wyposażony w pociski R-36 (8K67) został postawiony w stan gotowości bojowej 5 listopada 1966 roku, jednak oficjalnie przyjęto ten pocisk do służby 21 lipca 1967 roku[4]. Pocisk orbitalny 8K69 został przyjęty oficjalnie 19 listopada 1968 roku, zaś dyżur bojowy rozpoczął 25 sierpnia 1969 roku[4]. W latach 1965 – 1973 w wyrzutniach zostało umieszczonych 268 pocisków R-36. Jednak od roku 1975 rozpoczął się proces zastępowania tych rakiet pociskami R-36M. Wszystkie pociski 8K67 zostały wycofane w 1978 roku. Pociski orbitalne 8K69 zostały wycofane ze służby w 1983 roku, w związku z postanowieniami traktatu SALT II, który zakazał tego rodzaju broni[4].
W Stanach Zjednoczonych pociski SS-9 postrzegane były jako przeznaczone w pierwszym rzędzie do ataku na amerykańskie centra kontroli silosów pocisków Minuteman[5]. 1000 silosów tych pocisków kontrolowanych było przez około 100 centrów kontroli, toteż wyeliminowanie tych ostatnich, oznaczać mogło wyłączenie pocisków z użytku. Sytuację tę zmieniła likwidacja połączeń między silosami oraz wprowadzenie zapasowych — powietrznych — centrów kontroli, toteż w celu unieszkodliwienia systemu Minuteman konieczne było użycie jednej głowicy na jeden silos. Spowodowało to konieczność wprowadzenia do użytku głowic niezależnie wycelowywanych, a w konsekwencji opracowania przez Związek Radziecki nowych rakiet zdolnych do przenoszenia głowic MIRV. Zadanie to miały pełnić nowe pociski R-36M[5].
- ↑ a b c Mark Wade: R-36. Encyclopedia Astronautica. [dostęp 2017-01-20]. (ang.).
- ↑ a b c d e f g h i P. Podwig, O. Bukharin, T. Kadyshew, E. Miasnikow, I. Sutyagin: Russian Strategic Nuclear Forces, s. 196-197.
- ↑ a b R-36, russianspaceweb
- ↑ a b c d e f g h i j P. Podwig, O. Bukharin, T. Kadyshew, E. Miasnikow, I. Sutyagin: Russian Strategic Nuclear Forces, s. 198-199.
- ↑ a b c R-36, fas.org
Bibliografia
- Paweł Podwig, Oleg Bukharin, Timur Kadyshew, Eugeni Miasnikow, Igor Sutyagin i inni: Russian Strategic Nuclear Forces. The MIT Press i Moscow Institute of Physics and Technology, 2004. ISBN 0-262-16202-4.
- R-36. russianspaceweb. [dostęp 2017-01-19]. (ang.).
- R-36 / SS-9 Scarp. fas.org. [dostęp 2017-01-19]. (ang.).