| R-39 | |
|---|---|
| URAV - laivastoindeksi - 3M65 START - koodi - RSM-52 Yhdysvaltain ja Naton puolustuskoodi - SS-N-20 Sturgeon | |
| Malli-monumentti RSM-52-raketista Altai- liittovaltion tutkimus- ja tuotantokeskuksen tarkastuspisteessä Biyskissä | |
| Tyyppi | sukellusvene ballistinen ohjus |
| Tila | poistettu palveluksesta |
| Kehittäjä |
Konetekniikan suunnittelutoimisto (nyt - Makeev GRC ) |
| Pääsuunnittelija | V. P. Makeev |
| Vuosien kehitystä | 1971-1984 |
| Testauksen aloitus | 1977 |
| Hyväksyminen | elokuuta 1983 |
| Valmistaja | Zlatoustin koneenrakennustehdas |
| Toimintavuosia | 1982-2004 |
| Suuret toimijat |
Neuvostoliiton laivasto Venäjän laivasto |
| Muutokset |
R-39M "Thunder", R-39UTTH "Bark" |
| ↓Kaikki tekniset tiedot | |
| Mediatiedostot Wikimedia Commonsissa | |
R-39 (indeksi 3M65 , START -koodi RSM-52 ) on Neuvostoliiton kiinteiden polttoaineiden ballistinen ohjus , joka on suunniteltu sijoitettavaksi sukellusveneisiin, yksi ydinkolmikon laivaston osan edustajista . Osana D-19-ohjusjärjestelmää se on Akula - luokan sukellusveneiden pääase .
Kehitetty konetekniikan suunnittelutoimistossa . Aiheen otsikko on "Variantti".
Otettu käyttöön vuonna 1984 . Ohjus oli toinen Neuvostoliiton sukellusveneestä laukaistu kiinteän polttoaineen ohjus ( R-31:n jälkeen ) ja ensimmäinen tuotantoohjus [1] . Ensimmäiset askeleet otettiin Juzhmashissa (Dnepropetrovsk) [2] . Yhteensä 120 ohjusta otettiin käyttöön (6 kantajaa , kussakin 20 ohjusta).
R-39M "Thunder":n kehitetty modifikaatio erottui lisääntyneestä tarkkuudesta, suunniteltiin asentaa nämä kompleksit Borey SSBN:ään .
Ohjuksen venäläinen muunnos, joka ei läpäissyt koko testisarjaa, oli R-39UTTKh Bark .
Vuonna 1999 tehtiin päätös korvata tämän luokan ohjukset Bulava -ohjusjärjestelmällä .
Vuonna 2004 näiden ohjusten viimeiset kantajat - TK-17 "Arkhangelsk" ja TK-20 "Severstal" - otettiin reserviin, koska palveluun sopivia ohjuksia ei ollut [comm. 1] .
Syyskuussa 2012 näiden ohjusten [3] eliminointi saatiin päätökseen .
Kesäkuussa 1971 sotilas-teollisten kysymysten komissio teki päätöksen , jonka mukaan konetekniikan suunnittelutoimistoa pyydettiin kehittämään D-19-kompleksi kiinteällä polttoaineella toimivalla raketilla. Sen piti varustaa raketti kolmella taistelukärjen versiolla - monoblokilla ja kahdella jaetulla taistelukärjellä - 3-5 keskitehoisella lohkolla ja 8-10 pienen teholuokan lohkolla. Heinäkuussa 1972 esiprojektin [4] kehitys saatiin päätökseen .
Yhden esisuunnittelun vaihtoehdon mukaan raketin piti olla kolmivaiheinen, massa noin 75 tonnia, halkaisija 2,7 m ja korkeus 15 m toisen asteen ja pääosaston välillä. Pääosastossa oli instrumentteja ja taistelulavamoottori. Toisin kuin Mekaanisen suunnittelun suunnittelutoimiston nestemäisellä rakettimoottorilla (LRE) kehittämissä ohjuksissa, oletettiin kuivalaukaisumenetelmää. Ominaisuus oli iskuja vaimentavan raketin laukaisujärjestelmän (ARSS) käyttö. Laukaisualustaa ei ollut - raketti ripustettiin kaivoksessa seitsemän tonnin ARSS:n avulla. Raketti laukaistiin noin 4 tonnia painavalla renkaan muotoisella käynnistysmoottorilla, joka sijaitsee ensimmäisen vaiheen moottorin suuttimen ympärillä. Ehdotettiin myös muunnelmaa perinteisellä layoutilla - siirtymäosastolla, ilman ensimmäisen ja toisen vaiheen moottoreiden elementtien yhdistämistä [5] . Kun esiprojektia käsiteltiin yksityiskohtaisesti suunnittelututkimuksilla, pohdittiin perinteisen siirtymäosaston luopumisen tarkoituksenmukaisuutta, rengaskäynnistysmoottorin käyttöä, ARSS:n käyttöä ja kiinteiden polttoaineiden merkin valintaa [5 ] .
Valtioneuvoston asetus nro 692/222 Typhoon-järjestelmän uuden D-19-ohjusjärjestelmän luomisesta annettiin 16. syyskuuta 1973. Asetuksessa määrättiin Project 941 -sukellusveneen kehittäminen, joka oli varustettu kahdellakymmenellä kiinteällä polttoaineella toimivalla 3M65-ohjuksella. Konetekniikan suunnittelutoimisto (pääsuunnittelija V. P. Makeev) nimitettiin raketin johtavaksi kehittäjäksi, ja Design Bureau Yuzhnoye yhdessä NPO Altain kanssa oli ensimmäisen vaiheen moottorin kehittäjä . Aiemmin, 22. helmikuuta 1973, annettiin päätöslauselma teknisen ehdotuksen kehittämisestä Yuzhnoye Design Bureaulle RT-23-kompleksille 15Zh44-raketilla ja 15Zh44- ja 3M65-ohjusten ensimmäisten vaiheiden moottoreiden yhdistämisestä. [6] . Joulukuussa 1974 valmistui alustava suunnitelma, jossa ehdotettiin muunnelmaa ohjuksista, joissa käytetään väliosastoa ja raketin lastausmassan lisäämistä (yhdessä ARSS:n kanssa) 90 tonniin [5] .
Suunnitteluluonnos joutui muuttamaan. Joten kesäkuussa 1975 julkaistiin lisäys, jonka mukaan vain yhden tyyppisiä taistelulaitteita oli jäljellä - kymmenen taistelukärkeä, joiden kapasiteetti oli 100 kt, käytettiin monoblock-kolmannen vaiheen moottoria ja jauhepaineakkua käytettiin jauheen sijasta. moottorin käynnistäminen. Muutokset raketin sijoittelussa johtivat raketin akselin pidentämiseen 15 metristä 16,5 metriin ja raketin lastauspainon nousuun 90-95 tonniin. Elokuussa 1975 annettiin hallituksen asetus, joka muodosti lopullisen version R-39-ohjuksesta, ainoasta varusteluvaihtoehdosta, jossa on kymmenen taistelukärkeä ja maksimikantama 10 000 km (kehittäjien kuvaannollisessa ilmaisussa kaava "10 by 10") [7] .
Joulukuussa 1976 ja helmikuussa 1981 annettiin hallituksen asetukset, joissa vahvistettiin polttoainetyyppien muutos toisessa ja kolmannessa vaiheessa, enimmäislaukaisualueen pienentäminen 10 000 kilometristä 8 300 kilometriin ja kompleksin luomisen ajoitus. säädetty ylöspäin [7] .
Rakenteellisesti R-39-raketti koostuu kolmesta kiinteän polttoaineen tukivaiheesta, erotettavasta taistelukärjestä nestemäistä polttoainetta käyttävällä rakettimoottorilla ja iskuja vaimentavasta raketin laukaisuvaiheesta (ARSS) [8] . Kaikkien keskilentovaiheiden rungot on valmistettu komposiittimateriaaleista, joissa on "cocoon"-tyyppisiä käämityskierteitä, niillä on alhainen suhteellinen venymä ja upotetut suuttimet [8] .
Ensimmäisen vaiheen 3D65-moottorin kehitti Yuzhnoye Design Bureau, ja se yhdistettiin RT-23- raketin 15D206-moottoriin [9] . Täydellistä yhtenäistämistä ei ollut mahdollista saavuttaa (palokammion korkean paineen ja suuttimen kriittisen osan vuoksi "maa"moottorin työntövoima saavutti 310,8 tf tyhjiössä [9] ), mutta monet suunnitteluratkaisut olivat yleinen. Korkean lujan organokuitu-SVM-kierteiden käämitystä käytettiin "cocoon"-tyyppisen tekniikan mukaisesti polymeerihiekkakaran pesun kanssa. Pohjan upotetuissa elementeissä käytettiin titaaniseosta VTZ -1. Moottorin sarjatuotannon suoritti Safonovskin muovitehdas . NPO Altai kehitti panoksen kiinteästä sekapolttoaineesta sisäisellä tähtimäisellä kanavalla [6] . 48 tonnia painava panos [6] koostuu butyylikumipolttoaineesta [7] , jonka moottori on täytetty nestemäisellä polttoainemassalla ja sen myöhemmällä polymeroinnilla [ 7] . Panos luotiin noin 17 sekunnin ohjelmoitavalla työntövoiman vaimenemisella, mikä mahdollisti ohjuksen hallinnan ennen vaiheiden erottamista [6] .
Tuolloin Yuzhnoye Design Bureaulla [10] ei ollut pyörivää suutinrakennetta (se oli olemassa Arsenal Design Bureaussa vuonna 1974 raketin 3M17 ensimmäisessä vaiheessa - suutin, jossa on kaksinkertainen elastinen tiiviste, jonka analogi oli suutin amerikkalaisen MX-raketin 1. vaiheesta), siksi ohjausta käytettiin kaasupuhallusjärjestelmällä suuttimen ylikriittiseen osaan [6] . Kiinteässä suuttimessa on kahdeksan puhallusventtiiliä, jotka on sijoitettu pareittain stabilointitasoihin, mikä mahdollisti ohjauksen kaikkien ohjauskanavien kautta [6] . Moottorin suunnittelussa sovellettiin myös useita erityisiä ratkaisuja, koska sitä käytettiin osana meripohjaista ohjusta - tiivistys meriveden sisäänpääsyn estämiseksi, moottorin sisäisen ontelon laukaisua edeltävä paineistus ilmaa ulkoisten hydrodynaamisten kuormien kompensoimiseksi laukaisun aikana [6] . Moottori käynnistyy, kun raketti poistuu kaivoksesta, ja suunnittelussa on toimenpiteitä sen toiminnan luotettavuuden parantamiseksi ensimmäisten 5 sekunnin aikana laukaisun jälkeen [7] .
Mittojen minimoimiseksi [8] toisen vaiheen kiinteää polttoainetta käyttävä rakettimoottori varustettiin teleskooppisella alaslaskosuuttimella [11] . Suutin oli osittain upotettu moottorin koteloon ja toimi ohjaussuuttimena luoden ohjausmomentteja nousu- ja kääntökanaville . Vierintäohjaus suoritettiin autonomisilla moottoreilla. Polttoaine on korkeatiheyksistä oktogeenista . Sekoitettu polttoainepanos kaadettiin moottorin koteloon ja polymeroitiin. Ensimmäinen ja toinen vaihe yhdistettiin toisiinsa siirtymäosastolla [11] . Mitä tulee ensimmäiseen ja toiseen vaiheeseen, kolmannen vaiheen kiinteän polttoaineen rakettimoottorin runko kierrettiin käyttämällä "cocoon"-tyyppistä tekniikkaa täytön ja sekapolttoaineen polymeroinnin kanssa. Mutta kolmannen vaiheen polttoaineessa käytettiin vahvempaa hapetinta. Moottori oli varustettu keskeisellä kiinteällä suuttimella liukuvalla teleskooppisuuttimella. Kaikkien kanavien hallintaa suoritti erottelevan taistelukärjen moottori [11] .
Raketin jaettu taistelukärki koostuu etummaisesta instrumenttiosastosta, propulsiojärjestelmästä ja taistelukäristä [7] . Instrumenttiosasto oli erillinen kokoonpano ja se liitettiin laippaliitoksella kasvatusvaiheen koteloon. Lokero koostuu kahdesta osastosta - lokerosta kolmivaiheiselle gyrostabilisaattorille , jossa on astrovisointilaite, ja lokerosta ohjausjärjestelmän instrumenteille. Molemmat lokerot on suljettu ja erotettu välipohjalla. Astrovisointilaite suljettiin lennon aikana pudonneella kupulla. Ohjausjärjestelmän instrumentit asetettiin iskunvaimennuskehykselle. Inertiaohjausjärjestelmän käyttö tähtikorjauslaitteilla mahdollisti ammuttaessa KVO:n maksimikantamaa , että taistelukärkien törmäyspisteet olivat enintään 500 metriä [8] .
Propulsiojärjestelmä sijaitsee kolmannen vaiheen moottorin ympärillä ja koostuu nestemoottorista ja polttoainesäiliöistä. LRE on kaksoistila, joka suoritetaan avoimen piirin mukaan, jossa on yksi inkluusio ja mahdollisuus useaan vaihtoon tilasta tilaan [7] . Jalostusvaiheen jälkeen kymmenen 100 kilotonnia luokan taistelukärkeä sijoitettiin tasoille kolmannen vaiheen moottorin ympärille [7] .
R-39:lle kehitettiin laukaisujärjestelmä, jossa lähes kaikki kantoraketin elementit sijoitettiin erityiseen iskuja vaimentavaan raketin laukaisujärjestelmään (ARSS), joka sijaitsee raketin nokassa [8] . ARSS koostui rungosta, jossa oli kansi, poisto- ja poistojärjestelmät sekä ontelonmuodostusjärjestelmä. Kannen alle sijoitettiin kiinteää polttoainetta käyttävä rakettimoottori ja poistomoottori oli osa runkoa. Ontelonmuodostusjärjestelmän jauhekaasugeneraattori yhdistettiin myös kanteen [11] . Rakettia ladattaessa akseliin se asennettiin iskunvaimennusjärjestelmän rungolla akselin yläosassa sijaitsevaan kumi-metallitukirenkaaseen. Raketti oli kaivoksessa hämärässä. Laukaisujärjestelmä sisälsi myös keskimääräisen tukivyön ja peräosan rungon, joka pudotetaan raketin poistuttua vedestä [8] . ARSS:n avulla ohjus pehmustettiin, siilo suljettiin "kuivalaukaisun" varmistamiseksi, ohjuksen keula suojattiin sukellusveneen syvänmeren sukelluksen aikana avoimella tai vuotaneella siilon kannella ja telakointi laivapalvelulla. järjestelmät [11] . Raketin laukaisumassa (yhdessä ARSS:n ja peräosaston kanssa) on 90 tonnia laukaisujärjestelmän elementtien erottamisen jälkeen - 84 tonnia [12] .
Raketin laukaisu suoritettiin kuivakaivoksesta käyttämällä rakettikaivoksen pohjassa ensimmäisen vaiheen moottorin suuttimen onkalossa sijaitsevaa jauhepaineakkua [11] . Laukaisuhetkellä ARSS-jauhekaasugeneraattori käynnistettiin, mikä loi kaasuontelon, jonka avulla varmistettiin raketin kaasudynaamisten kuormien vähentäminen vedenalaisessa osassa. Ensimmäisen vaiheen moottori käynnistettiin sillä hetkellä, kun raketti lähti kaivoksesta [8] . Kun ARSS oli poistunut vedestä ensimmäisen vaiheen moottorin ollessa käynnissä, ARSS poistettiin raketista sopivien moottoreiden avulla ja siirrettiin sivuun [11] . ARSS:n avulla, kun ensimmäisen vaiheen kiinteää polttoainetta käyttävää rakettimoottoria ei laukaistu, ohjus vedettiin pois sukellusveneestä [8] .
Syyskuusta 1977 joulukuuhun 1978 suoritettiin lentosuunnittelutestejä ensimmäisen lentosegmentin kehittämiseksi. Laukaisut suoritettiin Mustallamerellä Balaklavassa olevan erityisen upotettavan seisontapaikan [7] pinnalta ja vedenalaisista paikoista [6] . Erityisesti näitä testejä varten kehitettiin ensimmäisen vaiheen kiinteää polttoainetta käyttävän rakettimoottorin ZD65B pelkistetty analogi, joka tarjosi kaikki tavallisen ZD65-kiintoainerakettimoottorin virtaus- ja vetoominaisuudet ensimmäisen kahdeksan sekunnin aikana [6] . Yhteensä 9 laukaisua suoritettiin PS-65-osastolta [13] . Heittokokeita jatkettiin joulukuussa 1978 - syyskuussa 1979 [7] K-153-sukellusveneestä, joka muutettiin projektista 629 projektiksi 619. Vene oli varustettu yhdellä ohjussiilolla [14] [15] . Laukaisua suoritettiin yhteensä 7 [13] , mutta propulsiojärjestelmää ei kommentoitu [6] .
Rinnakkain heittokokeiden kanssa, lokakuusta 1978 marraskuuhun 1979, taistelukärkiä testattiin laukaisemalla kokeellisia K-65M-R-ohjuksia [7] . 9 laukaisua suoritettiin [13] .
Tammikuussa 1980 aloitettiin yhteiset lentokokeet maasta [7] NSK-65 Northern harjoituskentällä Nenoksissa [13] . Ensimmäinen laukaisu suoritettiin 28. tammikuuta. Hän ja häntä seuranneet neljä eivät kuitenkaan onnistuneet useista syistä - pyroteknisten piirien "risteytyminen", junan kaapeliverkon vika, toisen vaiheen BIM-a:n suunnitteluvirheet, venttiilin istukan tuhoutuminen. ensimmäisen vaiheen kiinteän polttoaineen rakettimoottorin ruiskutus [6] . Parannusvaiheessa mm. venttiilijärjestelmä valmistui ja 27. joulukuuta 1980 toteutettiin ensimmäinen onnistunut lanseeraus [6] . Kaiken kaikkiaan kesäkuuhun 1982 asti suoritettiin 17 ohjuslaukaisua maasta - 15 välimatkalla ja 2 vähintään [7] . Yli puolet näistä laukaisuista epäonnistui [8] [12] [16] [noin. 1] .
Joulukuussa 1981 aloitettiin R-39:n yhteiset lentokokeet projektin 941 [7] - "TK-208" [15] johtavalla ydinohjustukialuksella . Testit päättyivät 12. joulukuuta 1982 neljän ohjuksen laukaisuun - kaksi " Aquatoria " -alueella ja kaksi "Kuran" kantamalla [6] . Laukaisuja suoritettiin yhteensä 13, joista 11 tunnustettiin onnistuneiksi [12] [16] [n. 2] .
Hallituksen asetuksella D-19-kompleksi R-39-ohjuksella otettiin käyttöön toukokuussa 1983 [7] [noin. 3] .
Huhtikuussa 1984 annettiin hallituksen asetus D-19-kompleksin modernisoinnista ja toukokuussa 1985 R-39-ohjuksista. Ohjus sai uuden pienen teholuokan taistelukärjen, joka on kehitetty R-29RMU-ohjukselle. Käytettiin uutta algoritmia taistelukärkien hajottamiseksi yksittäisiin tähtäyspisteisiin mielivaltaisella (vapaalla) vyöhykkeellä, mikä mahdollisti kiinteän irrotusvyöhykkeen rajoitusten poistamisen ja taistelukärkien tiedusteluajan lisäämisen maksimietäisyyksiä pienemmillä etäisyyksillä [17] . Toimenpiteitä ryhdyttiin lisäämään astrokorjausjärjestelmän optisten antureiden turvallisuutta avaruudessa tapahtuvien ydinräjähdysten aiheuttaman sokaistumisen varalta, kun mahdollinen ohjuspuolustusjärjestelmä voitetaan. V.P. Makeevin yleisen ohjauksen alaisuudessa suoritettiin työtä ohjausjärjestelmän (N.A. Semikhatov), komentoinstrumenttien ( V.P. Arefiev ) ja tähtikorjausjärjestelmän (V.S. Kuzmin) modernisoimiseksi. Tämän seurauksena luotiin astrokorjausjärjestelmällä varustettu ohjausjärjestelmä, joka pystyi palauttamaan suorituskykynsä muutaman sekunnin salaman jälkeen. Lisäksi ohjus sai kyvyn vastaanottaa tietoja GLONASS -satelliittinavigointijärjestelmästä , mikä mahdollisti laukauksen tarkkuuden nostamisen siilopohjaisten ICBM:ien tasolle [14] . D-19U-kompleksi R-39U-ohjuksilla otettiin käyttöön tammikuussa 1988 [17] .
| TTX [18] [19] | R-29RM | sininen | R-39 | Nuija | Trident I | Trident II | M51 | M51.2 | Juilang-2 | Juilang-3 |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Kehittäjä (pääkonttori) | SRC | MIT | lockheed martin | EADS | Huang Weilu (黄纬禄) | |||||
| Adoptiovuosi | 1986 | 2007 | 1984 | 2012 | 1979 | 1990 | 2010 | 2009 | — | |
| Suurin ampumaetäisyys, km | 8300 | 11 500 | 8250 | 9300 | 7400 | 11 300 [20] | 9000 | 10 000 | 8000 | 9000 |
| Heittopaino [21] [22] , kg | 2800 | 2550 | 1150 | 1500 | 2800 | — | 700 | — | ||
| Sotakärjen teho, 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 | — |
| Ohjuspuolustus | Tasainen lentorata , MIRV , elektroniset sodankäyntilaitteet |
MIRV | Pienempi aktiivinen osa , tasainen lentorata , |
MIRV | MIRV | MIRV | MIRV | MIRV | ||
| Lähtöpaino, t | 40.3 | 90,0 | 36.8 | 32.3 | 59.1 | 52,0 | 56,0 | 20.0 | — | |
| Pituus, m | 14.8 | 16.0 | 11.5 | 10.3 | 13.5 | 12.0 | 11.0 | — | ||
| Halkaisija, m | 1.9 | 2.4 | 2.0 | 1.8 | 2.1 | 2.3 | 2.0 | — | ||
| Aloitustyyppi | Märkä (täyttö vedellä) | Kuiva ( ARSS ) | Kuiva ( TPK ) | Kuiva ( kalvo ) | Kuiva ( kalvo ) | — | ||||
| Neuvostoliiton ja Venäjän ballistiset ohjukset | |
|---|---|
| Orbital | |
| ICBM |
|
| IRBM | |
| TR ja OTRK | |
| Hallitsematon TR |
|
| SLBM | |
| Lajittelujärjestys on kehitysajan mukaan. Kursivoitu näytteet ovat kokeellisia tai niitä ei hyväksytä huoltoon. | |
| Valtion ohjuskeskus | ||
|---|---|---|
| Yleissuunnittelijat, työntekijät |
| |
| Tuotteet |
| |
| Palkinnot | ||
| kulttuuri |
| |
| Katso myös |
| |