| Raketti 212 | |
|---|---|
| RNII-212, "objekti 212", KR-212 | |
| Malli K-212 tehostetrukissa Moskovassa, Memorial Museum of Cosmonauticsissa , 2010. | |
| Tyyppi | Risteilyohjus "pinnasta pintaan" |
| Kehittäjä | RNII |
| Pääsuunnittelija | S. P. Korolev |
| Testauksen aloitus | 29. tammikuuta 1939 |
| Hyväksyminen | ei hyväksytty |
| ↓Kaikki tekniset tiedot | |
| Mediatiedostot Wikimedia Commonsissa | |
Raketti 212 (eri lähteissä: RNII-212, "objekti 212", KR-212, K-212, "objekti 312", "objekti 803") on kokeellinen ohjattu risteilyohjus , jonka sarja kehitettiin vuonna 1934- 1938 suihkukoneiden tutkimuslaitoksen toimesta (raketit 212, 201, 216, 217). Pääsuunnittelija - Sergei Pavlovich Korolev .
Ensimmäinen lento tapahtui 29. tammikuuta 1939 ja 8. maaliskuuta raketin toinen lento saatiin päätökseen .
Raketti 212 rakennettiin normaalin (lentokoneen) aerodynaamisen konfiguraation mukaan ja se oli yksitasoinen puolisuunnikkaan keskisiipi. Plumage - klassinen kolmionmuotoisella kölillä ja joka sijaitsee 1/3 kölin korkeudella, puolisuunnikkaan muotoinen tukijalkojen tuki. Runko on poikkileikkaukseltaan pyöreä ja sen muotoinen nokka on kokonaan metallia, joka on valmistettu duralumiinista . Rungon yläosassa on suojus, jonka läpi propulsiojärjestelmän putkistot kulkivat.
V.P. Glushkon suunnittelema nestemäistä polttoainetta käyttävä rakettimoottori ORM-65 sijaitsi takarungossa ja käytti typpihappoa - kerosiinipolttoainekomponentteja , jotka oli varastoitu neljään koaksiaaliseen (putkimaiseen) säiliöön, jotka sijaitsivat raketin siivessä rungon poikki: kolme typpisäiliötä happoa ja yksi kerosiinia varten. Polttoainekomponenttien syöttö tehtiin syrjäytysmenetelmällä, paineilman paineella neljästä rungon sisällä sijaitsevasta sylinteristä, rakettimoottorin siiven ja polttokammion välissä . Rakettimoottorin suihkutyöntö oli 150 kgf ja toiminta-aika 20-80 sekuntia.
S. A. Pivovarovin suunnittelemaan gyroskooppiseen stabilisaattoriin GPS-3 perustuva ohjausjärjestelmä sijaitsi kojeosastossa taistelukärjen takana. GPS-3 sisälsi: kaksi kolmivaiheista gyroskooppia , ilmalaatikoita, nopean laitteen aneroidilaatikoilla , kelajärjestelmän, lukon , ohjauslaitteet ja palautejärjestelmän. Gyroskooppien ja ohjauskoneiden käyttö on pneumaattista , paineilmapaineella samoista neljästä sylinteristä, mikä varmisti polttoaineen siirtymisen rakettimoottoriin. Ohjaimet ovat siivessä sijaitsevat siivekkeet sekä kurssin ja pyrstön peräsimet . Raketin arvioitu kantama oli 80 km, lentokorkeus 6,5 km ja nopeus noin 1000 km/h.
Raketti laukaistiin kiskovaunusta, jota kiihdytettiin käynnistysjauhetehostimella työntövoimalla 1850 kgf, raketin laukaisumassa oli 210 kg, polttoaineen massa 30 kg, hyötykuorma 30 kg ja pituus 3 kg. metriä. Arvioitu lentoetäisyys on jopa 80 km.