R-39

R-39 (index 3M65 , START -kod RSM-52 ) är en sovjetisk ballistisk missil med fast drivmedel designad för att placeras på ubåtar, en av representanterna för den marina delen av kärnvapentriaden . Som en del av D-19-missilsystemet är det huvudvapnet för Akula -klassens ubåtar .

Utvecklad i Design Bureau of Mechanical Engineering . Titeln på ämnet är "Variant".

Antagen i tjänst 1984 . Missilen var den andra sovjetiska ubåtslanserade fastdrivna missilen (efter R-31 ) och den första produktionen [1] . De första stegen togs vid Yuzhmash (Dnepropetrovsk) [2] . Totalt 120 missiler utplacerades (6 bärare med 20 missiler vardera).

Den utvecklade modifieringen av R-39M "Thunder" kännetecknades av ökad noggrannhet, det var planerat att installera dessa komplex på Borey SSBN .

Den ryska modifieringen av missilen, som inte klarade hela uppsättningen av tester, var R-39UTTKh Bark .

1999 fattades ett beslut om att ersätta missiler av denna klass med missilsystemet Bulava .

2004 sattes de sista bärarna av dessa missiler - TK-17 "Arkhangelsk" och TK-20 "Severstal"  - i reserv på grund av bristen på lämpliga missiler för tjänst [komm. 1] .

I september 2012 slutfördes elimineringen av dessa missiler [3] .

Utvecklingshistorik

I juni 1971 fattades ett beslut av kommissionen för militär-industriella frågor , enligt vilket Design Bureau of Mechanical Engineering ombads att utveckla D-19-komplexet med en raket med fast drivmedel. Det var tänkt att utrusta raketen med tre varianter av stridsspetsar - ett monoblock och två med en delad stridsspets - med 3-5 block med medelkraft och 8-10 block av en liten effektklass. I juli 1972 avslutades utvecklingen av förprojektet [4] .

Enligt ett av alternativen för den preliminära designen skulle raketen vara trestegs, med en massa på cirka 75 ton, en diameter på 2,7 m och en höjd av 15 m. mellan det andra steget och huvudfacket. I huvudutrymmet fanns instrument och en stridsmotor. I motsats till de missiler som utvecklats av Design Bureau of Mechanical Engineering med flytande raketmotorer (LRE), antogs en torr uppskjutningsmetod. En funktion var användningen av stötdämpande raketuppskjutningssystem (ARSS). Det fanns ingen avfyrningsramp - raketen suspenderades med en sju tons ARSS i gruvan. Raketen avfyrades med en startmotor med fast drivmedel som vägde cirka 4 ton, gjord i form av en ring och placerad runt munstycket på förstastegsmotorn. En variant med traditionell layout föreslogs också - med ett övergångsfack, utan att kombinera element från första- och andrastegsmotorerna [5] . När man diskuterade det preliminära projektet i detalj, med designstudier, övervägdes frågorna om lämpligheten av att överge det traditionella övergångsfacket, användningen av en ringformad startmotor, användningen av ARSS och valet av ett märke av fasta bränslen [5 ] .

Regeringsdekret nr 692/222 om skapandet av ett nytt D-19-missilsystem i Typhoon-systemet utfärdades den 16 september 1973. Dekretet fastställde utvecklingen av en Project 941-ubåt utrustad med tjugo 3M65 fastdrivna missiler. Design Bureau of Mechanical Engineering (Chief Designer V.P. Makeev) utsågs till den ledande utvecklaren av raketen, och Design Bureau Yuzhnoye, tillsammans med NPO Altai , var utvecklaren av förstastegsmotorn . Tidigare, den 22 februari 1973, utfärdades en resolution om utvecklingen av ett tekniskt förslag för Yuzhnoye Design Bureau för RT-23-komplexet med 15Zh44-raketen och föreningen av motorerna i de första stegen av 15Zh44- och 3M65-missilerna [6] . I december 1974 slutfördes en preliminär design, som föreslog en variant av missiler med ett mellanstegsutrymme och en ökning av raketens lastmassa (tillsammans med ARSS) upp till 90 ton [5] .

Utkastet till design kan komma att ändras. Så i juni 1975 utfärdades ett tillägg, enligt vilket endast en typ av stridsutrustning återstod - tio stridsspetsar med en kapacitet på 100 kt, en monoblock-tredjestegsmotor användes och en pulvertrycksackumulator användes istället för en startar motorn. Förändringar i raketens layout ledde till en förlängning av raketaxeln från 15 till 16,5 meter och en ökning av raketens lastvikt till 90-95 ton. I augusti 1975 utfärdades ett regeringsdekret, som utgjorde den slutliga versionen av R-39-missilen, det enda utrustningsalternativet med tio stridsspetsar och en maximal räckvidd på 10 000 km (i utvecklarnas bildliga uttryck, formeln "10 av 10") [7] .

I december 1976 och februari 1981 utfärdades regeringsdekret som fastställde förändringen av typen av bränsle i andra och tredje etappen, minskningen av det maximala skjutområdet från 10 000 till 8 300 km, och tidpunkten för skapandet av komplexet var justerad uppåt [7] .

Raketdesign

Strukturellt sett består R-39-raketen av tre fasta bränsle-steg, en separerbar stridsspets med en raketmotor med flytande drivmedel, och ett stötdämpande raketuppskjutningssteg (ARSS) [8] . Kropparna i alla mellanflygningssteg är gjorda av kompositmaterial med lindningstrådar av typen "kokong", har en låg relativ töjning och försänkta munstycken [8] .

3D65-motorn i första steg utvecklades av Yuzhnoye Design Bureau och förenades med 15D206-motorn i RT-23- raketen [9] . Det var inte möjligt att uppnå fullständig enhetlighet (på grund av det höga trycket i förbränningskammaren och den kritiska delen av munstycket, nådde dragkraften av "land"-motorn 310,8 tf i tomrummet [9] ), men många designlösningar var allmänning. Lindningen av trådar av höghållfast organofiber SVM användes enligt tekniken av "kokong"-typ med uttvättning av polymer-sanddornen. För inbäddade element i botten användes titanlegering VTZ -1. Serieproduktion av motorn utfördes av Safonovsky Plastics Plant . En laddning av blandat fast bränsle med en inre stjärnformad kanal utvecklades av NPO Altai [6] . En laddning som väger 48 ton [6] består av butylgummibränsle [7] med motorn fylld med flytande bränslemassa och dess efterföljande polymerisation [ 7] . Laddningen skapades med en programmerbar dragkraftsavklingning på cirka 17 sekunder, vilket gjorde att missilen kunde kontrolleras innan stegen separerades [6] .

Vid den tiden hade Yuzhnoye Design Bureau [10] inte en roterande munstycksdesign (det fanns på Arsenal Design Bureau 1974  på det första steget av 3M17 -raketen - ett munstycke med en dubbel elastisk tätning, vars  analoga var munstycket av det 1:a steget av den amerikanska MX-raketen) tillämpades därför kontroll med hjälp av ett gasblåsningssystem in i den superkritiska delen av munstycket [6] . På det stationära munstycket finns åtta blåsventiler placerade i par i stabiliseringsplanen, vilket gjorde det möjligt att styra genom alla styrkanaler [6] . I designen av motorn tillämpades också ett antal specifika lösningar, på grund av dess användning som en del av en havsbaserad missil - tätning för att förhindra inträngning av havsvatten, trycksättning före lansering av motorns inre hålighet med luft för att kompensera för externa hydrodynamiska belastningar vid uppskjutning [6] . Motorn startar efter att raketen lämnat gruvan, och konstruktionen tillhandahåller åtgärder för att förbättra tillförlitligheten av dess drift under de första 5 sekunderna efter uppskjutningen [7] .

För att minimera dimensionerna [8] utrustades den fasta drivgasraketmotorn i det andra steget med ett teleskopiskt nedfällbart munstycke [11] . Munstycket var delvis infällt i motorhuset och fungerade som ett kontrollmunstycke, vilket skapade kontrollmoment längs stignings- och girkanalerna . Rullkontroll utfördes av autonoma motorer. Bränslet är oktogen med hög densitet . Den blandade bränsleladdningen hälldes i motorhuset och polymeriserades. De första och andra stegen var sammankopplade med en övergångsavdelning [11] . När det gäller det första och andra steget lindades kroppen av raketmotorn för fast drivmedel i det tredje steget med hjälp av tekniken "kokong" med fyllning och efterföljande polymerisation av blandat bränsle. Men bränslet i tredje steget använde ett starkare oxidationsmedel. Motorn var utrustad med ett centralt fast munstycke med ett glidande teleskopmunstycke. Kontroll över alla kanaler utfördes av motorn i den separerande stridsspetsen [11] .

Raketens delade stridsspets består av ett främre instrumentfack, ett framdrivningssystem och stridsspetsar [7] . Instrumentfacket var en separat enhet och förbands med hjälp av en flänsförband till avelsstadiets hölje. Facket består av två fack - ett fack för en trestegs gyrostabilisator med en astroviseringsanordning och ett fack för styrsysteminstrument. Båda facken är förseglade och åtskilda av en mellanbotten. Den astroviserande enheten stängdes av en kupol som tappades under flygningen. Styrsystemets instrument placerades på en stötdämpande ram. Användningen av ett tröghetskontrollsystem med astrokorrektionsutrustning gjorde det möjligt att säkerställa, när man skjuter på KVO :s maximala räckvidd, anslagspunkterna för stridsspetsar på högst 500 meter [8] .

Framdrivningssystemet är placerat runt tredjestegsmotorn och består av en flytande motor och bränsletankar. LRE är dual-mode, utförd enligt en öppen krets med en enda inkludering och möjlighet till flera byte från läge till läge [7] . Akter om avelsstadiet fanns tio stridsspetsar av 100-kilotonsklassen på plattformar runt tredjestegsmotorn [7] .

För R-39 utvecklades ett uppskjutningssystem med placering av nästan alla delar av utskjutningsrampen på ett speciellt stötdämpande raketuppskjutningssystem (ARSS) placerat i raketens nos [8] . ARSS bestod av en kropp med ett lock, borttagnings- och uttagssystem och ett hålighetssystem. Under locket placerades den fasta drivgasraketmotorn, och borttagningsmotorn var en del av skrovet. Pulvergasgeneratorn i kavitetsbildningssystemet kombinerades också med locket [11] . När raketen laddades in i axeln installerades den av kroppen av det stötdämpande systemet på en stödring av gummi och metall placerad i den övre delen av axeln. Raketen befann sig i gruvan i limbo. Uppskjutningssystemet inkluderade också ett genomsnittligt stödbälte och en stjärtsektionskropp, som tappas efter att raketen lämnat vattnet [8] . Med hjälp av ARSS dämpades missilen, silon förseglades för att säkerställa en "torr uppskjutning", missilens fören skyddades under ett djuphavsdyk av en ubåt med öppet eller läckande silolock och dockning med fartygstjänst system [11] . Raketens uppskjutningsmassa (tillsammans med ARSS och svansutrymmet) är 90 ton, efter separationen av elementen i uppskjutningssystemet - 84 ton [12] .

Uppskjutningen av raketen utfördes från en torr gruva med hjälp av en pulvertrycksackumulator placerad på botten av raketgruvan i håligheten i munstycket på förstastegsmotorn [11] . Vid uppskjutningsögonblicket slogs ARSS-pulvergasgeneratorn på, vilket skapade en gaskavitet, med hjälp av vilken minskningen av gasdynamiska belastningar på raketen i undervattenssektionen säkerställdes. Förstastegsmotorn slogs på i samma ögonblick som raketen lämnade gruvan [8] . Efter att ha lämnat vattnet med motorn från det första steget igång, togs ARSS bort från raketen med hjälp av lämpliga motorer och togs åt sidan [11] . Med hjälp av ARSS, när den fasta drivgasraketmotorn från första etappen inte avfyrades, drogs missilen bort från ubåten [8] .

Complex D-19

Komplexets basinfrastruktur

Försök

Från september 1977 till december 1978 genomfördes flygdesigntester för att utveckla det initiala flygsegmentet. Uppskjutningar utfördes från yt- och undervattenspositioner av ett speciellt nedsänkbart stativ [7] på Svarta havet i Balaklava [6] . Speciellt för dessa tester utvecklades en reducerad analog till första stegets raketmotor för fast drivmedel ZD65B, som gav alla flödes- och dragegenskaper för den vanliga ZD65 raketmotorn för fast drivmedel under de första åtta sekunderna av driften [6] . Totalt genomfördes 9 uppskjutningar från PS-65-stativet [13] . Kastprover fortsatte i december 1978-september 1979 [7] från ubåten K-153, omvandlad från projekt 629 till projekt 619. Båten var utrustad med en missilsilo [14] [15] . Totalt 7 uppskjutningar utfördes [13] , medan det inte fanns några kommentarer till framdrivningssystemet [6] .

Parallellt med kasttesterna, från oktober 1978 till november 1979, testades stridsspetsar genom att skjuta upp experimentella K-65M-R-missiler [7] . 9 uppskjutningar genomfördes [13] .

I januari 1980 påbörjades gemensamma flygtester från markläktaren [7] NSK-65 på den norra träningsplatsen i Nenoks [13] . Den 28 januari genomfördes den första lanseringen. Men han och de fyra som följde honom misslyckades av olika anledningar - "korsning" av pyrotekniska kretsar, fel på kabelnätet ombord, konstruktionsfel i BIM-a för det andra steget, förstörelse av ventilsätet på insprutningen av raketmotorn för fast drivmedel i det första steget [6] . I processen med förbättringar färdigställdes bland annat ventilsystemet och den 27 december 1980 genomfördes den första framgångsrika lanseringen [6] . Totalt, fram till juni 1982, genomfördes 17 missiluppskjutningar från markläktaren - 15 på ett mellanliggande avstånd och 2 vid ett minimum [7] . Mer än hälften av dessa lanseringar misslyckades [8] [12] [16] [ca. 1] .

I december 1981 påbörjades gemensamma flygtester av R-39 ombord på det ledande kärnvapenmissilfartyget av projekt 941 [7]  - "TK-208" [15] . Testerna avslutades den 12 december 1982 med en salvouppskjutning av fyra missiler - två i " Aquatoria "-området och två i "Kura"-området [6] . Totalt genomfördes 13 uppskjutningar, varav 11 erkändes som framgångsrika [12] [16] [ca. 2] .

Genom ett regeringsdekret togs D-19-komplexet med R-39-missilen i bruk i maj 1983 [7] [ca. 3] .

Ändringar

R-39U missil, D-19U komplex

I april 1984 utfärdades ett regeringsdekret om moderniseringen av D-19-komplexet och i maj 1985 R-39-missilerna. Missilen fick en ny stridsspets av en liten kraftklass, utvecklad för R-29RMU-missilen. En ny algoritm för att sprida stridsspetsar till individuella siktningspunkter i en godtycklig (fri) zon användes, vilket gjorde det möjligt att ta bort restriktioner på en fast frikopplingszon och öka spaningsräckvidden av stridsspetsar på avstånd som är mindre än det maximala [17] . Åtgärder vidtogs för att öka säkerheten för de optiska sensorerna i astrokorrektionssystemet från att förblindas av kärnvapenexplosioner i rymden när man övervinner ett potentiellt missilförsvarssystem. Under allmän ledning av V.P. Makeev utfördes arbete för att modernisera kontrollsystemet (N.A. Semikhatov), ​​kommandoinstrument ( V.P. Arefiev ) och astrokorrektionssystemet (V.S. Kuzmin). Som ett resultat skapades ett kontrollsystem med ett astrokorrigeringssystem, som kan återställa dess prestanda några sekunder efter blixten. Dessutom fick missilen förmågan att ta emot data från GLONASS- satellitnavigationssystemet , vilket gjorde det möjligt att öka skjutprecisionen till nivån för silobaserade ICBMs [14] . D-19U-komplexet med R-39U-missiler togs i bruk i januari 1988 [17] .

Jämförande egenskaper

Kommentarer

1. ↑ Fasta raketer har mindre förmåga att förlänga sin livslängd när drivmedlet avtar.

Anteckningar

1. ↑ (Enligt dessa källor är orsakerna ett fel i motorerna i det första och andra steget. Bragden hänvisar till Shirokorad, enligt Rocketry Technology IS är texten identisk och Shirokorad anges som källan, så det är sannolikt att endast Shirokorad är källan till denna information
2. ↑ Enligt SKB-385 / ed. ed. V. G. Degtyar. - 2007. - S. 130. Tester genomfördes fram till oktober 1982, och av någon anledning talar man om 12 missiluppskjutningar, fast vid SKB-385 / under generalen. ed. V. G. Degtyar. - 2007. - S. 164. talar redan om 13 uppskjutningar från ubåtar. Enligt jubileumsutgåvan av CYU genomfördes del 4, 33 uppskjutningar, 8 av dem med nödutgång, medan alla uppskjutningar från ubåten var framgångsrika
3. ↑ Enligt vissa källor togs komplexet i bruk först 1984, baserat på resultaten av intensiv drift av TK-208 (till exempel Rysslands strategiska kärnvapen. - 1998. - P. 286. )

Referenser och källor

1. ↑ whiteworld.nsinfo.ru, "Den ryska flottan får hajen" . Hämtad 25 augusti 2007. Arkiverad från originalet 6 december 2008. (obestämd)
2. ↑ "Special Purpose Launch", vz.ru, 12/17/07 . Hämtad 30 april 2020. Arkiverad från originalet 13 september 2017. (obestämd)
3. ↑ Interfax - Military News Agency // Ryssland och USA eliminerade en av klasserna av ballistiska missiler, 2012-09-14  (otillgänglig länk)
4. ↑ SKB-385, Design Bureau of Mechanical Engineering, GRC "KB im. Akademiker V.P. Makeev” / ed. ed. V. G. Degtyar. - M . : State Rocket Center "KB im. Akademiker V.P. Makeev”; LLC "Military Parade", 2007. - S. 127. - ISBN 5-902975-10-7 .
5. ↑ 1 2 3 SKB-385 / utg. ed. V. G. Degtyar. - 2007. - S. 128.
6. ↑ 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 [epizodsspace.no-ip.org/bibl/kb-ujn/04.html Yuzhnoye Design Bureaus historia] . - Kapitel 4, avsnitt "SRM för marina missiler." Hämtad: 12 maj 2010. (obestämd)
7. ↑ 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 SKB-385 / under allmän ed. V. G. Degtyar. - 2007. - S. 129.
8. ↑ 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Ubåt ballistisk missil R-39 (RSM-52) . — Informationssystem "Raketteknologi" vid Baltic State University. Hämtad 15 maj 2010. Arkiverad från originalet 27 februari 2012. (obestämd)
9. ↑ 1 2 Raketmotorer för fasta drivmedel . Hämtad 28 mars 2016. Arkiverad från originalet 23 mars 2016. (obestämd)
10. ↑ KB South . yuzhnoye.com.ua. Hämtad 20 september 2019. Arkiverad från originalet 5 oktober 2019. (obestämd)
11. ↑ 1 2 3 4 5 6 7 SKB-385 / utg. ed. V. G. Degtyar. - 2007. - S. 130.
12. ↑ 1 2 3 Team av författare. Rysslands strategiska kärnvapen / redigerad av P. L. Podvig. - M. : Publishing House, 1998. - S. 286.
13. ↑ 1 2 3 4 SKB-385 / utg. ed. V. G. Degtyar. - 2007. - S. 164.
14. ↑ 1 2 Projekt 941 "Shark" • Typhoon-klass (otillgänglig länk) . atrinaflot.narod.ru _ Datum för åtkomst: 6 januari 2011. Arkiverad från originalet den 20 februari 2012. (obestämd) 
15. ↑ 1 2 Projektera 941 Shark . deepstorm.ru _ Datum för åtkomst: 6 januari 2011. Arkiverad från originalet den 26 februari 2012. (obestämd)
16. ↑ 1 2 Shirokorad A. B. Encyclopedia of Russian RO. - S. 526.
17. ↑ 1 2 SKB-385 / utg. ed. V. G. Degtyar. - 2007. - S. 131.
18. ↑ Jämförelsen tar inte hänsyn till så viktiga parametrar som missilens överlevnadsförmåga (motstånd mot de skadliga faktorerna från en kärnvapenexplosion och laservapen ), dess bana, varaktigheten av den aktiva sektionen (vilket i hög grad kan påverka vikten som kastas ). Dessutom är det maximala området inte alltid specificerat för alternativet för maximal gjutvikt. Så, för Trident II-raketen, motsvarar belastningen på 8 MIRV W88 (2800 kg) en räckvidd på 7838 km.
19. ↑ Bob Aldridge. US Trident Submarine & Missile System: The Ultimate First-strike Weapon  (engelska) (pdf). plrc.org sid. 28. - analytisk granskning.
20. ↑ Trident II räckvidd : 7838 km - vid maximal belastning, 11 300 km - med ett reducerat antal stridsspetsar
21. ↑ Enligt protokollet till START-1 är den kastade vikten: antingen den totala vikten av det sista marschskedet, som också utför avelsfunktioner, eller nyttolasten för det sista marschsteget, om avelsfunktionerna utförs av en specialenhet .
22. ↑ Protokoll om kastvikten för ICBM och SLBM till START-1 .
23. ↑ Franska marinens SSBN 'Le Téméraire' testavfyrade M51 SLBM under operativa förhållanden
24. ↑ Tête nucléaire océanique (TNO)
25. ↑ Karpov, Alexander . Grunden för triaden: vad är kapaciteten hos de senaste ryska ubåtarna i Borey-projektet  (ryska) , russian.rt.com , RT (19 mars 2019).

Se även

• R-31  är den första sovjetiska havsbaserade missilen med fast drivmedel.

Länkar

• Ballistisk missil R-39 från D-19-komplexet // makeyev.ru
• rustrana.ru, "R-39 (RSM-52) ubåt ballistisk missil"
• arms.ru, "R-39 ubåt ballistisk missil"
• Bok SKB-385, Design Bureau of Mechanical Engineering, SRC "KB Im. Akademiker V.P. Makeev" . Om skapandet och skaparna av strategiska marina missilsystem och ballistiska missiler i Sovjetunionen och Ryssland. Sammanställt av: R. N. Kanin, N. N. Tikhonov. M.: SRC "KB im. Akademiker V.P. Makeev", "Militärparad". 2007.