R-16

R-16 ( URV-index RVSN-  8K64 ) interkontinental ballistisk missil , som var i tjänst med Sovjetunionens strategiska missilstyrkor från 1962 till 1976-1977. Den första sovjetiska tvåstegs ICBM på högkokande drivmedelskomponenter med ett autonomt kontrollsystem . I NATO  betecknades den som SS-7 Saddler

Utvecklingshistorik

Den 13 maj 1959, genom en särskild resolution från SUKP:s centralkommitté och ministerrådet , instruerades Yuzhnoye Design Bureau (chefsdesigner M. K. Yangel ) att utveckla en interkontinental raket med högkokande bränslekomponenter. Därefter fick hon beteckningen P-16. Behovet av att utveckla denna missil bestämdes av de låga prestanda och operativa egenskaperna hos den första sovjetiska R-7 ICBM . Inledningsvis var R-16 tänkt att endast avfyras från markbaserade bärraketer .

Designteam under ledning av V. P. Glushko , V. I. Kuznetsov , B. M. Konoplev och andra var involverade i utvecklingen av raketmotorer och system, såväl som mark- och minuppskjutningspositioner. Kontrollsystemet utvecklades av Kharkov OKB-692 . Extremt snäva deadlines tilldelades för utformning och genomförande av flygdesigntest. För att möta dem tog designteamen vägen för utbredd användning av utvecklingen av R-12- och R-14- missilerna .

Den 24 oktober 1960, vid Baikonur -testplatsen under den planerade första testuppskjutningen av R-16-raketen, vid förskjutningsarbetet, cirka 15 minuter före uppskjutningen, inträffade en obehörig uppskjutning av andrastegsmotorerna på grund av genomgång av ett för tidigt kommando för att starta motorerna från kraftfördelningslådan, vilket orsakades av en grov överträdelse av raketförberedelseproceduren. Raketen exploderade på avfyrningsrampen . Totalt, vid tidpunkten för katastrofen, dödades 57 militärer och 42 skadades, bland dem befälhavaren för de strategiska missilstyrkorna, marskalk M. Nedelin , 17 dödades och 7 skadades, företrädare för industrin, en stor grupp av designbyråns ledande specialister. Därefter dog ytterligare 4 personer på sjukhus på grund av brännskador och förgiftning. Launch pad #41 var helt förstörd.

Lanseringen av den andra R-16 ägde rum den 2 februari 1961. Trots det faktum att raketen föll på flygbanan på grund av förlust av stabilitet, var utvecklarna övertygade om det antagna systemets lönsamhet. Hårt arbete gjorde det möjligt att slutföra flygtester av en raket som sköts upp från en markbaserad bärraket i slutet av 1961. Den 1 november förbereddes de tre första missilregementena i staden Nizhny Tagil och byn Yurya , Kirov-regionen, för stridsplikt.

Från och med maj 1960 utfördes utvecklingsarbete relaterat till genomförandet av uppskjutningen av en modifierad R-16U-missil från en silostartare (silo). I januari 1962 genomfördes den första uppskjutningen av en raket från en silo vid testplatsen i Baikonur.

Den 5 februari 1963 började det första missilregementet ( Nizhny Tagil), beväpnat med DBK:er med dessa ICBM:er, sättas i stridstjänst , och den 15 juli samma år antogs detta komplex av de strategiska missilstyrkorna.

Konstruktion

R-16-raketen gjordes enligt "tandem"-schemat , med sekventiell separation av steg. Det första steget bestod av en adapter, till vilken det andra steget fästes med hjälp av fyra explosiva bultar, en oxidationstank, ett instrumentfack, en bränsletank och ett stjärtfack med kraftring. Bränsletankar av den bärande strukturen. Det första stegets tankar och det andra stegets bränsletank är av en panelstruktur av aluminium-magnesiumlegering med en tvärgående och längsgående kraftuppsättning av ramar och stringers , och andra stegets oxidationstank är gjord av kemiskt malt plåtmaterial (som på R-14) ). För att säkerställa ett stabilt driftsätt för raketmotorn trycksattes alla tankar. Samtidigt trycksattes oxidationstanken i det första steget under flygning av ett mot höghastighetslufttryck, det andra steget - med luft, och bränsletankarna i båda stegen - av komprimerat kväve från kulcylindrar. Fem kulcylindrar med komprimerat kväve för förstärkning av första stegets bränsletank placerades i instrumentfacket på det första steget, mellan oxidatorn och bränsletankarna.

Framdrivningssystemet bestod av en marsch- och styrmotor, monterad på samma ram. Huvudmotorn var sammansatt av tre identiska tvåkammarblock och hade en total dragkraft på marken på 227 ton. Styrmotorn hade fyra roterande förbränningskammare och utvecklad dragkraft på marken på 29 ton. Bränsleförsörjningssystemet i alla motorer är en turbopump med turbiner som drivs av förbränningsprodukter av huvudbränslet.

Det andra steget, som tjänade till att accelerera raketen till en hastighet som motsvarar det givna flygområdet, hade en liknande design, men gjordes kortare och med mindre diameter. Dess framdrivningssystem (DU) lånades till stor del från det första steget, vilket minskade produktionskostnaderna, men bara ett block installerades som huvudmotor. Den utvecklade dragkraft i ett vakuum på 90 ton. Styrmotorn skilde sig från den liknande förstastegsmotorn i mindre dimensioner och dragkraft (5 ton). Alla raketmotorer drivs med självantändande bränslekomponenter vid kontakt: AK-27I oxidator (lösning av dikvävetetroxid i salpetersyra ) och bränsle - asymmetrisk dimetylhydrazin (UDMH).

R-16 hade ett skyddat autonomt tröghetskontrollsystem . Den inkluderade automater för vinkelstabilisering, stabilisering av massans centrum, ett skenbart hastighetskontrollsystem, ett system för att samtidigt tömma tankar och en automatisk räckviddskontroll. För första gången på sovjetiska interkontinentala missiler användes en gyrostabiliserad plattform på en kullagerupphängning som ett känsligt element i styrsystemet. Styrsystemets instrument var placerade i instrumentfacken vid det första och andra steget. Den cirkulära sannolika avvikelsen (CEP) vid skjutning på en maximal räckvidd av 12 000 km var cirka 2 700 m. Som förberedelse för uppskjutningen installerades raketen på utskjutningsrampen så att stabiliseringsplanet befann sig i avfyrningsplanet.

R-16 var utrustad med en löstagbar monoblock stridsspets av två typer, som skilde sig i kraften hos en termonukleär laddning (cirka 3 Mt och 6 Mt). Den maximala flygräckvidden, som sträckte sig från 11 000 till 13 000 km, berodde på massan och följaktligen kraften hos stridsspetsen.

R-16 blev basmissilen för att skapa en grupp interkontinentala missiler från Sovjetunionens strategiska missilstyrkor . Markuppskjutningskomplexet inkluderade en stridsposition med två bärraketer, en gemensam kommandopost och lagring av raketbränsle. Uppskjutningen av raketen genomfördes efter att den installerats på avfyrningsrampen, tankning med raketbränslekomponenter och komprimerade gaser och siktningsoperationer. Alla dessa operationer tog ganska lång tid. För att minska den infördes fyra grader av teknisk beredskap, kännetecknad av en viss tid före en eventuell uppskjutning, som måste läggas på att utföra ett antal förberedelser före avfyrning och raketuppskjutning. I högsta grad av beredskap kunde R-16 starta på 30 minuter.

Jämförande egenskaper

Överlevande kopia

• 8K64-missilen presenteras i grenen av Central Museum of the Strategic Missile Forces i utbildningscentret för Military Academy of the Strategic Missile Forces uppkallad efter. Peter den store i Balabanov , Kalugaregionen [1] .

Se även

• R-9A
• R-36 (nästa tunga ICBM utvecklad av Yuzhnoye Design Bureau)

Katastrofer

• Katastrof i Baikonur (1960)

Länkar

• Strategiskt missilsystem R-16 med missil 8K64 (R-16U/8K64U) ÄR "Rocket Engineering"
• Interkontinental ballistisk missil R-16 (8K64) / R-16U ( 8K64U ), SS-7 (sadelmakare)
• Tidningen Moskovsky Komsomolets // Katastrof i Baikonur.

Anteckningar

1. ↑ Museum of the Strategic Missile Forces Arkiverad 30 september 2015. Försvarsdepartementet