Skip to content

Blogs

У нас вы можете скачать ракета 8к64 схема заправки топливом в fb2, txt, PDF, EPUB, doc, rtf, jar, djvu, lrf!

На проектирование и проведение летно-конструкторских испытаний отводились крайне сжатые сроки. Чтобы уложиться в них, конструкторские коллективы пошли по пути широкого использования наработок по ракетам Р и Р Ракета взорвалась на стартовой площадке. Неделин, большая группа ведущих специалистов КБ. Впоследствии в госпиталях из-за ожогов и отравлений скончалось еще 4 человека. Пуск второй Р состоялся 2 февраля года. Несмотря на то, что ракета упала на трассе полета из-за потери устойчивости, разработчики убедились в жизнеспособности принятой схемы.

Напряженная работа позволила закончить летные испытания ракеты, запускаемой с наземной пусковой установки, к концу года. Нижний Тагил и п. Юрья Кировской области были подготовлены к заступлению на боевое дежурство. Начиная с мая года проводились опытно-конструкторские работы, связанные с реализацией пуска модифицированной ракеты РУ из шахтной пусковой установки ШПУ.

В январе года на полигоне Байконур был проведен первый пуск ракеты из ШПУ. Первая ступень состояла из переходника, к которому посредством четырех разрывных болтов крепилась вторая ступень, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека с силовым кольцом. Топливные баки несущей конструкции. Баки первой ступени и бак горючего второй ступени — панельной конструкции из алюминиево-магниевого сплава с поперечным и продольным силовым набором из шпангоутов и стрингеров, а бак окислителя второй ступени — из листового материала обработанного химическим фрезерованием как на Р Для обеспечения устойчивого режима работы ЖРД все баки имели наддув.

При этом бак окислителя первой ступени наддувался в полете встречным скоростным напором воздуха, второй ступени — воздухом, а баки горючего обоих ступеней — сжатым азотом из шаровых баллонов. Пять шаровых баллонов со сжатым азотом для наддува бака горючего первой ступени размещались в приборном отсеке первой ступени, между баками окислителя и горючего.

Двигательная установка состояла из маршевого и рулевого двигателей, укрепленных на одной раме. Маршевый двигатель был собран из трех одинаковых двухкамерных блоков и имел суммарную тягу на земле т.

Рулевой двигатель имел четыре поворотные камеры сгорания и развивал тягу на земле 29 т. Система подачи топлива во всех двигателях — турбонасосная с питанием турбин продуктами сгорания основного топлива.

Вторая ступень, служившая для разгона ракеты до скорости, соответствовавшей заданной дальности полета, имела аналогичную конструкцию, но была выполнена короче и в меньшем диаметре.

Её двигательная установка ДУ во многом была заимствована от первой ступени, что удешевляло производство, но в качестве маршевого двигателя устанавливался только один блок. Он развивал тягу в пустоте 90 т. Рулевой двигатель отличался от аналогичного двигателя первой ступени меньшими размерами и тягой 5 т. Все ракетные двигатели работали на самовоспламеняющихся при контакте компонентах топлива: Юрья Кировской области были подготовлены к заступлению на боевое дежурство.

Начиная с мая года, проводились опытно-конструкторские работы, связанные с реализацией пуска модифицированной ракеты РУ из шахтной пусковой установки. В январе года на полигоне Байконур был проведен первый пуск ракеты из ШПУ. Первая ступень состояла из переходника, к которому посредством четырех разрывных болтов крепилась вторая ступень, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека с силовым кольцом.

Топливные баки несущей конструкции. Для обеспечения устойчивого режима работы ЖРД все баки имели наддув. При этом бак окислителя наддувался в полете встречным потоком воздуха, а бак горючего — сжатым воздухом из шаровых баллонов, размещенных в приборном отсеке. На I ступени ракеты был установлен основной двигатель 8Д, состоящий из трех двухкамерных двигателей 8Д В качестве рулевого использовался четырехкамерный двигатель 8Д63У. На II ступени установлены основной двухкамерный двигатель 8Д и рулевой четырехкамерный двигатель 8Д64У.

Система подачи топлива во всех двигателях - турбонасосная с питанием турбин продуктами сгорания основного топлива. Вторая ступень, служившая для разгона ракеты до скорости, соответствовавшей заданной дальности полета, имела аналогичную конструкцию, но была выполнена короче и в меньшем диаметре.

Ее ДУ во многом была заимствована от первой ступени, что удешевляло производство, но в качестве маршевого двигателя устанавливался только один блок.

Он развивал тягу в пустоте 90 т. Рулевой двигатель отличался от аналогичного двигателя первой ступени меньшими размерами и тягой 5 т. Все ракетные двигатели работали на самовоспламеняющихся при контакте компонентах топлива: Разделение ступеней ракеты осуществляется по следующей схеме: Запуск основного двигателя II ступени производится после достижения расстояния между ступенями м.

Отделение головной части производится за счет торможения корпуса II ступени тормозными ПРД после выключения основного, а затем рулевого двигателя II ступени.

Р имела защищенную автономную инерциальную систему управления. Она включала автоматы угловой стабилизации, стабилизации центра масс, систему регулирования кажущейся скорости, систему одновременного опорожнения баков, автомат управления дальностью. В качестве чувствительного элемента СУ впервые на советских межконтинентальных ракетах была применена гиростабилизированная платформа на шарикоподшипниковом подвесе. Приборы системы управления располагались в приборных отсеках на первой и второй ступенях.

Круговое вероятное отклонение КВО при стрельбе на максимальную дальность км составило около м. При подготовке к старту ракета устанавливалась на пусковое устройство так, чтобы плоскость стабилизации находилась в плоскости стрельбы. МБР Р оснащалась отделяемой моноблочной головной частью двух типов, отличавшихся мощностью термоядерного заряда порядка 3 Мт и 6 Мт. От мощности головной части зависела максимальная дальность полета, колебавшаяся в пределах от до км.