Tupolev Tu-133

Da Wikipedia, l'enciclopedia libera.
Jump to navigation Jump to search
Tupolev Tu-133
Tu-123
D
Descrizione
TipoMissile da crociera intercontinentale
ImpiegoTerrestre
Sistema di guidaAstroinerziale
ProgettistaOKB-156 di Andrej Nikolaevič Tupolev
CostruttoreIndustria di Stato
Impostazione1957
In servizioProgramma cancellato nel 1960
Utilizzatore principaleUnione Sovietica
EsemplariNessuno
Prestazioni
Gittata6.000 km
CEP
errore massimo
10 km
Tangenza25.000 m
Velocità2.800 km/h
MotorePrimo stadio: razzo a propellente solido
Secondo Stadio: Kuznetsov NK-6
Testatasingola, da 3.000 kg
Esplosivonucleare
astronautix.com
voci di missili presenti su Wikipedia

Tupolev Tu-133 è il progetto relativo ad un missile da crociera intercontinentale portato avanti dall'OKB-156 di Andrej Nikolaevič Tupolev a partire dal 1957. Conosciuto anche con i nomi di Tu-123 o D, rimase interamente sulla carta, a causa della cancellazione del programma prima dell'inizio delle prove di volo.

Storia[modifica | modifica wikitesto]

Sviluppo[modifica | modifica wikitesto]

Lo sviluppo del Tu-133 venne avviato dagli uomini di Tupolev nel 1957, a partire dal Tupolev Tu-121, del quale, in pratica, costituiva la variante intercontinentale[1]. Anche diverse componenti erano le stesse del 121, a partire dalla testata (un tipo 205 del peso di 3 000 kg)[1].

Tuttavia, lo sviluppo di questo missile venne interrotto nel 1960, a causa della preferenza data ai missili balistici intercontinentali, molto meno vulnerabili[1]. Comunque, come nel caso del Tu-121, il progetto fu ripreso per il drone Tupolev Tu-123[1].

Descrizione tecnica[modifica | modifica wikitesto]

Il Tu-133 costituiva la versione intercontinentale del Tu-121. Infatti, la sua gittata avrebbe dovuto essere nell'ordine dei 6 000 km (anche se altre fonti indicano valori compresi tra i 5 000 ed i 9 000)[1]. Questo incremento, nelle intenzioni dei progettisti, si sarebbe dovuto ottenere grazie all'utilizzo di turbogetti Kuznetsov NK-6 per la fase di crociera del secondo stadio, mentre il primo sarebbe stato sempre spinto da un razzo a propellente solido[1]. Inoltre, erano previsti dei serbatori aggiuntivi di carburante, sia esterni sia interni. La velocità massima stimata era di circa 2 800 km/h, con una quota massima operativa di 25 000 m. Il margine di errore (CEP) sarebbe stato di 10 km[1].

Il sistema di guida previsto era lo stesso astroinerziale sviluppato dall'NII-1 MAP per il Tu-121[1].

Note[modifica | modifica wikitesto]

  1. ^ a b c d e f g h astronautix.com.

Collegamenti esterni[modifica | modifica wikitesto]