Стратегическое ракетно-ядерное оружие
Шрифт:
На этом работы над ракетой не закончились. Были созданы и приняты на вооружение в 1962 году еще две модификации — Е и F. Называть их принципиально новыми нет оснований. Изменения коснулись аппаратуры системы управления (была ликвидирована система радиоуправления), изменилась конструкция носовой части корпуса ракеты.
Наиболее совершенной считалась модификация «Атлас-F». Она имела смешанную конструкцию. При запуске все двигатели начинали работать одновременно, представляя таким образом одноступенчатую ракету. После достижения определенной скорости производилось отделение хвостовой части корпуса совместно с так называемыми двигателями-ускорителями. Корпус собирался из листовой стали. Внутри размещался единый топливный бак длиной 18,2 м и диаметром 3 м. Его внутренняя полость делилась перегородкой
Двигательная установка, состоявшая из маршевого двигателя LR-105, двух стартовых ускорителей LR-89 и двух рулевых двигателей LR-101, размещалась в нижней части ракеты. Все двигатели разработаны в 1954–1958 годах фирмой «Рокетдайн».
Маршевый ЖРД имел время работы до 300 секунд и мог развить тягу на земле 27,2 т. ЖРД LR-89 развивал тягу 75 т, но мог работать всего 145 секунд. Чтобы обеспечить управление полетом по тангажу и крену, его камера сгорания имела возможность отклоняться на угол 5 градусов. Многие элементы этого двигателя были идентичны ЖРД ракеты «Тор». С целью упрощения конструкции для двух ускорителей разработчики предусмотрели общие элементы пусковой системы и газогенератор. Отработанные газы от ТНА использовались для подогрева газообразного гелия, поступающего на наддув топливного бака. Рулевые ЖРД имели тягу 450 кг, время работы 360 секунд и могли отклоняться на угол 70 градусов.
В качестве компонентов топлива употреблялись керосин и переохлажденный жидкий кислород. Горючее использовалось и для охлаждения камер сгорания ЖРД. Для запуска всех трех ТНА применялись пороховые аккумуляторы давления. Расход компонентов регулировался дискретной системой регулирования подачи топлива, специальными датчиками и счетно-решающим устройством. После того как ускорители отрабатывали заданную программу, их сбрасывали вместе с баллонами гелия и юбкой.
На ракете устанавливалась система управления инерциального типа фирмы «Бош Арма» со счетно-решающим устройством дискретного типа и электронным контрольным устройством. Запоминающие элементы были выполнены на ферритовых сердечниках. Программа полета, записанная на магнитную ленту или магнитный барабан, хранилась в шахте для ракеты. Если возникла необходимость заменить программу, то с ракетной базы на вертолетах доставляли новую ленту или барабан. Система управления обеспечивала КВО точек падения боевого блока в радиусе 3,2 км при стрельбе на дальность около 16000 км.
Головная часть МкЗ острой конической формы (на сериях до D включительно ГЧ имела более тупую форму) отделяемого типа в полете стабилизировалась вращением. Ее масса составляла 1,5 т. Ядерный моноблок мощностью 3–4 Мт имел несколько степеней защиты и надежные датчики подрыва. В 1961 году была разработана ГЧ Мк4 массой 2,8 т с более мощным зарядом, но ее решили установить на МБР «Титан-1».
Ракеты «Атлас» базировались в шахтах с подъемными пусковыми столами и имели готовность к пуску около 15 минут. Всего американцы развернули 129 пусковых установок с этими ракетами и на вооружении они состояли до конца 1964 года.
Еще до того, как их сняли с боевого дежурства, «Атласы» стали использовать для космических целей. Ракета «Атлас-D» вывела 20 февраля 1962 года на орбиту космический корабль «Меркурий» с космонавтом на борту. Она же служила первой ступенью трехступенчатой ракеты-носителя «Атлас-Эйбл». Однако все три пуска этой ракеты в 1959–1960 годах с мыса Канаверал закончились неудачно. «Атлас-F» использовалась для вывода на орбиты ИСЗ различного назначения, в том числе «Навстар». Впоследствии «Атласы»
Но вернемся назад. В 1955 году командование стратегических сил ВВС США разработало комплекс требований к более тяжелой ракете, способной нести мощную термоядерную головную часть. Задание на разработку получила фирма «Мартин». Несмотря на огромные усилия, опытно-конструкторские работы по ракете LGM-25A явно затянулись. Только летом 1959 года опытная серия ракет поступила на летные испытания. Первый пуск, состоявшийся 14 августа, был неудачным из-за неисправности, возникшей на второй ступени. Последующие испытания сопровождались многочисленными отказами и авариями. Доводка шла трудно. Только 2 февраля следующего года пришел долгожданный успех. Испытываемая ракета, наконец, взлетела. Казалось бы, что черная полоса закончилась. Но 15 июня при подготовке к старту произошел взрыв. 1 июля пришлось подорвать ракету в полете по причине большого отклонения от заданной траектории. И все же затраченные усилия большого коллектива конструкторов и денежная стимуляция проекта дали свои положительные результаты, что и подтвердили последующие пуски.
29 сентября был произведен запуск ракеты «Титан-1» (такое название присвоили к тому времени новой МБР) на максимальную дальность с эквивалентом головной части 550 кг, размещенном в специальном экспериментальном корпусе. Ракета, запущенная с полигона Канаверал, пролетела 16000 км и упала в океан в 1600 км к юго-востоку от о. Мадагаскар. Отделившийся от ГЧ на высоте 3 км контейнер с приборами был обнаружен и выловлен поисковой группой. Всего за весь цикл летных испытаний, а он длился до 6 октября 1961 года, был произведен 41 экспериментальный запуск ракет «Титан-1», из которых 31 был признан успешным или частично успешным.
Двухступенчатая МБР «Титан-1» выполнена по схеме «тандем». Каждая ступень имела по два несущих топливных бака из высокопрочного алюминиевого сплава. Силовой набор и обшивка хвостовых и приборных отсеков изготавливались из магниево-ториевого сплава. Несмотря на солидные размеры, сухая масса ракеты не превышала 9 т. Для торможения первой ступени в момент разделения, остаток окислителя из бака выпускался через две реактивных насадки, расположенных на верхнем кольце бака. Одновременно включался маршевый двигатель второй ступени.
В момент старта на земле включался двухкамерный ЖРД LR-87, сконструированный фирмой «Аэроджет дженерал корпорейшн», развивавший тягу 136 т. Запас топлива позволял ему работать в течение 145 секунд. Запуск ТНА, работавшего на основных компонентах топлива, производился сжатым азотом. Охлаждение трубчатых камер сгорания обеспечивалось горючим. Камеры сгорания устанавливались в шарнирных подвесах, что давало возможность создавать управляющие усилия в полете по углам тангажа и рыскания.
Управление по крену реализовывалось за счет установки сопловых насадок, в которые подавались выходящие из ТНА выхлопные газы.
Вторая ступень оснащена однокамерным ЖРД LR-91, развивавшим тягу в вакууме 36,3 т. Время его работы — 180 секунд. Камера сгорания крепилась на кардановом подвесе и имеет трубчатую конструкцию. Часть сопла охлаждалась. Остальная его часть представляла собой двухслойную насадку с внутренним слоем из фенольной пластмассы, усиленной асбестом. Отработанные газы после турбины турбонасосного агрегата выбрасывались через сопло, обеспечивавшее создание усилий по углу крена. Топливо для всех ЖРД двухкомпонентное: горючее — керосин, окислитель — жидкий кислород.