Е.Б. Волков, А.А. Филимонов, В.Н. Бобырев, В.А, Кобяко
Межконтинентальные баллистические ракеты СССР (РФ) и США

(История создания, развития и сокращения)

Под ред. Е.Б. Волкова

© Ракетные войска стратегического назначения, 1996

Наш адрес: ruzhany@narod.ru

2.3. Первая МБР СССР Р-7. Схема, основные характеристики и конструктивные особенности

В 1954 г. принимается решение о начале разработки в СССР первой межконтинентальной баллистической ракеты. Образцов такого оружия в мире не существовало. Единственной известной попыткой в прошлом создания ракеты, способной достичь другого континента, была разработка в Германии к концу войны проекта ракеты A-9/A-10, предназначавшейся для обстрела с территории Европы объектов на Атлантическом побережье США, т.е. имеющей дальность полета не менее 5000 км. Предполагалось, что ракета будет двухступенчатой, со стартовой массой примерно в 85 т. Первая ступень (масса 69 т, из них топливо – 52 т) должна была под действием ЖРД с тягой в 2000 кН разгонять вторую ступень до скорости в 1180 м/с и затем, отделившись, опускаться на парашюте. В качестве второй ступени (стартовая масса 16,2 т, из них топливо-11,9 т) предполагалось использовать модернизированную ракету V-2, отличавшуюся от прототипа увеличенным объемом топливных баков и наличием вместо стабилизаторов четырех аэродинамических плоскостей, рассчитанных на обеспечение планирования ракеты после входа в плотные слои атмосферы. Вторая ступень достигала скорости порядка 3000 м/с, что было недостаточно для обеспечения дальности в 5000 км при движении ракеты по баллистической траектории. Недостающая дальность и должна была выбираться за счет планирования ракеты. Работы над ракетой А-9/А-10 прервались с окончанием войны.

Можно ли было, хотя бы в какой-то степени использовать при создании отечественной МБР результаты проектирования ракеты A-9/A-10? Вряд ли. Низкая энергетика двигателей (удельный импульс порядка 2000 м/с), малые значения величины относительного запаса топлива (примерно 0,6) определяли невозможность достижения требуемой дальности при движении ракеты до цели по баллистической траектории. Решение вопроса переходом к траектории с планированием влекло ряд очевидных недостатков ракеты – увеличивалось время ее полета, становилось возможным уничтожение ракеты средствами ПВО, еще более осложнялось обеспечение достаточной точности. Ничего сколько-нибудь существенного из проекта ракеты A-9/A-10 разработчиками отечественной МБР взято не было.

Первая отечественная МБР получила индекс Р-7. Головной организацией при ее создании было ОКБ-1 С.П. Королева. Основные системы разрабатывались конструкторскими бюро и институтами под руководством В.П. Глушко (двигатели), Н.А. Пилюгина. В.И. Кузнецова. М.С. Рязанского (система управления), В.П. Бармина (наземное оборудование).

Разработчики ракеты Р-7 опирались, в первую очередь, на опыт и достижения отечественного ракетостроения по созданию управляемых баллистических ракет. Все эти ракеты были относительно просты по конструкции и действию, выполнены одноступенчатыми и имели небольшие дальности полета. Для достижения межконтинентальных дальностей нужна была составная ракета. Было принято решение создать ракету пакетной схемы. Такая схема давала возможность разработать ракету сравнительно небольшой длины с заданной массой полезной нагрузки и требуемой дальностью полета. Кроме того, пакетная схема позволяла осуществить запуск всех двигателей и контроль их работы на Земле. Это преимущество пакетной схемы было особенно важным, т.к. еще не было опыта запуска двигателей в полете на больших высотах в условиях, близких к вакууму.

Первый испытательный пуск ракеты Р-7 был осуществлен в мае 1957 г.

Р-7 была управляемой жидкостной двухступенчатой межконтинентальной баллистической ракетой, выполненной по схеме "пакета" и состоявшей из пяти блоков: одного центрального и четырех боковых (рис. 2.6).

Центральный блок считался второй ступенью ракеты. Он нес на себе отделяющуюся в полете головную часть с ядерным боезарядом. К нему симметрично в плоскостях стабилизации крепились четыре боковых блока, которые вместе с центральным блоком составляли "пакет" – первую ступень ракеты.

Применительно к ракете Р-7 такое деление блоков по ступеням условно, так как в отличие от ракет, выполненных по схеме с последовательным расположением ступеней, где двигательная установка второй ступени начинает работать после отделения первой, у ракеты Р-7 двигатели всех пяти блоков запускались на земле при старте ракеты. Время работы двигателей боковых блоков было примерно 120 с, центрального блока – до 290 с.

Отделяемая головная часть крепилась к приборному отсеку центрального блока с помощью трех пирозамков и имела в своем составе наконечник, герметизированный корпус с ядерным зарядом, взрывательное устройство, стабилизатор. Основные узлы и детали головной части изготовлялись из алюминиевых сплавов. Корпус головной части и днище имели теплозащитное покрытие по наружной поверхности из асботекстолита. Наконечник – из материала на основе карбида кремния. Взрывательные устройства позволяли реализовать как наземный, так и воздушный подрыв ядерного заряда.

		головная часть; приборный отсек; центральный блок ракеты; бак окислителя центрального блока; силовой пояс ракеты; шаровая пята центрального блока; опорный конус бокового блока; газоход (сопло) системы разделения ступеней; крышка; бак горючего центрального блока; боковой блок ракеты; бак окислителя бокового блока; тоннельная труба с расходным трубопроводом окислителя; бак горючего бокового блока; торовые баки жидкого азота центрального и боковых блоков; торовые баки перекиси водорода центрального и боковых блоков; маршевый двигатель центрального блока; рулевой двигатель центрального блока; маршевый двигатель бокового блока; аэродинамический руль; рулевой двигатель бокового блока.
Рис. 2.6. Первая межконтинентальная баллистическая ракета Р-7

Боковые блоки крепились к центральному посредством опорного конуса (в верхней части), наконечник которого входил в шаровую пяту центрального блока, и двух тяг на нижнем силовом кольце хвостового отсека. Тяги удерживались шариковыми пирозамками, закрепленными на силовом кольце центрального блока.

Каждый блок "пакета" имел жидкостную двигательную установку, гидравлически и пневматически независимую от других блоков. Двигательная установка центрального блока состояла из основного четырехкамерного ЖРД и четырех однокамерных поворотных рулевых агрегатов (двигателей), расположенных в плоскостях стабилизации. Двигательная установка бокового блока состояла из основного четырехкамерного ЖРД и двух однокамерных рулевых агрегатов (двигателей).

Компоненты топлива (керосин Т-1 и жидкий кислород) в камеры сгорания основного и рулевых двигателей каждого блока подавались насосами турбонасосного агрегата (ТНА). Рабочим телом для турбины ТНА являлся парогаз, образующийся при разложении перекиси водорода под воздействием катализатора. Во время работы двигателей баки с компонентами топлива находились под наддувом. Для наддува баков использовался жидкий азот, предварительно подогретый и превращенный в газообразное состояние.

Ракета Р-7 имела комбинированную систему управления, состоящую из автономной системы управления и системы радиоуправления дальностью и направлением. Система управляла полетом ракеты и стабилизировала ее движение на активном участке траектории.

В состав автономной системы управления входили:

• автомат угловой стабилизации;
• система нормальной стабилизации;
• система боковой стабилизации;
• система регулирования кажущейся скорости;
• система одновременного опорожнения баков и синхронизации уровней;
• автомат управления дальностью.

Чувствительными элементами автомата угловой стабилизации являлись гироскопические приборы – гирогоризонт и гировертикант; системы нормальной и боковой стабилизации и автомата управления дальностью – одностепенные физические маятники; системы регулирования кажущейся скорости – гироскопические интеграторы продольных ускорений. Первичными источниками электрической энергии постоянного тока на ракете служили серебряно-цинковые аккумуляторные батареи, вторичными – мотор-генераторные преобразователи.

Система радиоуправления работала в конце активного участка траектории и управляла дальностью полета ракеты Р-7, а также определяла координаты точки падения головной части. Измерение параметров движения, передача команд и контроль за их исполнением в системе радиоуправления осуществлялись по одной многоканальной импульсной линии связи в сантиметровом диапазоне волн. Наземные устройства системы радиоуправления размещались на двух пунктах управления (главный и зеркальный), удаленных на 276 км от стартовой позиции и на 552 км друг от друга. Система РУ позволяла осуществлять пуск ракеты в секторе +30° в сторону зеркального пункта и -10° в сторону основного пункта без передислокации наземных пунктов системы радиоуправления.

Радиоаппаратура пунктов РУ состояла из:

• системы измерения радиальной скорости;
• системы измерения наклонной дальности;
• системы измерения угла места и угловой скорости;
• разностно-дальномерной системы бокового управления;
• системы локационного наведения антенн;
• счетно-решающего устройства управления дальностью и направлением;
• системы передачи команд.

Исполнительными органами системы управления на борту ракеты являлись электроприводы, элементы пироавтоматики двигательных установок, рулевые машины поворотных камер рулевых двигателей (агрегатов) и воздушных рулей.

Основные характеристики ракеты:

Общая масса заправленного топлива ракеты Р-7 составляла более 250 т, чем определялась величина отношения массы топлива к стартовой массе ракеты, равная, примерно, 0,9. Основные параметры, определяющие дальность полета ракеты (J_уд и μ_к), у ракеты Р-7 выросли по сравнению с первой ракетой Р-1 примерно в 1,5 раза, что и позволило (вместе с реализацией многоступенчатой схемы) создать МБР, с вполне удовлетворительным значением относительной массы полезной нагрузки около 0,02 (двух процентов).

Центральный блок ракеты Р-7 (см. рис. 2.6) состоял из приборного отсека, бака для окислителя (жидкий кислород), бака для горючего (керосин Т-1), силового кольца, хвостового отсека, маршевого двигателя и четырех рулевых агрегатов.

В приборном отсеке располагались основные бортовые приборы автономной системы управления и системы радиоуправления. На наружной поверхности отсека под обтекателями крепились рупорные антенны системы радиоуправления.

Баки для окислителя и горючего были выполнены по несущей схеме и одновременно являлись элементами ракеты, воспринимающими внешние нагрузки. Они представляли собой сварную укрепленную шпангоутами тонкостенную конструкцию из алюминиевого сплава.

Одна из обечаек бака для окислителя имела усиленные шпангоуты и являлась силовым поясом бака. К наружной поверхности этой обечайки в плоскостях стабилизации приваривались кронштейны, в шаровую пяту которых входили наконечники опорных конусов боковых блоков. Силовой пояс служил для восприятия усилий, действующих от боковых блоков ракеты на центральный блок.

Цилиндрическая обечайка заднего днища бака окислителя образовывала боковую стенку межбакового отсека, в котором размещались часть приборов автономной системы управления, арматура и элементы автоматики двигательной установки.

В обечайке заднего днища бака для горючего размещались торовые баки для перекиси водорода и жидкого азота. К заднему стыковочному шпангоуту бака горючего крепилось силовое кольцо нижних узлов связи, которое являлось силовым элементом ракеты и воспринимало нагрузки от рамы двигательной установки центрального блока, а также нагрузки от боковых блоков ракеты. На уровне нижних узлов связи боковые блоки ракеты стыковались с центральным блоком с помощью тяг и пирозамков.

Корпус хвостового отсека центрального блока являлся обтекателем основного двигателя и основанием для крепления рулевых агрегатов (камер сгорания рулевых двигателей и рулевых машин).

Боковой блок ракеты (см. рис. 2.6) состоял из опорного конуса, топливных баков (окислителя и горючего), силового кольца, хвостового отсека, маршевого двигателя и двух рулевых агрегатов.

Опорный конус предназначался для стыковки бокового блока с центральным блоком ракеты и передачи усилия тяги двигательной установки бокового блока центральному блоку. Наконечник конуса оканчивался сферической опорой с пальцем, предотвращавшим разворот бокового блока вокруг продольной оси.

Топливные баки конструктивно аналогичны топливным бакам центрального блока ракеты. Переднее днище бака окислителя было изготовлено в виде шпангоута с крышкой, которая могла вращаться на оси. Крышка открывалась давлением в баке после срабатывания пирозамка в процессе разделения "пакета". После открытия крышки происходило истечение газов из бака через специальное сопло, установленное в опорном конусе, в результате чего возникала реактивная сила, отталкивавшая носовую часть бокового блока от центрального блока ракеты.

В обечайке нижнего днища бака для горючего размещался блок торовых баков для жидкого азота и перекиси водорода.

На корпусе хвостового отсека имелись две специальные ниши для камер сгорания рулевых двигателей и устанавливался пилон, на котором помещался воздушный руль.

В составе ракеты Р-7 было пять автономных двигательных установок: одна для центрального и четыре для боковых блоков.

Каждая ДУ включала в себя:

• четырехкамерный маршевый ЖРД и рулевые агрегаты с насосной подачей компонентов;
• системы питания основными компонентами топлива (жидким кислородом и керосином), перекисью водорода и жидким азотом;
• систему наддува баков;
• систему продувки камер сгорания;
• пневмосистему (систему электропневмоавтоматики);
• исполнительные органы системы регулирования опорожнения и синхронизации уровней компонентов топлива в баках;
• исполнительные органы системы регулирования кажущейся скорости ракеты.

Основными агрегатами маршевых двигателей, выполненных по открытой схеме, являлись камеры сгорания, турбонасосные агрегаты (ТНА), агрегаты системы парогазогенерации, агрегаты управления и автоматики.

Компоненты топлива впрыскивались в камеры сгорания двухкомпонентными центробежными форсунками. Керосин к форсункам поступал через зарубашечные пространства камер сгорания, обеспечивая при этом охлаждение внутренних стенок камеры.

В составе каждой ДУ был один ТНА, который состоял из турбины и четырех одноступенчатых центробежных^- насосов: кислородного (с двусторонним входом) и керосинового, установленных на одном валу с турбиной: перекиси водорода и жидкого азота, валы которых соединялись с валом турбины через мультипликатор.

Несмотря на то, что принятая схема двигательных установок не лишена недостатков (применение разомкнутой схемы, использование перекиси водорода и жидкого азота и т.д.), создание жидкостных ракетных двигателей для ракеты Р-7 было выдающимся для того времени достижением в области ракетного двигателестроения и в значительной степени предопределило успех в разработке комплекса с первой отечественной МБР.

Маршевые двигатели ракеты Р-7 имели высокие энергетические и массовые характеристики и, что особенно важно, – высокую надежность.

У поверхности Земли двигательные установки ракеты Р-7 развивали тягу 3800 кН, в пустоте – около 5000 кН. Удельный импульс маршевых двигателей достигал величины 3150 м/с при давлении в камере сгорания 6 МПа и на срезе сопла 0,04 МПа.

Для обеспечения надежного пуска ракеты была принята схема запуска с первой и второй промежуточными ступенями тяги для ДУ боковых блоков и с включением главной ступени тяги ДУ центрального блока после выхода всех боковых ДУ на режим первой промежуточной ступени тяги. ДУ боковых блоков переключались на режим второй промежуточной ступени тяги при выходе центральной ДУ на главную ступень тяги, а на режим главной ступени – в полете ракеты.

Конструктивно-компоновочная схема ракеты Р-7 обеспечивала запуск всех двигателей (основных и рулевых) при старте (на земле) с помощью специальных пирозажигательных устройств, устанавливаемых в каждую из 32 камер сгорания.

На активном участке траектории вначале работали двигатели всех блоков ракеты. При достижении ракетой определенной скорости выключались двигатели боковых блоков и происходило отделение боковых блоков от центрального, который продолжал активный полет.

При достижении центральным блоком заданной скорости, близкой к требуемой, выключался его основной двигатель. Блок продолжал лететь с ускорением под действием силы тяги рулевых двигателей (суммарная тяга 100 кН). При достижении им скорости, необходимой для попадания в цель, выключались и рулевые двигатели, а через несколько секунд после этого с помощью пневмотолкателей отделялась головная часть, которая по инерции летела на заданную дальность.

Боевой ракетный комплекс с ракетой Р-7 состоял из стационарных наземных сооружений и включал в себя: техническую и стартовую позиции, специальную позицию проверок и подготовки головных частей, два пункта радиоуправления, места хранения топлива, а также вспомогательные сооружения.

Подготовка ракеты Р-7 к пуску и пуск ее осуществлялись при помощи комплекта агрегатов наземного оборудования: подъемно-транспортного комплекта приборов прицеливания, проверочно-пускового, стартового, заправочного, вспомогательного.

Боевая позиция для ракеты Р-7 (рис. 2.7) включала в себя наземную незащищенную пусковую установку, площадку с подъездными путями для железнодорожного транспортно-установочного лафета и подвижных средств заправки, а также специальные сооружения бункерного типа, в которых размещались пультовая, агрегатная и командный пункт.

Пусковая установка ракеты Р-7 имела четыре качающиеся фермы, установленные на поворотном круге. После подъема в вертикальное положение ракета свободно повисала, опираясь на фермы через опорные конусы боковых блоков. О размерах стартового сооружения можно судить по его общей высоте – 40 м и диаметру проема – 15 м.

Пуск ракеты мог производиться в любое время суток при температуре окружающего воздуха от -40°С до +50°С при скорости ветра у земли до 15 м/с, при градиентах скоростей ветра на высотах не более 15 м/с на километр.

Создание первой в мире МБР Р-7 обеспечивало решение для СССР принципиально новых военно-политических задач, однако по своим боевым свойствам и тактико-техническим характеристикам ракета Р-7 не могла стать основой новой системы вооружения (всего было построено четыре сложных и громоздких стартовых сооружения для пусков ракеты). Невысокая точность попадания головной части хотя и позволяла в принципе поражать крупные площадные объекты с учетом большой мощности ядерного заряда, но не обеспечивала требуемую боевую эффективность комплекса. Комплекс имел низкую боевую готовность, обусловленную, в первую очередь, используемыми компонентами топлива, принятыми конструктивно-схемными решениями, сложностью и длительностью процессов подготовки ракеты к пуску.

Рис. 2.7. Стартовая позиция первой межконтинентальной баллистической ракеты Р-7 (Р-7А)

Достигнутый уровень технических характеристик ракеты Р-7 (схема и параметры двигательных установок, конструктивные решения, масса системы управления и т.д.) был безусловным шагом вперед в развитии мирового и советского ракетостроения, но с позиций сегодняшнего времени не обеспечивал приемлемых для боевого образца вооружения массово-габаритных характеристик ракеты и обобщенных показателей ее технического совершенства, в частности, относительной массы полезной нагрузки, которая составляла m̅_пн =2% Отметим, что для современных жидкостных МБР, использующих менее эффективное по теплотворной способности топливо, чем керосин и жидкий кислород, этот показатель составляет 4%. В целом принятая концепция ракеты и комплекса не могла иметь перспективы в рамках разработки системы стратегического ракетного вооружения, но отдельные научно-технические решения, реализованные в ракете Р-7, были важным и необходимым шагом в создании такой системы. Сюда можно отнести применение вместо традиционных газоструйных рулей рулевых двигателей, что позволяло уменьшить потери удельного импульса и увеличить эффективный удельный импульс тяги двигательных установок в целом. Полезным было также практическое соревновательное сравнение между собой автономной инерциальной системы и системы радиоуправления и другое.

Для улучшения боевых и эксплуатационных свойств был разработан модифицированный вариант комплекса с ракетой Р-7А, которая имела новую, более совершенную систему радиоуправления с упрощенной наземной аппаратурой, решающей задачи управления только дальностью полета ракеты. Это позволило разместить наземный комплекс системы радиоуправления вблизи боевой стартовой позиции. Для ракеты Р-7А разрабатывалась также новая головная часть, меньшая по массе, что позволило увеличить максимальную дальность пуска (поражение целей) до 9500 км.

Ракета Р-7 вполне сознательно разрабатывалась для решения двух задач: как боевая МБР и как основа для создания целого семейства космических ракет-носителей.

Создание ракеты Р-7 и комплекса на ее основе было выдающимся достижением советской науки, техники и экономики. Оно имело крайне важное, не только военное, но и политическое значение, т.к. положило конец существовавшему до того положению, при котором США могли рассчитывать на свою безнаказанность в случае развязывания ими войны, в том числе и атомной. Однако как образец вооружения комплекс с ракетой Р-7 (и Р-7А) не заслуживал особо высоких оценок. Высокая стоимость комплекса, большие габариты и масса ракеты, использование двух сжиженных газов, сложность наземного оборудования и процессов подготовки ракеты к пуску, наличие системы радиоуправления и другие особенности комплекса исключали возможность его массового внедрения в войска. К этому следует добавить, что комплекс имел крайне низкие значения таких важных для образцов вооружения характеристик, как боеготовность и живучесть.

В то же время нельзя не отметить, что в истории изучения и освоения космического пространства на основе использования беспилотных и пилотируемых аппаратов ракета Р-7, разработанные в интересах ее создания и на ее основе элементы и образцы ракетной техники сыграли выдающуюся роль, продолжая и сегодня решать важные и ответственные задачи. С помощью космических ракет-носителей, разработанных на базе ракеты Р-7 ("Восток", "Союз" и др.), в СССР были осуществлены запуски первого в мире искусственного спутника Земли, первого пилотируемого космического аппарата, аппаратов для изучения Луны, Венеры и т.д. О возможностях ракеты Р-7 как основы для носителей космических аппаратов говорит, например, то, что пилотируемый космический аппарат "Союз" имеет массу в 6,5 т.

Ракеты Р-7 и Р-7А стали отличной основой для создания лучших для своего времени ракет-носителей космических аппаратов, но они были весьма неудачными МБР. Такая оценка ни в коей мере не порочит создателей ракет Р-7 и Р-7А и комплексов на их основе. Для С.П. Королева главной целью жизни было исследование и завоевание космоса, и в ракете Р-7 он видел, прежде всего, средство для достижения этой цели. К ракетам-носителям космических аппаратов и к МБР, как образцам оружия, предъявляются слишком различные требования, чтобы разработкой одной ракеты и комплекса можно было их в одинаковой степени выполнить. В последующем создание МБР шло отдельно от создания космических ракет.

Разработка и принятие на вооружение в 50-е годы целого ряда комплексов с ракетами больших – вплоть до межконтинентальной – дальностей создали предпосылки для образования нового вида Вооруженных Сил СССР – Ракетных войск стратегического назначения. Решение об этом было принято 17 декабря 1959 г.

2.4. Разработка ракет большой дальности в США на пути к созданию первых МБР. ракеты "Редстоун". "Тор", "Юпитер"

Работы по созданию ракет больших дальностей были начаты в США в 1946 г. Значительную роль в них сыграли немецкие специалисты во главе с главным конструктором ракеты V-2 Вернером фон Брауном, вывезенные в США после окончания второй мировой войны. Вернер фон Браун был назначен техническим директором конструкторского бюро управляемых снарядов армии США. С его участием и под его руководством выполнялся ряд программ создания боевых и космических ракет США.

Первой ракетой для армии США, которая создавалась с использованием немецкого опыта, была ракета "Гермес", повторявшая в значительной степени зенитную управляемую ракету "Вассерфаль" (Германия, 1943 г.). Ракета имела ЖРД на высококипящем топливе и при стартовой массе в 5,5 т достигала дальности в 80 км. Разрабатывались варианты этой ракеты с дальностью до 480 км. Ракета "Гермес" была создана в 1949 г. В этом же году начались испытания ракеты "Викинг", предназначенной для исследования верхних слоев атмосферы. В конструкции ракеты "Викинг" использовался ряд решений, реализованных в немецкой ракете V-2, однако во многих отношениях эти ракеты различались. При почти одинаковой длине (13,7 м для "Викинга" и 14 м для V-2) ракета "Викинг" имела значительно меньший диаметр (0,8 м и 1,65 м) и соответственно этому меньшую стартовую массу. В зависимости от массы полезной нагрузки (от 50 кг до 900 кг) стартовая масса составляла 4,5...5,2 т (у ракеты V-2 около 13 т). При этом максимальная скорость равнялась 2,5...1,38 км/с (у ракеты V-2 немногим более 1,5 км/с), а высота подъема 380...135 км (ракета V-2 могла обеспечить вертикальный подъем до 180 км). Улучшение характеристик ракеты "Викинг" по сравнению с характеристиками ракеты V-2 достигалось рядом усовершенствований конструкции (в частности, корпуса), в результате чего был увеличен почти до 0,8 относительный запас топлива (у V-2 менее 0,7). В 1954 г. ракета "Викинг" достигла высоты в 254 км. Мы остановились на ракете "Викинг" потому что ее создание, хотя она и была исследовательской, могло рассматриваться как один из первых этапов в разработке ракет больших дальностей США.

Первой ракетой большой дальности, поступившей на вооружение армии США, была ракета "Капрал". Основной вариант ракеты обеспечивал дальность до 120 км, рассматривались варианты с дальностью до 240 км. Ракета могла иметь обычную или ядерную головную часть массой в 0,9 т. В случае применения ядерной ГЧ предусматривалось использование зарядов с мощностью до 0,1 Мт. Масса ракеты около 5,5 т, длина 14 м, диаметр цилиндрического корпуса 0,76 м; двигатель – жидкостный на топливе моноэтиловый анилин и азотная кислота. Система подачи топлива вытеснительная с использованием сжатого воздуха. Система управления комбинированная : автономная и радиокоррекция. Ракета "Капрал" была принята на вооружение в 1953 г. В 1956 г. в Европе размещалось шесть дивизионов "Капрал" по десять пусковых установок в каждом.

Управляемая баллистическая ракета "Редстоун"

В 1954 г. были закончены летные испытания ракеты "Редстоун", разработка которой началась в 1951 г. под руководством Вернера фон Брауна. Ракета с самого начала проектировалась под ядерный боевой заряд.

Ракета "Редстоун" (рис. 2.8) была дальнейшим развитием основных идей и конструктивно-схемных решений управляемой баллистической ракеты V-2.

Основные характеристики ракеты:

Ракета "Редстоун" была одноступенчатой жидкостной ракетой, имела цилиндрический корпус с несущими топливными баками и четыре стабилизатора на хвостовой части корпуса. В качестве основных компонентов топлива использовались жидкий кислород и этиловый спирт.

		головная часть; приборный отсек; 6. аэродинамические органы управления полетом; топливные баки ракеты; хвостовой отсек; газодинамические рули.
Рис 2.8. Управляемая баллистическая ракета "Редстоун"

Силовая установка ракеты состояла из однокамерного ЖРД с турбонасосной системой подачи окислителя и горючего в охлаждаемую спиртом камеру сгорания. Турбина ТНА работала на продуктах разложения высококонцентрированной перекиси водорода, которая из специальной емкости (бака) с помощью вытеснительной системы подавалась в парогазогенератор ТНА. В хвостовом отсеке ракеты размещались шаровые баллоны со сжатым воздухом для создания избыточного давления в топливных баках. Тяга двигательной установки у поверхности Земли 340 кН.

Система управления ракетой "Редстоун" – автономная инерциальная. Для нее была разработана стабилизированная платформа с гироскопами на воздушной подвеске. Исполнительными органами управления являлись элементы двигательной установки, четыре аэродинамических и четыре газоструйных графитовых руля (схема управления ракетой V-2).

Корпус ракеты "Редстоун" был выполнен из алюминиевых сплавов и состоял из двух разделяющихся в полете частей: верхней, длиной 8,8 м, в которой размещались боевая часть ракеты и отсек системы управления, и нижней, длиной 10,4 м, с топливными баками и двигательной установкой (бак с жидким кислородом располагался непосредственно над двигателем). Верхняя часть ракеты у своего основания имела четыре небольших аэродинамических стабилизатора.

Технология обслуживания и подготовки к пуску ракеты "Редстоун" была близка к технологии подготовки ракеты V-2. Ракета запускалась из вертикального положения с устанавливаемого на поверхность Земли пускового стола, имевшего верхнее поворотное кольцо для наведения ракеты в цель по азимуту.

В 1956 г. ракеты "Редстоун" начали поступать на вооружение армии США. В СССР в 1951 – 1956 гг. были приняты на вооружение комплексы с ракетами дальнего действия Р-2 и Р-5, которые превосходили по своим характеристикам прежде всего по дальности ракету "Редстоун".

Ракеты средней дальности "Юпитер"и"Тор"

Следующим этапом в развитии ракет больших дальностей США было создание ракет "Юпитер" и "Тор", имевших близкие характеристики. Одновременная разработка различными фирмами двух столь близких по основным характеристикам образцов оружия объясняется в основном стремлением руководства вооруженных сил США гарантированно решить задачу по созданию в короткие сроки новых сложных систем вооружения.

Разработка одноступенчатой управляемой баллистической ракеты "Юпитер" (рис. 2.9) велась на базе ракеты "Редстоун" под руководством Вернера фон Брауна. Вместо этилового спирта в качестве горючего на ракете использовался керосин в паре с жидким кислородом, что привело к повышению удельного импульса ЖРД до 2450 м/с на уровне моря. Разработка для двигателя газогенератора на основных компонентах позволила отказаться от применения в ракете перекиси водорода и тем самым улучшить ее эксплуатационные свойства. В ракете "Юпитер" был также реализован новый принцип построения исполнительных органов системы управления без традиционных для того времени аэродинамических и газовых рулей.

Двигательная установка ракеты "Юпитер" представляла собой однокамерный ЖРД с турбонасосной системой подачи компонентов топлива с тягой у поверхности земли в 680 кН при давлении в камере 4 МПа. ТНА закреплялся на раме хвостового отсека неподвижно, а камера сгорания – в кардановом подвесе, что позволяло управлять полетом ракеты по тангажу и рысканию. Управление по крену осуществлялось с помощью поворотных сопел, через которые истекали продукты сгорания газогенератора, прошедшие турбину ТНА. Система управления полетом ракеты "Юпитер" – автономная инерциальная, имевшая в своем составе гиростабилизированную платформу с гироскопами на воздушных подшипниках, бортовое счетно-решающее устройство и другое, общей массой около 200 кг.

		головная часть; приборный отсек; топливные баки горючего и окислителя; хвостовой отсек; маршевый ЖРД ракеты.
Рис 2.9. Ракета средней дальности "Юпитер"

Ракета "Юпитер" имела отделяющуюся головную часть в форме усеченного конуса со сферическим притуплением. После отделения головная часть закручивалась вокруг продольной оси с помощью небольшого твердотопливного двигателя, что обеспечивало при прохождении плотных слоев атмосферы равномерный унос теплозащитного покрытия с корпуса головной части.

Ракета "Тор" (рис. 2.10) проектировалась и разрабатывалась по тем же общим требованиям и исходным данным, что и ракета "Юпитер". Жидкостный ракетный двигатель, работающий на керосине и жидком кислороде, был разработан одной фирмой. В состав двигательной установки ракеты входили однокамерный маршевый (основной) ЖРД с тягой у Земли 680 кН и два верньерных двигателя, представлявшие собой ЖРД малой тяги, работавшие на основных компонентах топлива. Камера сгорания маршевого двигателя была закреплена в кардановом подвесе, а камеры верньерных двигателей – шарнирно. Верньерные двигатели обеспечивали управление полетом ракеты по крену, а также достижение требуемых параметров движения при меньших ускорениях после выключения маршевого двигателя в конце активного участка траектории.

Впервые для ракет "Юпитер" и "Тор" была разработана трубчатая паяная конструкция камеры сгорания маршевого двигателя, охлаждаемая горючим, подаваемым к форсуночной головке по продольным трубкам переменного прямоугольного сечения (около 300 трубок) из жаростойкого никелевого сплава.

На ракете "Тор" применялась автономная инерциальная система управления с гиростабилизированной платформой, тремя поплавковыми гироскопами, тремя интегрирующими акселерометрами, счетно-решающим устройством, потенциометрами, сельсинами и т.д., общей массой свыше 300 кг. Исполнительные элементы системы управления – автоматика двигателей и гидравлические приводы, отклоняющие камеры сгорания маршевого и верньерных двигателей.

После окончания активного участка полета головная часть ракеты "Тор" отделялась вместе с приборным отсеком, ориентировалась носовой частью в сторону цели и закручивалась относительно продольной оси с помощью небольшого твердотопливного двигателя. После этого от головной части отделялся приборный отсек. Такое решение по головной части ракеты "Тор", так же как для ракеты "Юпитер", позволило повысить точность попадания в цель.

		головная часть; приборный отсек; топливные баки горючего и окислителя; хвостовой отсек; маршевый ЖРД ракеты.
Рис. 2.10. Ракета средней дальности “Тор”

Пуск ракет "Юпитер" и "Тор" предусматривался с наземных незащищенных стартовых площадок. На стартовых площадках ракеты хранились в горизонтальном положении в специальных легких укрытиях. При подготовке к пуску ракета подавалась колесным транспортером на пусковую установку, устанавливалась в вертикальное положение, заправлялась компонентами топлива, проводились необходимые предстартовые операции и проверки. По сообщениям иностранной печати, весь этот процесс при заранее развернутом заправочном и технологическом оборудовании занимал 15 мин.

Ракеты "Тор" и "Юпитер" состояли на вооружении США с 1958 по 1963 гг. Всего было развернуто 105 ПУ ракет на шести базах, в т.ч. 60 ПУ БРСД "Тор" на четырех базах в Великобритании (Йорк, Линкольн, Нортгемптон, Норвич) и 45 ПУ БРСД "Юпитер" на двух базах: в Италии (Джоя, 30 ПУ) и Турции (Тигли, 15 ПУ).

Практически в те же годы, когда в США разрабатывались ракеты "Юпитер" и "Тор", в СССР создавались ракеты Р-12 и Р-14, имевшие близкие характеристики (дальности 2000 км и 4500 км). Однако ракеты Р-12 и Р-14 были оснащены двигателями, работавшими на высококипящих компонентах топлива и в этом отношении были значительным шагом вперед по сравнению с ракетами, в которых использовалось криогенное топливо. Вместе с тем ракеты Р-12 и Р-14 существенно уступали ракетам "Юпитер" и "Тор" по точности попадания головных частей.

После создания ракет средней дальности "Юпитер" и "Тор" в США началась интенсивная разработка межконтинентальных ракет. В отличие от СССР, где с самого начала создания межконтинентальных ракет они разрабатывались только как баллистические (МБР), в США помимо МБР создавались и крылатые ракеты межконтинентальной дальности. Во второй половине 40-х годов начались работы над рядом образцов крылатых ракет малой и средней (до 2500 км) дальности и над двумя крылатыми межконтинентальными – "Снарк" и "Навахо".

Обе ракеты должны были нести ядерные головные части. Системы управления полетом разрабатывались как комбинированные – инерциальные и астронавигационные (выход к цели с использованием ориентирования по звездам). В качестве маршевых двигателей на ракете "Снарк" использовался турбореактивный двигатель, на ракете "Навахо" – два прямоточных воздушно-реактивных двигателя. Старт ракет осуществлялся с помощью пороховых РД ("Снарк") и ЖРД ("Навахо"), работавшего на топливе жидкий кислород+этиловый спирт. Использование для МНР "Навахо" в качестве разгонного двигателя ЖРД на криогенном топливе было, несомненно, большим недостатком этой ракеты, и хотя, как это следует из таблицы, "Навахо" должна была иметь существенно лучшие, чем "Снарк", характеристики, на вооружение была принята ракета "Снарк". К 1957 г. обе ракеты были доведены до стадии летных испытаний, однако после этого работы над "Навахо" были прекращены;  а на МКР "Снарк" был сделан заказ в промышленности (50 ракет). Таким образом, вооруженные силы США получили образец межконтинентальной ракеты, однако удовлетвориться этим образцом они не могли, так как МКР "Снарк" обладала по сравнению с МБР многими недостатками. Дозвуковая ракета, которая должна была лететь на предельную дальность более 8 ч, могла стать относительно легкой добычей для средств ПВО, сложным было обеспечение достаточно высокой точности попадания в цели. МКР "Снарк" в дальнейшем была снята с вооружения, и новых попыток создания межконтинентальных крылатых ракет в США не предпринималось. Все последующие образцы межконтинентальных ракет создавались в США как баллистические.

2.5. Первые МБР США "Атлас"и"Титан-1". Схемы, основные характеристики и конструктивные особенности

Межконтинентальная баллистическая ракета "Атлас"

По заказу ВВС США в 1954 г. ускоренными темпами началась разработка МБР "Атлас", хотя фирма "Conver" заключила контракт на создание управляемой баллистической ракеты с дальностью действия 8000 км в 1946 г. В тот период уровень техники и технологии был такой, что проект ракеты считался в какой-то мере фантастическим и в течение 1947 – 1953 гг. исследовались отдельные научные и технические идеи в рамках опытно-конструкторских работ с использованием серии экспериментальных двигателей и ракет. К 1954 г., когда удалось значительно снизить массу ядерного заряда и головной части, а также выработать реальные и приемлемые требования к точности попадания в цель, проект межконтинентальной баллистической ракеты приобрел реальный смысл.

Летные испытания первой модификации ракеты "Атлас-D" начались в 1957 г., в 1959 г. ракета была принята на вооружение. Последующими модификациями, также принятыми на вооружение ВВС США, были "Атлас-E" и "Атлас-F". отличающиеся, главным образом, системой управления и типом стартовых позиций.

МБР "Атлас" (рис. 2.11) была выполнена по полутораступенчатой (условно пакетной) схеме с жидкостными ракетными двигателями, работавшими на жидком кислороде и керосине. Корпус ракеты "Атлас" имел цилиндрическую форму и фактически представлял собой два топливных бака (верхний – бак окислителя и нижний – бак горючего), выполненных из листов аустенитной стали путем сварки. Тонкостенные стальные баки (толщина стенок от 0,5 до 1 мм) были выполнены по несущей схеме, т.е. являлись силовым элементом конструкции ракеты. При хранении и транспортировке ракеты баки наддувались гелием до 0,07 МПа. В полете в баке с жидким кислородом поддерживалось давление 0,18 МПа, а в баке  с горючим -0,42 МПа.

Переходник, соединяющий цилиндрический корпус ракеты с головной частью, имел различную форму в зависимости от модификации, что позволяло устанавливать головные части нескольких типов.

В хвостовой части корпуса ракеты "Атлас" размещалась двигательная установка, в состав которой входили два стартовых ЖРД с тягой по 740 кН у поверхности Земли каждый и маршевый ЖРД с тягой 270 кН. Все три двигателя выполнялись по открытой схеме и имели турбонасосную систему подачи топлива.

По оси ракеты располагался маршевый двигатель, камера сгорания которого была закреплена в кардановом подвесе. По бокам маршевого двигателя были расположены прикрытые "юбкой" стартовые ЖРД с шарнирно закрепленными камерами сгорания.

Кроме стартовых и маршевого ЖРД на ракете "Атлас" на наружной боковой поверхности корпуса в районе верхнего шпангоута хвостового отсека под углом 90° к плоскости стартовых двигателей устанавливались два небольших рулевых (верньерных) ЖРД с тягой по 4,5 кН каждый, обеспечивавшие управление ракетой в полете по крену и коррекцию скорости в конце активного участка траектории.

		головная часть; переходник; бак окислителя; приборный отсек; бак горючего; верньерный двигатель; „юбка" стартовых двигателей; маршевый ЖРД ракеты; стартовые ЖРД.
Рис. 2.11. Межконтинентальная баллистическая ракета "Атлас"

Принятая конструктивно-компоновочная схема ракеты "Атлас" предусматривала запуск всех двигателей на земле. Два стартовых ЖРД работали до 120 с, затем выключались и отделялись (сбрасывались) вместе с "юбкой" и обтекателями верньерных двигателей. Маршевый (центральный) ЖРД продолжал работать (общее время работы двигателя при полете на максимальную дальность около 270 с). После выключения маршевого двигателя продолжали работу верньерные двигатели до момента отделения головной части.

Основные характеристики ракеты:

На наружной поверхности корпуса ракеты с двух сторон вверх от "юбки" стартовых двигателей располагались обтекатели, прикрывающие приборы системы управления и оборудование других систем ракеты. Внутренний объем под обтекателями, в котором располагалась электронная аппаратура, был герметичен и имел систему кондиционирования.

На ракете "Атлас-D" устанавливалась радиоинерциальная система наведения, при которой данные о величине и направлении вектора скорости ракеты передавались на наземную станцию, где счетно-решающий прибор (вычислитель) определял поправки, которые в виде радиокоманд предавались в автопилот ракеты. Автопилот, в свою очередь, посылал соответствующие сигналы в систему управления для создания необходимых сил и моментов для управления полетом. По окончании фазы наведения по радиокомандам вступала в работу инерциальная система, действовавшая до момента отделения головной части.

Постоянное совершенствование систем наведения было направлено не только на увеличение их точности, но и на уменьшение массы и габаритов. Так, на первых радиоинерциальных системах для ракет "Атлас" блок радиокомандной системы имел массу 110 кг и объем 0,1 м³, в последующих системах этого класса масса блока была доведена до 15 кг, а объем уменьшен до 0,04 м³.

Радиоинерциальная система обеспечивала достаточно высокую для того времени точность попадания, но не позволяла запускать одновременно несколько ракет и усложняла процесс эксплуатации и подготовки ракеты к пуску.

На последующих модификациях ракеты "Атлас-E и -F" была установлена чисто инерциальная система наведения с гиростабилизированной платформой на трех кардановых подвесах. На платформе размещались два гироскопа и три акселерометра. Акселерометры измеряли изменение скорости по трем осям и передавали данные в бортовой вычислитель, который вырабатывал сигналы поправок, посылаемые в автопилот. Перед запуском ракеты направление платформы на цель проверялось оптическими приборами.

На первых принятых на вооружение ракетах "Атлас" применялись корпуса головных частей теплопоглотительного типа, имевшие толстое медное покрытие. Такое покрытие было очень тяжелым (более 500 кг) и дорогостоящим, но в то время оно решало проблему входа головной части в атмосферу. В дальнейшем по мере прогресса в области разработки более совершенных корпусов головных частей для МБР был создан корпус аблирующего типа, у которого при входе в атмосферу происходит унос массы теплозащитного покрытия. Покрытие выполнялось из фенольной смолы, упрочненной такими материалами, как стеклоткань, нейлон и асбест.

Модификации ракеты "Атлас-D, -E и -F" отличались не только отдельными деталями конструкции, типом и характеристиками системы управления, но, в первую очередь, типом стартового сооружения, боеготовностью и методами применения. Уже в то время в США начинают уделять серьезное внимание проблеме живучести МБР и их защите с помощью специальных стартовых сооружений.

Ракета "Атлас-D" предназначалась для запуска с открытых наземных незащищенных стартовых площадок. В процессе несения боевого дежурства ракета находилась на стартовом комплексе в горизонтальном положении под водонепроницаемым укрытием на стреле подъемника, состыкованного со стартовым сооружением, в составе которого имелась специальная подвижная ферма (высотой около 30 м) для подъема и обслуживания ракеты. Автоматический подъем ракеты перед пуском в вертикальное положение занимал 115 с, после чего начинались предпусковые операции, в том числе автоматическая заправка компонентами топлива.

Ракеты "Атлас-E" запускались с полуподземных бетонированных стартовых площадок, где они находились в горизонтальном положении и для запуска устанавливались в вертикальное положение, после чего осуществлялась заправка компонентами топлива.

Ракеты "Атлас-E" предназначались для несения боевого дежурства в подземных пусковых колодцах (группами по 3) в вертикальном положении с предварительно заправленным горючим (керосином). При запуске ракеты с помощью специального подъемного механизма поднимались на поверхность, где происходила заправка окислителем. Автоматическая подготовка к запуску ракеты "Атлас-F" занимала около 15 мин.

МБР "Атлас" модификаций D, E и F состояла на вооружении с 1958 по 1965 гг. Всего было развернуто 132 ракеты на 11 базах континентальной части США, в т.ч.: 30 ПУ "Атлас-D" – на трех, 28 ПУ "Атлас-E" – на четырех, 74 ПУ "Атлас-F" – на семи базах.

На базе ракеты "Атлас" в США был разработан ряд космических ракет-носителей ("Атлас-Аджена", "Атлас-Кентавр" и др.), которые в течение ряда лет играли важную роль в запуске спутников и космических аппаратов.

Представляет интерес сравнение характеристик ракет "Атлас" и первой отечественной МБР Р-7А.

Двигатели ракет Р-7А и "Атлас" работали на одинаковом топливе, что предопределяло сложность эксплуатации и низкую боеготовность комплексов с ракетами, использующими жидкий кислород. Применение на ракетах "Атлас-D" и Р-7А систем управления, требовавших наличия наземных РЛС, еще более усложняло комплексы. Уровень совершенства конструкции ракет был примерно одинаковым (близкие значения J_уд и μ_к). При этом ракета Р-7А имела более высокие характеристики двигателей, ракета "Атлас" – лучшую систему управления (более высокую точность). И, наконец, отметим значительное (не в пользу ракеты Р-7А) различие стартовых масс ракет, которое определялось тем, что при проектировании ракет были заданы существенно различные исходные данные по требуемой массе полезной нагрузки, в первую очередь по массе головной части. Кроме того, ракета Р-7 вполне сознательно разрабатывалась как универсальная (космическая и боевая), а главной задачей при создании ракеты "Атлас" была разработка боевого ракетного комплекса с МБР.

Межконтинентальная баллистическая ракета "Титан-1"

Создание первой МБР "Атлас" было настолько новой и сложной научно-технической проблемой, что США не решились возложить все надежды на одну систему оружия. Параллельно с работами по созданию ракеты "Атлас" в США с 1955 г. разрабатывалась МБР "Титан-1", предназначенная для решения тех же задач в случае неудачи с разработкой ракеты "Атлас".

Сохранив основную концепцию первой МБР (жидкостная ракета с компонентами топлива: жидкий кислород и керосин), ракета "Титан-1" (рис. 2.12) имела следующие особенности, отличающие ее от ракеты "Атлас":

• была принята чисто двухступенчатая схема ("тандем"), при которой двигатель второй ступени запускался в полете за пределами атмосферы;
• топливные баки ракеты были выполнены из листов алюминиевого сплава, подвергнутых механической обработке и химическому травлению; в конструкции корпуса ракеты нашли широкое применение магниево-ториевые сплавы;
• с самого начала разработки предусматривалось хранение на боевом дежурстве ракеты "Титан-1" в подземных шахтных колодцах с заправленными горючим (керосином) баками.

Ракета ^иТитан-1" была двухступенчатой жидкостной МБР и принята на вооружение в 1960 г., снята с вооружения в 1965 г.

		головная часть; переходной отсек; приборный отсек; бак окислителя II ступени; соединительный отсек; бак горючего II ступени; хвостовой отсек II ступени; переходной отсек; бак окислителя I ступени; соединительный отсек; бак горючего I ступени; хвостовой отсек I ступени; маршевая ЖРД I ступени.
Рис. 2.12. Межконтинентальная баллистическая ракета "Титан-1"

Основные характеристики ракеты:

Корпус ракеты включал в себя хвостовые отсеки, топливные баки ступеней, соединенные между собой переходниками (верхний бак окислителя, нижний бак горючего), силовой отсек, соединяющий ступени, и приборный отсек (верхняя часть корпуса второй ступени).

Топливные баки были несущей конструкцией. Последовательно расположенные ступени ракеты соединялись между собой разрывными болтами.

Двигатель первой ступени представлял собой двухкамерный ЖРД с тягой у поверхности Земли 1360 кН. Компоненты топлива (керосин + жидкий кислород) подавались в камеры сгорания турбонасосным агрегатом, газогенератор которого работал на основных компонентах топлива.

Камеры сгорания двигателя первой ступени устанавливались в кардановых подвесах, что обеспечивало управление полетом ракеты по каналам тангажа и рыскания. Управление по крену обеспечивалось истекающими после турбины через отбросные сопла продуктами сгорания газогенератора ТНА. Для поворота камер использовалась энергия давления горючего, поступающего в гидравлическую систему приводов после насоса.

Для запуска двигателя первой ступени на лопатки турбины ТНА подавался сжатый азот от наземной пневмосистемы и одновременно включалась цепь управления системой воспламенения компонентов топлива в газогенераторе и камерах сгорания. По мере раскрутки ротора ТНА и повышения давления на выходе насосов срабатывали элементы автоматики двигательной установки (клапаны и др.), обеспечивавшие подачу компонентов топлива в газогенератор и камеру сгорания.

Двигатель второй ступени ракеты "Титан-1" представлял собой однокамерный ЖРД с турбонасосной системой подачи компонентов топлива и тягой в пустоте в 360 кН. Для управления полетом по тангажу и рысканию камера сгорания двигателя была закреплена в кардановом подвесе. Управление по крену осуществлялось четырьмя поворотными рулевыми соплами тягой 4 кН, работавшими на продуктах сгорания газогенератора ТНА. Кроме управления по крену рулевые сопла обеспечивали разделение ступеней ракеты, продолжали работать после выключения двигателя второй ступени до достижения расчетной скорости полета (при этом газы от ГГ направлялись через перепускной клапан прямо к рулевым соплам) и обеспечивали реверс тяги для торможения второй ступени при отделении головной части.

Для первоначальной раскрутки ТНА при запуске двигателя второй ступени ракеты "Титан-1" использовался сжатый гелий из бортовых баллонов.

Система управления полетом ракеты "Титан-1" – радиоинерциальная. В состав наземного оборудования системы радиоуправления входила специализированная ЭВМ, которая вычисляла действительную траекторию ракеты по данным наземных радиолокационных средств, сравнивала ее с программой, выдавала соответствующие управляющие команды и определяла момент выключения двигательной установки второй ступени. В состав бортовой аппаратуры радиоуправления входили приемник команд управления, декодирующее устройство, радиомаяк и др. Бортовая аппаратура инерциальной системы управления имела в своем составе блок из трех поплавковых гироскопов, программный и временной механизм и др.

Первая модель корпуса моноблочной головной части (притупленная) для ракеты "Титан-1" изготовлялась из стали с теплопоглощающим никелевым покрытием. При входе в атмосферу такая головная часть стабилизировалась с помощью специальной системы, которая начинала функционировать на высоте около 90 км. Малогабаритные гироприборы, реагирующие на угловые ускорения по трем осям, управляли истечением сжатого гелия через четыре небольших реактивных сопла, расположенных вокруг основания корпуса головной части. Эта головная часть, как имеющая ряд недостатков, была заменена последующей модификацией, известной под маркой Мк-4, более заостренной формы с разрушающимся керамическим теплозащитным покрытием. Для головной части Мк-4 были разработаны средства прорыва ПРО – ложные цели.

При несении боевого дежурства МБР "Титан-1" находилась в пусковой шахте (глубиной около 50 м и диаметром 12,2 м) в вертикальном положении с заправленными горючим баками. Сверху шахта закрывалась двухстворчатой защитной крышей, каждая из створок которой имела массу около 210 т.

В шахте ракета устанавливалась внутри стальной клети на пусковой стол, с которым она скреплялась с помощью четырех разрывных болтов. Стальная клеть подвешивалась внутри шахты на восьми пружинных амортизаторах. К основной шахте примыкали две меньшие шахты, в одной из которых (глубиной 14,3 м и диаметром 11,4 м) находилось оборудование для заправки окислителем, а в другой (глубиной 18,9 м и диаметром 12,2 м) – технологическое и вспомогательное оборудование.

Каждая стартовая позиция МБР ^мТитан-1" включала в себя три пусковые установки с ракетами и командный пункт шахтного типа.

При прохождении команды на пуск ракеты происходила автоматическая заправка баков окислителем (жидким кислородом), после чего специальный подъемный механизм поднимал пусковой стол с ракетой на поверхность. Подъем и опускание пускового стола с ракетой, а также раскрытие защитного устройства производились с помощью гидромотора. Поднятый на поверхность пусковой стол жестко крепился в верхней части клети четырьмя эксцентриковыми зажимами.

При запуске двигательной установки первой ступени срабатывали разрывные болты, крепившие ракету к пусковому столу, и ракета начинала полет. На подготовку ракеты к запуску требовалось 8...10 мин.

Таким образом, первые МБР США были созданы примерно в те же сроки, что и первая МБР СССР и были близки к ней по своим особенностям. Их создание позволило решить главную для первого этапа развития МБР задачу – обеспечить доставку на межконтинентальные дальности ядерных зарядов с точностью, достаточной для поражения крупных, площадных целей. Можно отметить наиболее существенные конструктивные отличия ракет "Атлас" и "Титан-1" от советской МБР Р-7А: американцам удалось успешно решить задачу шарнирного и карданового подвеса камер сгорания основных (маршевых) двигателей и отказаться от использования такого традиционного до этого компонента, как перекись водорода в системе газогенерации. Ракета "Титан-1" имела также более высокую точность попадания в цель, чем МБР СССР Р-7А. При разработке комплекса с ракетой "Титан-1" был значительно автоматизирован и ускорен процесс подготовки ракеты к пуску. Для несения боевого дежурства ракета размещалась в укрытии шахтного типа.

Вместе с тем первые МБР США как образцы вооружения обладали и рядом существенных недостатков, которые не позволяли получить достаточно высоких значений важнейших характеристик ракет (например, относительной массы полезной нагрузки, точности попадания и др.). Вследствие использования в двигателях ракет криогенного топлива их подготовка к пуску была крайне сложной, а боеготовность комплексов с этими ракетами невысокой. Сложность комплексов объяснялась также использованием систем радиоуправления полетом ракет. Была низкой также живучесть комплексов, хотя в США уже в тот период этой проблеме уделялось серьезное внимание.