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

3.2. Схемы, основные характеристики и конструктивные особенности МБР США "Титан-2", "Минитмен-1", "Минитмен2"

Межконтинентальная баллистическая ракета "Титан-2"

МБР "Титан-2" продолжает ряд ракет типа "Титан". Головным разработчиком являлась фирма "Martin Marietta". Первые ракеты поступили на вооружение в конце 1962 г., а к началу 1964 г. на вооружении ВВС США было уже 54 ракеты "Титан-2". Дальнейшее наращивание их количества не проводилось. Они располагались на базах Дэвис-Монтан (штат Аризона), Литл-Рок (штат Арканзас) и Мак-Коннел (штат Канзас) по 18 ракет на каждой.

МБР "Титан-2" – двухступенчатая ракета тандемной схемы с жидкостными ракетными двигателями, оснащенная моноблочной головной частью с ядерным боезарядом. Общий вид ракеты представлен на рис. 3.9.

В качестве топлива на обеих ступенях ракеты использовались самовоспламеняющиеся высококипящие компоненты: окислитель – четырехокись азота, горючее – аэрозин-50 (смесь 50% безводного гидразина и 50% несимметричного диметилгидразина). Это, а также обеспечение ампулизации ракеты позволило решить проблему длительного хранения ракеты в заправленном состоянии, что сразу резко повысило боеготовность комплекса.

		головная часть; приборный отсек; бак окислителя II ступени; бак горючего II ступени; РДТТ конечной ступени тяги; хвостовой отсек II ступени; поворотные сопла; маршевый двигатель II ступени; соединительный отсек; бак окислителя I ступени; бак горючего I ступени; хвостовой отсек I ступени; маршевая двигательная установка I ступени.
Рис. 3.9. Межконтинентальная баллистическая ракета "Титан-2"

Основные характеристики ракеты:

Масса заправляемого в ракету топлива была равна 139 т, что определяло величину относительного запаса топлива на уровне 0,92.

Первая ступень МБР "Титан-2" состояла из хвостового отсека, топливного отсека, соединительного отсека и двигательной установки. Длина первой ступени составляла 21,3 м.

Хвостовой отсек представлял собой цилиндрическую оболочку, подкрепленную продольным силовым набором. Внутри отсека размещалась двигательная установка, на наружной поверхности хвостового отсека были смонтированы два тормозных РДТТ.

Соединительный отсек цилиндрической формы с помощью четырех разрывных болтов соединял первую и вторую ступени. В оболочке отсека имелся ряд прорезей, наличие которых объяснялось необходимостью обеспечения возможности истечения газов двигателя второй ступени, поскольку он запускался до разделения ступеней.

Обшивка и силовой набор переходного и хвостового отсеков изготавливались из магниево-торцевого сплава.

Топливный отсек включал баки горючего и окислителя. Баки выполнялись по несущей схеме и сваривались из панелей высокопрочного алюминиевого сплава с высоким содержанием меди. Каждая панель состояла из обшивки, продольного и поперечного силового набора. Технология сборки заключалась в предварительной сварке продольными швами панелей в секции, которые, в свою очередь, поперечными швами сваривались в обечайки. К ним приваривались днища, изготовленные штамповкой с последующим химическим фрезерованием. Межбаковое пространство использовалось для размещения части приборов системы управления.

Двигательная установка первой ступени включала два автономных однокамерных маршевых ЖРД, которые закреплялись в кардановых подвесах. Каждый маршевый ЖРД был выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Охлаждение камеры сгорания — регенеративное. Система подачи компонентов топлива — насосная. Двигатели были значительно усовершенствованы по сравнению с двигателями предыдущих ракет. Тяга каждого ЖРД у Земли составляла 980 кН. Давление в камере сгорания 7 МПа, давление на срезе сопла 0.1 МПа, удельный импульс в пустоте 2840 м/с, время работы двигателя 140 с.

Управление вектором тяги на участке работы первой ступени осуществлялось за счет отклонения маршевых ЖРД.

Разделение ступеней ракеты "Титан-2" производилось по комбинированной схеме за счет торможения первой ступени двумя тормозными РДТТ, размещенными на хвостовом отсеке первой ступени, и запуска маршевого двигателя второй ступени.

Вторая ступень МБР "Титан-2" состояла из хвостового, приборного и топливного отсеков, а также двигательной установки. Длина второй ступени составляла 6,9 м.

Двигательная установка включала маршевый ЖРД, установленный в кардановом подвесе, и два РДТТ конечной ступени тяги. Однокамерный маршевый ЖРД по своему устройству аналогичен маршевым ЖРД первой ступени.

Особенностями этого двигателя являются:

• установка дополнительной неохлаждаемой насадки из аблирующего материала для увеличения степени расширения сопла, чем достигалось повышение удельного импульса тяги;
• наличие четырех поворотных сопел, работающих на отработанном турбогазе маршевого ЖРД для управления полетом ракеты на участке работы второй ступени по вращению.

Характеристики ЖРД: тяга двигателя 455 кН, давление в камере сгорания 7,0 МПа, давление на срезе сопла 0,01 МПа, удельный импульс в пустоте 3100 м/с, время работы 150 с.

РДТТ конечной ступени тяги имели шаровидный корпус. В них использовалось смесевое твердое топливо на основе полиуретана и перхлората аммония. Эти двигатели предназначались для обеспечения конечной ступени тяги после выключения маршевого ЖРД второй ступени и достижения расчетных параметров движения ракеты в конце активного участка траектории. Их выключение происходило в расчетный момент времени по команде системы управления отстрелом сопла (при этом падает давление в камере сгорания и происходит обнуление тяги).

Топливный отсек второй ступени по своей конструкции и применяемым материалам был аналогичен топливному отсеку первой ступени, за исключением того, что в баке окислителя второй ступени имелось тормозное сопло.

На ракете "Титан-2" использовалась так называемая "горячая" схема наддува топливных баков. Баки горючего наддувались за счет подачи охлажденного турбогаза, частично отбираемого за газогенераторами турбонасосных агрегатов маршевых двигателей каждой ступени. Баки окислителя ступеней наддувались парами окислителя, газифицируемого в специальных теплообменниках, нагреваемых турбогазом.

Приборный отсек был выполнен в форме усеченного конуса, к переднему стыковочному шпангоуту которого прикреплялась головная часть. Внутри приборного отсека размещалась основная часть приборов системы управления ракеты. Обшивка и силовой набор приборного отсека и хвостового отсека второй ступени изготавливались из магниево-ториевого сплава.

Хвостовой отсек второй ступени по своему устройству был аналогичен хвостовому отсеку первой ступени. Внутри отсека размещались маршевый РДТТ конечной ступени тяги и четыре поворотных сопла.

Управление полетом ракеты на участке работы второй ступени обеспечивалось: по тангажу и рысканию – отклонением маршевого ЖРД, по вращению – четырьмя поворотными соплами. Таким образом, была полностью скопирована схема управления полетом, отработанная ранее на МБР "Титан-1".

Отделение головной части происходило при достижении расчетных параметров конца активного участка траектории за счет торможения второй ступени струей газов, истекающих через тормозное сопло в направлении, противоположном движению ракеты.

МБР "Титан-2" оснащалась ГЧ Mk-6 фирмы "General Electric", которая имела самый мощный по своему тротиловому эквиваленту боевой блок среди головных частей стратегических ракет США. Конструктивно она представляла собой притупленный конус с углом полураствора приблизительно 10°, по внешнему обводу и длиной 3,2 м. Внешняя поверхность корпуса ГЧ снабжалась абляционным покрытием "Сенчури".

Особенностью ГЧ Мк-6, как и головной части ракеты "Титан-1", являлось наличие автономной системы стабилизации. Автономная система стабилизации состояла из блока управления, включавшего три гироскопа для измерения ускорения по всем трем осям, и исполнительных органов, которыми являлись четыре небольших сопла на боковой поверхности ГЧ. Рабочим телом исполнительных органов служил гелий, размещенный в сжатом состоянии в баллонах внутри головной части. Таким образом, по команде блока управления можно было осуществлять управляющие воздействия, обеспечивающие изменение положения ГЧ в пространстве (в основном в целях ориентации ее оси по траектории полета).

Применение системы стабилизации полета ГЧ позволяло снизить их рассеивание и увеличить тем самым точность ракеты. Это способствовало повышению эффективности поражения высокозащищенных малоразмерных целей. Некоторое (относительно небольшое) снижение массы боевого заряда не имело особого значения, поскольку ракета имела ГЧ с очень мощным зарядом и дальнейшее повышение его мощности не имело смысла. Недостатком принятой схемы стабилизации было существенное усложнение конструкции ГЧ. В дальнейшем от такой схемы отказались, а стабилизацию ГЧ МБР стали осуществлять более простым способом (например, закруткой ГЧ или ББ специальными двигателями). Принципы стабилизации полета ГЧ, реализованные на ГЧ Mk-6, в последующем были применены для стабилизации полета управляемых ГЧ, которые создавались для ракет средней дальности (ракета США "Першинг").

МБР "Титан-2" оснащалась инерциальной системой управления (СУ). Первоначально на ракете устанавливалась СУ, включавшая ГСП с тремя поплавковыми гироскопами, БЦВМ, усилительно-преобразующую аппаратуру, исполнительные органы и источники питания (масса СУ 162 кг, занимаемый объем 0,162 м³). В 1981 г. было произведено переоснащение ракет "Титан-2" новой инерциальной системой управления, имеющей значительно меньшие массу и объем (масса приблизительно 57 кг, занимаемый объем 0,052 м³). Замена производилась в основном потому, что использовавшая ранее система управления морально устарела и более не выпускалась промышленностью (согласно оценкам американских специалистов, проведенным в конце 70-х годов, затраты на эксплуатацию этой системы до середины 80-х годов заметно превысили бы затраты, необходимые для замены ее новой системой и эксплуатацию последней за тот же срок).

Организационно МБР "Титан-2" были объединены в три крыла, каждое из которых состояло из двух эскадрилий по 9 ракет.

МБР "Титан-2" несли боевое дежурство на боевых позициях общей площадью 180x180 м. Каждая боевая позиция включала ШПУ с ракетой, подземный пункт управления и вспомогательные сооружения. Боевые позиции размещались на ракетных базах, оборудованных комплексом жилых, складских и прочих сооружений, коммуникаций, аэродромов и т.д.

ШПУ ракеты "Титан-2" конструктивно состояло из оголовка с аппаратурой, вертикального шахтного ствола и защитного устройства.

Глубина ШПУ равнялась 44,5 м, а ее внутренний диаметр значительно превышал диаметр ракеты. Вертикальный ствол шахты представлял собой стальной стакан, пространство между которым и ствольной выработкой заполнялось армированным бетоном.

На ШПУ использовалась крыша защитного устройства сдвижного типа. Открытие крыши осуществлялось с помощью пневмосистемы. Приводом для открытия крыши являлся пороховой аккумулятор давления.

ШПУ оборудовалась системой амортизации. Принятые конструктивные решения позволили обеспечить степень защиты ракеты в ШПУ Δ P_Ф=1,4...2,0 МПа.

Для старта ракеты была выбрана газодинамическая схема (выход ракеты из ШПУ осуществлялся с помощью двигателя первой ступени МБР). Конструкторы отказались от предварительного подъема ракеты на поверхность, как это ранее делалось при старте ракеты "Титан-1", что позволило существенно упростить предпусковые операции и сократить время пуска. Это, безусловно, было новым шагом в развитии ракетной техники. В дальнейшем этот способ старта получил широкое распространение.

ШПУ оборудовалась лифтом и имела площадки и оборудование для обслуживания, размещенные в нишах на 9 уровнях.

С подземным постом управления ШПУ соединялась туннелем. Пост управления предназначался для размещения дежурной смены и аппаратуры, обеспечивающей поддержание в готовности и проведение пуска ракеты. Он располагался на глубине 18 м и защищался железобетонным колпаком. Все оборудование и боевые посты монтировались на амортизированных подвесных платформах. Степень защиты поста управления 3,4 МПа.

МБР "Титан-2" была последней и, естественно, наиболее совершенной из жидкостных МБР США.

Конструкторам удалось:

1. Существенно повысить степень энергомассового совершенства ракеты и довести ее до величины m̅_пн=0,02, что было весьма высоким достижением для своего времени. Достаточно сказать, что принятая примерно в те же сроки на вооружение отечественная МБР Р—16 имела показатель m̅_пн=0,016, т.е. значительно меньше.
2. Существенно повысить точность стрельбы ракеты за счет снижения инструментальных ошибок СУ и уменьшения рассеивания на пассивном участке траектории, стабилизации ГЧ, чем было обеспечено повышение эффективности поражения целей, особенно высокозащищенных малоразмерных.
3. Повысить живучесть ракеты за счет размещения ее в стационарной одиночной ШПУ со степенью защиты ракеты Δ P_Ф = 1,4...2,0 МПа.
4. Кардинально решить проблему обеспечения высокой боеготовности (около одной минуты) за счет использования высококипящих компонентов жидкого ракетного топлива, конструктивного обеспечения длительного хранения ракеты в заправленном состоянии и реализации газодинамической схемы старта.

Все это – несомненные достоинства ракеты. В то же время можно отметить и целый ряд недостатков, присущих МБР "Титан-2". Так, традиционной осталась конструктивно-компоновочная схема ракеты (не были ликвидированы межбаковые пространства; двигатели не были утоплены в соответствующие топливные баки), что оставило на прежнем уровне плотность ее компоновки и, естественно, привело к тому, что ракета имела большие габариты, чем могла бы иметь. Это сказалось и на эксплуатации, и на стоимости комплекса в целом. К тому же все двигатели были выполнены по схеме без дожигания, а следовательно, имели низкий удельный импульс. Низкая точность стрельбы приводила к тому, что ракета могла эффективно поражать только малозащищенные крупноразмерные цели (для поражения цели с уровнем защиты Δ P_Ф=10 МПа требовалось 6 МБР "Титан-2").

Крайне сложной и дорогой была система боевого управления комплексом с МБР "Титан-2" (для каждой ПУ требовался свой пункт управления пуском).

Не были до конца решены вопросы длительного хранения ракеты в заправленном состоянии, что приводило к многочисленным инцидентам, связанным с проливами КРТ. Вследствие такого инцидента (утечка окислителя) была снята с вооружения первая МБР "Титан-2". А 20 августа 1980 г. произошел взрыв ракеты в ШПУ на базе Литл Рок. Надежность ракет была недостаточно высокой (по некоторым сообщениям обобщенный показатель надежности был 0,8...0,85). Стоимость комплекса с МБР "Титан-2" была значительной. Стоимость ее пуска составляла более 50 млн дол. Для сравнения укажем, что стоимость пуска одной МБР "Минитмен", появившейся в составе стратегических сил США практически одновременно с ракетой "Титан-2", была почти в четыре раза меньше.

Тем не менее МБР "Титан-2" находилась на боевом дежурстве почти 25 лет и была снята с вооружения только в 1986 г.

Межконтинентальная баллистическая ракета "Минитмен-1"

Работы по обоснованию характеристик МБР с РДТТ и требований к ним начались в США в 1955 г. Заказ на создание первой МБР на твердом топливе фирма Boeing получила от ВВС США в 1957 г. Опыта проектирования таких ракет в мировой практике не было. К этому времени была разработана только одна многоступенчатая ракета с РДТТ ("Рейнботе" Германия, 1944 г.). Она имела дальность стрельбы 160 км, была неуправляемой, четырехступенчатой, двигатели работали на низкокалорийном баллиститном топливе.

Основные характеристики ракеты "Рейнботе":

Заметим, что масса топлива была равна 585 кг, а масса ВВ в составе головной части – 40 кг. Таким образом, масса конструкции составляла почти 950 кг, что говорит о низком конструктивном совершенстве ракеты.

Ракета запускалась с направляющего полоза длиной 8 м, смонтированного на тележке для перевозки немецкой жидкостной ракеты V-2. Сход с направляющих и набор скорости в начале полета обеспечивался стартовым двигателем, работающим в течение, примерно, 1 с. Время работы трех остальных двигателей составляло 4...5 с. Разделение ступеней производилось за счет отталкивания отработавшей ступени струей газов при воспламенении заряда двигателя последующей ступени.

Разработка "Рейнботе" показала нерациональность решения задачи сверхдальней стрельбы на основе ракеты на бездымном порохе и РДТТ применявшейся тогда конструкции, даже при использовании многоступенчатой схемы (напомним, что разработанная примерно в то же время в Германии ракета V-2 с ЖРД при одноступенчатой схеме имела почти вдвое большую дальность стрельбы). Кроме того, ракета получилась, как видно из приведенных характеристик, весьма громоздкой с малым коэффициентом энергомассового совершенства (около 0,06, что для ракеты с такой дальностью стрельбы должно оцениваться, как величина чрезвычайно низкая). Вследствие возмущений при разделении ступеней ракета имела существенно большее рассеивание, чекм одноступенчатые ракеты. Ракета "Рейнботе", безусловно, не могла служить прототипом для будущих МБР с РДТТ.

Для того чтобы создать МБР на твердом топливе, необходимо было резко повысить характеристики ракеты, определяющие показатель ее энергомассового совершенства и дальность полета. Эти вопросы подробно уже обсуждались в главе 1, поэтому здесь ограничимся только перечислением некоторых мер, направленных на решение поставленной проблемы: использование трехступенчатой схемы ракеты, снижение тяговооруженности, повышение удельного импульса тяги двигателей и увеличение относительного запаса топлива путем снижения массы конструкции. Все эти меры были реализованы при создании МБР, получившей наименование "Минитмен". Первое успешное летное испытание ракеты было проведено в феврале 1961 г., а в 1962 г. она стала поступать на боевое дежурство.

Первый вариант ракеты имел обозначение "Минитмен-1A". В дальнейшем ракета неоднократно модернизировалась, но так, что ее основные массо-габаритные характеристики и конструктивные особенности менялись незначительно. Это существенно сокращало сроки разработки модификаций и необходимые для этого затраты.

"Минитмен-1A" – трехступенчатая твердотопливная ракета с последовательным соединением ступеней и моноблочной головной частью. Все ступени разных калибров. В двигателях всех ступеней применялось смесевое твердое топливо, представляющее собой механическую смесь тонкоизмельченного минерального окислителя и горючего-связки с включением энергоповышающих добавок. Первый образец такого топлива был создан в США в годы второй мировой войны для снаряжения стартовых ускорителей самолетов ВМС. Использование смесевых твердых топлив по сравнению с баллиститными позволило создать двигатели, имеющие повышенный удельный импульс тяги и существенно лучший коэффициент массового совершенства, находящийся на уровне α=0,05...0,1, тогда как для РДТТ на основе баллиститного топлива α=О,85...2,3 (массовое совершенство РДТТ определяется значением коэффициента α=m_к/m_т, где m_к – масса конструкции, m_т – масса топлива). Технология изготовления смесевых топлив и снаряжения ими двигателей, в отличие от баллиститных, не накладывает никаких ограничений ни на диаметр заряда, ни на его массу, что является очень важным. Поэтому переход к смесевым твердым топливам явился одним из важнейших моментов, обусловивших возможность создания МБР с РДТТ.

Общий вид ракеты представлен на рис. 3.10.

		головная часть; переходной отсек; приборный отсек; маршевый РДТТ III ступени; соединительный отсек III ступени; маршевый РДТТ II ступени; соединительный отсек II ступени; маршевый РДТТ I ступени; хвостовой отсек I ступени.
Рис. 3.10. Межконтинентальная баллистическая ракета "Минитмен-1"

Основные характеристики ракеты "Минитмен-1A":

По предъявленным требованиям срок хранения снаряженных двигателей, всех ступеней "Минитмен-1A" должен был составлять не менее 5 лет.

Первая ступень ракеты состояла из РДТТ и хвостового отсека.

Хвостовой отсек имел форму усеченного конуса с диаметром большего основания 1,8 м. Он изготавливался в виде оболочки, подкрепленной продольным и поперечным силовым набором. Оболочка выполнялась из стали. Внутри хвостового отсека размещался сопловой блок РДТТ с гидроприводом.

РДТТ первой ступени включал корпус, сопловой блок, заряд твердого топлива и воспламенитель. Корпус изготавливался из высокопрочной нержавеющей стали. Обечайка корпуса сваривалась из шести кольцевых секций. Переднее днище корпуса приваривалось к обечайке, заднее (сопловое днище) крепилось к ней при помощи конического резьбового соединения. На переднем днище устанавливался воспламенитель.

Внутренняя поверхность корпуса РДТТ первой ступени имела теплозащитное покрытие, состоящее из стекловолокна, пропитанного фенольной (эпоксидной) смолой. Толщина покрытия увеличивалась в направлении к сопловому днищу.

Заряд РДТТ изготавливался из смесевого твердого топлива, в состав которого входили перхлорат аммония (окислитель), сополимер бутадиена и акриловой кислоты (горючее), порошкообразный алюминий и эпоксидная смола. Формование заряда производилось путем заливки топлива. Перед заливкой в корпус помещалась оправка для образования в заряде осевого внутреннего канала заданной формы (шестилучевая звезда). После отвердения топлива оправка извлекалась из заряда. Кроме того, перед заливкой топлива в корпус вставлялись пенопластовые вкладыши, по конфигурации соответствующие остаткам топлива в камере РДТТ после выгорания его основной массы. Поскольку удельный вес пенопласта значительно меньше удельного веса топлива, то применение таких вкладышей позволяло снизить вес полностью снаряженного двигателя.

Сопловой блок РДТТ первой ступени состоял из четырех сопел, каждое из которых было поворотным и отклонялось в одной плоскости. Такая схема является традиционной для четырехсопловых РДТТ и обеспечивает управление полетом по всем трем каналам. Для отклонения каждого из сопел использовался специальный гидропривод. Гидропривод состоял из блока управления, который включал гидронасос с электродвигателем и гидроаккумулятор, и гидротолкателей, являющихся исполнительными органами гидропривода.

Разделение первой и второй ступеней производилось за счет торможения первой ступени специальными тормозными РДТТ, которые размещались на первой ступени.

Вторая ступень МБР "Минитмен-1A" состояла из РДТТ и соединительного отсека.

Соединительный отсек конической формы по своей конструкции и используемым материалам был аналогичен хвостовому отсеку первой ступени.

РДТТ второй ступени конструктивно включал те же элементы, что и РДТТ первой ступени.

Корпус РДТТ изготавливался из высокопрочной стали. Обечайка корпуса сваривалась из кольцевых секций. Переднее днище приваривалось к обечайке, заднее крепилось при помощи болтового соединения. В переднем днище устанавливался воспламенитель.

Внутренняя поверхность корпуса РДТТ покрывалась слоем теплозащиты переменной толщины на основе каучука.

Заряд твердого топлива двигателя второй ступени имел осевой канал с сечением в виде четырехлучевой звезды. Использовалось смесевое твердое топливо, состоящее из перхлората аммония (окислителя), полиуретана (горючее), алюминиевого порошка и эпоксидной смолы.

Сопловой блок по своей конструкции был аналогичен сопловому блоку РДТТ первой ступени.

Управление полетом ракеты на участке работы второй ступени по всем каналам осуществлялось отклонением четырех поворотных сопел.

Разделение второй и третьей ступеней производилось за счет торможения второй ступени специальными тормозными РДТТ.

Третья ступень МБР "Минитмен-1A" включала РДТТ, переходной, приборный и соединительный отсеки.

Приборный отсек изготавливался в виде цилиндрической обечайки, подкрепленной силовым набором. На внешнюю поверхность приборного отсека наносилось теплозащитное покрытие. Внутри отсека размещался герметический контейнер с теплоизоляцией из стеклопластика, в котором находилась аппаратура системы управления ракеты.

Переходной и соединительный отсеки по своей конструкции аналогичны соединительному отсеку второй ступени.

РДТТ третьей ступени состоял из корпуса, соплового блока, заряда твердого топлива и воспламенителя.

Как и на предыдущих ступенях РДТТ имел сопловой блок, состоявший из четырех поворотных сопел и гидропривода. Вместе с тем двигатель третьей ступени имел ряд существенных отличий от двигателей нижних ступеней:

корпус РДТТ третьей ступени изготавливался из стеклопластика "спираллой" (80% стекловолокна и 20% эпоксидной смолы) методом спиральной намотки. Днища изготавливались заодно с цилиндрической частью корпуса и имели форму полуэлипсоида. Толщина стенки корпуса РДТТ была переменной, она увеличивалась в районе переднего и заднего днищ и составляла в среднем около 6 мм. Внутренняя поверхность корпуса покрывалась слоем теплозащиты на основе каучука. Толщина теплозащитного покрытия увеличивалась в направлении заднего днища;

• в корпусе РДТТ третьей ступени имелись четыре отверстия (сопла противотяги), прикрытые заглушками. Наличие сопел противотяги позволяло выключать РДТТ по команде системы управления ракеты (РДТТ нижних ступеней работали до полного выгорания топлива) в заданный момент времени. Таким образом, обеспечивалась возможность варьировать параметрами конца активного участка траектории, а следовательно, и дальностью стрельбы в достаточно широких пределах;
• в РДТТ третьей ступени использовалось двухосновное твердое топливо, в состав которого входили нитроцеллюлоза и нитроглицерин с добавками перхлората аммония и алюминиевого порошка, триацетин (пластификатор) и нитродифениламин (стабилизатор химической стойкости). Заряд имел осевой канал в форме четырехлучевой звезды.

Для защиты корпусов РДТТ всех ступеней от аэродинамического нагрева на их наружную поверхность наносилось теплозащитное покрытие "авкоут". в состав которого входили эпоксидные и полиамидные смолы.

Основные характеристики двигателей ракеты "Минитмен-1A" приведены в таблице 3.3.

Таблица 3.3

Характеристики РДТТ МБР "Минитмен-1A"

Управление полетом ракеты на участке работы третьей ступени по всем каналам осуществлялось отклонением четырех поворотных сопел.

Отделение головной части ракеты "Минитмен-1А" производилось за счет торможения третьей ступени газами, истекающими через сопла противотяги в направлении, обратном движению ракеты.

В качестве головной части на МБР "Минитмен-1А" использовалась моноблочная ГЧ типа Mk-5. Корпус головной части имел цилиндрическую форму и состоял из притупленного конического носка, цилиндрической части и конического стабилизатора. Конический носок изготовлялся горячим прессованием из различных марок стеклопластиков на основе стекловолокна, асбеста и фенольной смолы. Цилиндрическая часть корпуса и конический обтекатель выполнялись из алюминиево-магниевых сплавов. Весь корпус головной части имел двухслойное теплозащитное покрытие.

МБР "Минитмен-1A" оснащалась инерциальной системой управления фирмы "Autonetics". Вес СУ 141 кг. Она включала ГСП, БЦВМ, усилительно-преобразующую аппаратуру, исполнительные органы и источники питания. Использование в ГСП гироскопов на газовых подшипниках, которые обеспечивают малое сопротивление трения вращению ротора и позволяют сохранить в заданных пределах характеристики гироскопа в течение нескольких десятков тысяч часов, дало возможность запускать гироскопы сразу после постановки ракеты на боевое дежурство и тем самым существенно снизить время предстартовой подготовки ракеты. За счет этого время технической готовности ракеты "Минитмен-1A" было доведено до 30 с.

Завершая разговор о ракете "Минитмен-1A", хотелось бы отметить два момента. Во-первых, МБР "Минитмен-1A" являлась самой легкой из созданных МБР. Это уже тогда представляло возможность использования принципиально отличного от существовавших способа базирования – мобильного. Во-вторых, на МБР "Минитмен-1A" использовалась постоянно работающая система управления. Это позволило существенно повысить боеготовность РК, что, в свою очередь, принципиально важно при решении задачи ответно-встречного удара.

Практически одновременно с МБР "Минитмен-1A" отрабатывалась и МБР "Минитмен-1B". Она является усовершенствованным вариантом первой ракеты класса "Минитмен". МБР "Минитмен-1B" – трехступенчатая ракета с РДТТ с последовательным соединением ступеней и моноблочной ГЧ. Все ступени разных калибров. Общий вид ракеты представлен на рис. 3.10.

Основные характеристики ракеты "Минитмен-1B":

По своей конструкции МБР "Минитмен-1B" была в основном подобна МБР "Минитмен-1A", но существовали и некоторые отличия. Например, несколько увеличены дальность полета и масса полезной нагрузки. Основные же особенности ракеты "Минитмен-1B" по сравнению с ракетой "Минитмен-1A" заключались в следующем:

• РДТТ второй ступени при том же диаметре увеличен в длине примерно на 0,5 м, что позволило разместить в нем топлива на 1,7 т больше, чем в соответствующем двигателе МБР "Минитмен-1A";
• корпус РДТТ второй ступени сварен из отдельных секций титанового сплава, а не из стали, как на ракете "Миритмен-1A". Это позволило примерно на 100 кг уменьшить массу корпуса по сравнению с корпусом РДТТ второй ступени ракеты "Минитмен-1A";
• соединительный отсек между приборным отсеком и ГЧ выполнен из бериллия, что позволило снизить его массу до 10 кг;
• наружная поверхность всех сухих отсеков (хвостовой отсек, переходные и соединительные отсеки) и обтекатели бортовой кабельной сети вместо теплозащитного покрытия "авкоут" имеют пробковое покрытие. Это позволило уменьшить пассивную массу ракеты еще примерно на 45 кг;
• на ракете установлена новая ГЧ – Mk-11, конструктивно аналогичная ГЧ Mk-5, но более тяжелая и имевшая ядерный боезаряд большей мощности.

Межконтинентальные баллистические ракеты "Минитмен-1" организационно объединялись в крылья, каждое из которых состояло из 3...4 эскадрилий и базы материально-технического обеспечения, осуществлявшей ремонт и техническое обслуживание крыла. Каждая эскадрилья включала 5 боевых отрядов. Отряд имел на вооружении 10 ракет. Таким образом, эскадрилья имела 50 ракет, крыло – 150...200.

Боевая позиция представляла собой комплекс технических систем наземного оборудования и сооружений, обеспечивающих размещение, защиту, охрану, поддержание боевой готовности и пуск ракет.

Основными элементами боевой позиции были 10 шахтных пусковых установок с ракетами и пункт управления. Шахты располагались на расстоянии 5...10 км от пункта управления.

ШПУ ракеты "Минитмен-1" конструктивно состояла из оголовка с аппаратурой, вертикального шахтного ствола и крыши защитного устройства. Глубина шахты была равной 24,5 м, ее внутренний диаметр 3,65 м.

Шахтный ствол представлял собой стальной цилиндрический стакан, нижним торцом приваренный к стальной плите, а с наружной стороны облицованный бетоном. Внутри шахтного ствола имелась система амортизации для ракеты.

Оголовок монтировался из железобетона. Внутри оголовка наряду с проверочно-пусковым и вспомогательным оборудованием на уровне приборного отсека ракеты размещалась площадка обслуживания, с которой через люк в стакане производилось предварительное наведение ракеты по азимуту.

В верхней части оголовка на уровне земли устанавливалась крыша защитного устройства сдвижного типа. Открытие крыши осуществлялось о помощью пневмосистемы. Приводом для открытия крыши являлся пороховой аккумулятор давления. Для открытия крыши в боевом режиме требовалось 3 с.

Принятые конструктивные решения позволили обеспечить степень защиты ракеты в ШПУ Δ P_Ф = 2 МПа.

Для старта ракеты, как и у поступавшей примерно в те же сроки на вооружение МБР "Титан-2", была выбрана газодинамическая схема.

Следует отметить, что размеры пусковых установок делались заведомо большими, чем габариты ракеты "Минитмен-1A". Этим обеспечивалась возможность установки в те же шахты ракет значительно, больших размеров.

Выбор способа базирования ракет "Минитмен" был одной из важнейших проблем при создании комплекса. Малые габаритно-весовые характеристики ракет позволяли использовать практически любой из известных вариантов базирования, тем более, что система международных соглашений, ограничивающих сферы распространения ядерного оружия, а следовательно, возможные способы базирования, была сформирована несколько позднее. Так, рассматривались варианты размещения ракеты на железнодорожных пусковых установках, в самолетах типа Boeing, на дирижаблях и др. Однако в итоге предпочтение было отдано традиционному стационарному способу, базирования в ШПУ.

Межконтинентальная баллистическая ракета "Минитмен-2"

В 1965 году на вооружение ВВС США стала поступать новая модификация ракет класса "Минитмен" – МБР "Минитмен-2". Эта ракета на долгие годы стала основой наземного элемента стратегической триады США. С 1965 по 1969 год было развернуто 500 ракет "Минитмен-2". В октябре 1991 г. в связи с относительно низким (в сравнении с МБР "МХ" и "Минитмен-3") показателем "стоимость-эффективность" все оставшиеся 450 ракет "Минитмен-2" были сняты с боевого дежурства. Достичь такого длительного срока эксплуатации ракетной системы удалось за счет реализации целого ряда программ модернизации, главной целью которых было продление сроков эксплуатации путем повышения надежности, безопасности и эксплуатационных характеристик изделий. Кроме того, были реализованы мероприятия, позволившие увеличить боевые возможности комплекса с МБР "Минитмен-2". В частности, была повышена живучесть ракеты в ШПУ за счет упрочнения шахт и создания новой системы амортизации, модернизирована система управления ракеты и т.д.

Ракета "Минитмен-2" представляет собой трехступенчатую твердотопливную ракету с последовательным соединением ступеней и моноблочной головной частью с ядерным боезарядом. Все три ступени разных калибров. Общий вид ракеты представлен на рис. 3.1.

При создании МБР "Минитмен-2" главное внимание уделялось улучшению характеристик, определяющих ее боевую эффективность.

		головная часть; переходной отсек; приборный отсек; маршевый РДТТ III ступени; соединительный отсек III ступени; маршевый РДТТ II ступени; соединительный отсек II ступени; маршевый РДТТ I ступени; хвостовой отсек I ступени.
Рис. 3.11. Межконтинентальная баллистическая ракета "Минитмен-2"

Приведенные параметры показывают, что по отношению к ракетам "Минитмен-1A" и "Минитмен-1B" увеличились и дальность стрельбы, и мощность ядерного боезаряда и, что особенно важно, точность стрельбы.

Причем решение этой задачи осуществлялось с максимальным использованием узлов и систем предыдущих ракет "Минитмен-1". Совершенно новыми были только двигатель второй ступени, система управления и головная часть ракеты.

Основные характеристики ракеты:

Первая ступень МБР "Минитмен-2" представляет собой первую ступень МБР "Минитмен-1" и состоит из маршевого РДТТ фирмы Thiokol и хвостового отсека.

Корпус двигателя изготовлялся из высокопрочной стали Д6-ЛС. Верхнее днище приваривается к обечайке, сопловое днище соединяется с обечайкой с помощью конического резьбового соединения. Двигатель имеет тягу у Земли около 800 кН, а в пустоте – около 900 кН. Двигатель оснащен четырьмя поворотными соплами. Заряд твердого топлива, в состав которого входят сополимер бутадиена и акриловой кислоты, перхлорат аммония, порошкообразный алюминий и эпоксидная смола, изготавливается скрепленным с корпусом РДТТ.

Хвостовой отсек имеет форму усеченного конуса.

Управление вектором тяги в процессе работы двигателя первой ступени осуществляется за счет отклонения поворотных сопел специальным гидроприводом.

Вторая ступень по своей конструкции аналогична второй ступени МБР "Минитмен-1B" и включает маршевый РДТТ и соединительный отсек.

Соединительный отсек выполнен из алюминиевого сплава, снабжен стальным силовым набором и имеет форму усеченного конуса. Внешняя поверхность отсека покрыта теплозащитой из легкого пробкового материала.

На второй ступени ракеты "Минитмен-2" установлен новый маршевый двигатель, разработанный фирмой Aerojet-General и имеющий большие размеры и повышенную энергетику по сравнению с РДТТ МБР "Минитмен-1B".

Корпус РДТТ изготовлен из отдельных секций титанового сплава и имеет внешний диаметр 1,39 м. Стоимость таких корпусов примерно на 50% выше стоимости стальных. Однако корпус из титанового сплава не требует термической обработки зоны сварки, не подвергается коррозии и позволяет снизить примерно на 45% вес конструкции по сравнению с аналогичной из стали.

На переднем днище корпуса РДТТ смонтированы воспламенитель и узел аварийного выключения двигателя.

На внешнюю поверхность, цилиндрической части корпуса нанесено теплозащитное покрытие переменной толщины. Внутренняя защита корпуса двигателя от воздействия продуктов сгорания осуществляется нанесением теплозащитного покрытия на основе каучука.

Двигатель второй ступени имеет одно центрально расположенное неподвижное сопло, которое болтовым соединением крепится к фланцу заднего днища корпуса РДТТ.

Управление вектором тяги на участке полета второй ступени по тангажу и рысканию осуществляется за счет впрыскивания жидкого фреона в закритическую часть сопла через четыре группы отверстий, расположенных в плоскостях стабилизации ракеты. Фреон хранится в тороидальном баке, размещенном на сопловом блоке двигателя. Для подачи фреона применяется вытеснительная система, использующая специальный пороховой аккумулятор давления. Расход фреона регулируется двумя блоками управления.

Управление по крену при работе двигателя второй ступени осуществляется с помощью автономной газогенераторной системы с четырьмя неподвижными управляющими соплами, закрепленной на сопловом блоке и закрытой теплозащитным кожухом. Рабочее тело (газ) вырабатывается пороховым аккумулятором давления. Таким образом, в составе органов управления вектором тяги двигательной установки второй ступени имеются два автономных пороховых аккумулятора давления.

РДТТ второй ступени имеет скрепленный с корпусом заряд смесевого твердого топлива, состоящего из перхлората аммония (окислитель), полибутадиена с конечной карбоксильной группой (горючее-связка) и порошкообразного алюминия.

Масса топлива  по сравнению с двигателем второй ступени МБР "Минитмен-1B" была увеличена примерно на 30% и составила 6300 кг.

Третья ступень ракеты "Минитмен-2" практически аналогична третьей ступени ракеты "Минитмен-1". Она включает маршевый РДТТ, переходной, приборный и соединительный отсеки.

Приборный отсек, размещенный между двигателем третьей ступени и соединительным отсеком, имеет форму усеченного конуса. Оболочка отсека выполнена из алюминиевого сплава и подкреплена силовым набором. На внешнюю поверхность приборного отсека нанесено теплозащитное покрытие. Внутри отсека размещен герметичный теплоизолированный контейнер, в котором находится аппаратура системы управления.

Переходной отсек имеет цилиндрическую форму, подкреплен продольным силовым набором и изготовлен из бериллия.

Соединительный отсек имеет форму усеченного конуса и представляет собой подкреплённую оболочку, обшивка которой выполнена из алюминиевого сплава, а силовой набор – из стали.

Двигатель третьей ступени заимствован у ракеты "Минитмен-1". Корпус двигателя, включающий цилиндрическую обечайку диаметром 0,97 м, эллиптические переднее и заднее днища, изготовлен из стеклопластика "спираллой". Цилиндрическая обечайка корпуса имеет переменную толщину, увеличивающуюся по направлению к заднему днищу. На внутреннюю поверхность корпуса нанесено теплозащитное покрытие на основе каучука.

Двигательная установка третьей ступени имеет четыре поворотных сопла, которые крепятся с помощью болтового соединения к фланцам на заднем днище РДТТ. Отклонение поворотных сопел осуществляется с помощью гидропривода, состоящего из блока управления (насос с электродвигателем и гидроаккумулятор) и гидротолкателей, являющихся исполнительными органами.

РДТТ третьей ступени ракеты "Минитмен-2" имеет скрепленный с корпусом заряд двухосновного твердого топлива, в состав которого входят: нитроцеллюлоза, нитроглицерин, перхлорат аммония, алюминиевый порошок, триацетин и нитродифениламин.

Управление полетом ракеты на участке работы третьей ступени осуществляется за счет отклонения поворотных сопел.

На переднем днище двигателя кроме воспламенителя имеются четыре сопла отсечки тяги, позволяющие выключать РДТТ по команде системы управления ракеты (в отличие от двигателей нижних ступеней, работающих до полного выгорания топлива).

Основные характеристики двигателей ракеты "Минитмен-2" приведены в таблице 3.4.

Разделение ступеней и отделение головной части ракеты производится "холодным" способом за счет торможения отделяемой ступени: специальными РДТТ – при разделении ступеней; газами, истекающими через сопла противотяги – при отделении головной части.

Применение на второй ступени ракеты нового двигателя, имеющего больший запас топлива и улучшенные энергетические характеристики, позволило увеличить как массу головной части, так и дальность ее полета.

Таблица 3. 4

Характеристики РДТТ МБР "Минитмен-2"

Первоначально МБР "Минитмен-2" оснащалась моноблочными головными частями типа Mk11A. Корпус головной части имел цилиндрическую форму. Его общая длина 2,34 м. Конструктивно корпус состоял из носового конуса, цилиндрической части и конического стабилизатора. Корпус головной части был выполнен из алюминиевого сплава и имел теплозащитное покрытие, в качестве которого использовалось рефразил-стекловолокно, пропитанное фенольной смолой. Носовой конус имел ярко выраженную заостренную форму, что значительно уменьшало радиолокационное сечение и, следовательно, повышало вероятность преодоления ПРО противника. С этой же целью в состав головной части Mk-11A, помимо боевого блока, были включены средства преодоления ПРО, в качестве которых использовались дипольные отражатели и радиолокационные ложные цели.

Позже, в течение нескольких лет, производилась замена головных частей Mk-11A на более совершенные моноблочные головные части Mk-11B и Mk-11C. По имеющимся в печати данным в настоящее время ракеты "Минитмен-2" несут боевое дежурство как с головными частями Mk-11B, так и с головными частями Mk-11C.

МБР ^иМинитмен-2" оснащена автономной инерциальной системой управления фирмы Autonetics. Она включает гиростабилизированную платформу, БЦВМ, усилительно-преобразующую аппаратуру, исполнительные органы и источники питания. Общий вес системы управления 123 кг. Она работает в "горячем" режиме. За счет этого техническая готовность ракеты к пуску составляет 30 с.

Система управления позволяет дистанционно перенацелить ракету на одну из восьми плановых целей, информация которых заранее рассчитана и введена в систему управления, без увеличения времени пуска. Для переприцеливания по неплановым целям требуется 16...24 ч.

Следует отметить, что после принятия ракеты ^мМинитмен-2" на вооружение в ее системе управления был выявлен ряд дефектов, главной причиной которых было низкое качество изготовления ее элементов. Это привело к тому, что в 1967 г. около 40% ракет было снято с боевого дежурства. После проведения доработок системы управления надежность ракеты, по оценкам американских специалистов, была доведена до уровня 0,9, что для того времени являлось вполне удовлетворительным показателем.

Выбор способа базирования для МБР "Минитмен-2" не представлял серьезных затруднений. Она была размещена в тех же шахтных пусковых установках, что и ракета "Минитмен-1", поскольку габариты шахты позволяли это сделать. Однако вследствие реализованных к моменту постановки ракеты "Минитмен-2" на боевое дежурство программ модернизации, о которых уже говорилось выше, степень защиты ракеты в ШПУ оценивается величиной 7 МПа.

Сравнительные оценки боевых возможностей ракет "Минитмен-1" и "Минитмен-2" приводятся в таблице 3.5. Здесь даны значения площади крупноразмерных малозащищенных ΔP_Ф=0,03 МПа объектов S_Ц, поражаемых одной ракетой, и число боевых блоков N_бб, соответствующего класса, требуемое для поражения одной малоразмерной высокозащищенной цели ΔP_Ф=10 МПа с вероятностью 0,9.

Таблица 3.5

Боевые возможности МБР "Минитмен"

Приведенные данные показывают как значительно изменились боевые возможности ракеты "Минитмен" в процессе ее модернизации. Кроме того, сравнение основных ТТХ ракет показывает, что и коэффициент энергомассового совершенства был увеличен с 0,015 ("Минитмен-1A") до 0,024 ("Минитмен-2"). Вместе с тем все три первых варианта ракеты (особенно "Минитмен-1A" и "Минитмен-1B") являлись образцами вооружения, способными эффективно поражать только малозащищенные крупноразмерные цели. Точность стрельбы ракет была недостаточной для надежного поражения высокозащищенных малоразмерных целей.