Техника и вооружение 2005 04

В 1957 г., после успешного запуска в СССР первого искусственного спутника Земли, появилось решение сократить сроки разработки системы «Поларис» и принять ее на вооружение раньше намеченного срока (1963 г.). Чтобы ускорить создание ракеты и не задерживать развитие атомного подводного флота заданные тактико-технические требования были снижены, в частности, дальность стрельбы ракеты стартовой массы 12.8 т уменьшили с 1500 до 1200 миль (2200 км). В связи с невысокой точностью (КВО составляло более I км) эти ракеты с одной ядерной боевой головкой с тротиловым эквивалентом 500 кт предназначались для нанесения ударов по крупным площадным целям — стратегическим объектам, расположенным на побережье и в ближайших районах территории вероятного противника. Так появилось «временное оружие» — первая модификация твердотопливной баллистической ракеты стратегической системы «Поларис» — «Поларис А-1» (UGM-27A).

Сравнительные схемы БР «Юпитер» (слева) и «Поларис».

Схемы РДТТ первой и второй ступеней.

«Поларис А-1» — двухступенчатая баллистическая ракета подводных лодок (БРПА) с последовательным расположением маршевых ступеней. Головной разработчик ракеты — фирма «Локхид». Первоначально планировалось, что эта ракета, разрабатываемая по заказу ВМФ. сможет запускаться с подводных лодок, палуб кораблей и, возможно, с наземных пусковых установок. Предполагалось создать вариант баллистической ракеты «Поларис», предназначенный для запуска с мобильных пусковых установок, базирование которых намечалось на территории стран-участниц НАТО. Однако позже известный конструктор ракет В. фон Браун, оценив возможности этой ракеты, заявил, что она не может использоваться с подобных установок, поскольку не рассчитана на ударные нагрузки и возможный широкий диапазон изменения темпера туры при эксплуатации в полевых условиях. При проектировании ракеты основное внимание уделялось повышению удельного импульса двигателей, а не температурной и ударной стойкости, поскольку на подводных лодках ракета должна храниться в контролируемых условиях.

Ракета состояла из твердотопливного двигателя первой ступени, соединительного отсека, твердотопливного двигателя второй ступени, переходного отсека и головной части.

РДТТ обеих ступеней БР «Поларис А-1» состоят из корпуса двигателя с передним и задним днищами (фактически — камеры сгорания), соплового блока из четырех неподвижных сопл, органов управления, воспламенителя и топливного заряда в камере сгорания.

Изготовление и снаряжение корпусов РДТТ первой и второй ступеней осуществлялось на заводе фирмы «Аэроджет Дженерал» в г. Сакраменто (шт. Калифорния). Для корпусов применялась ванадиевая низколегированная листовая сталь AMS-256, содержащая не более 0,015 % серы и фосфора, с пределом текучести 154 кг/мм 2 (по другим данным, листовая катаная сталь 6434). Корпус двигателя изготавливался путем сварки листов. Основной проблемой при таком способе являлось предотвращение деформации корпуса при сварке и термообработке. Поэтому после сварки корпуса РДТТ подвергались термической обработке и гидростатическим испытаниям. Предпринимались попытки изготовления корпусов методом центробежного литья. Несколько таких корпусов были применены на ракетах, прошедших летные испытания. Предполагалось также изготовление днищ (толщина 10±0,05 мм) корпусов методом взрывной штамповки.

В связи с тем что стенки камеры сгорания, представлявшие собой тонкостенную стальную цилиндрическую оболочку, не охлаждались, корпуса изнутри грунтовались и покрывались слоем теплоизоляции — специальным тефлоновым покрытием из материалов с малой теплопроводностью («бронирование»).

Существенным фактором, влияющим на создание РДТТ для баллистических ракет подводных лодок, явилась отработка процесса заливки крупных ракетных двигателей смесевым твердым топливом. Основная сложность заключалась в обеспечении равной плотности заданной конфигурации мощного топливного заряда, отвечающей установленным требованиям. В противном случае в топливе могли возникнут!* раковины. трещины и другие дефекты, которые привели бы к нерасчетным явлениям режима горения (взрывам). В качестве топлива использовали полиуретан с присадкой алюминия (горючее) и перхлорат аммония (окислитель). Присадка аммония применялась для увеличения стабильности горения топлива и повышения удельного импульса до 245–250 кгс/кг. За период разработки ракеты «Поларис А-1» с 1958 по 1960 г. удельный импульс топлива для ракеты был повышен на 15 %.