Техника и вооружение 2006 05

Намотка производилась на оправку из отдельных секций, изготовленных из алюминиевого сплава. Чтобы при намотке не происходила деформация оправки под действием собственного веса, она устанавливалась в вертикальное положение верхним днищем вниз. Оправка покрывалась топким слоем гипса, на поверхность которого накладывались профилированные секции теплоизоляции, а на них наносилось специальное покрытие, после чего начиналась намотка во время которой оправка вращалась вокруг продольной оси Вначале стеклопластиковая ровница наматывалась с помощью машины вертикальной намотки, затем с помощью машины кольцевой намотки. Для регулирования ширины ровница пропускалась через систему валиков. Натяжение ровницы регулировалось с точностью до 0,27 кг, при этом применялись устройства на основе вихревых токов.

После намотки корпус помещался в вертикальную печь для отверждения где медленно вращался для обеспечения равномерного нагрева. После этой операции корпус оправки разбирался на отдельные секции и извлекался из корпуса РДТТ, затем разрушалось и извлекалось гипсовое покрытие и производилась очистка теплоизоляции.

Считается, что прочность корпуса из стеклопластика в четыре раза выше прочности стального корпуса. Применение стеклопластика, по расчетам специалистов, позволило снизить вес корпуса двигателя первой ступени ракеты до 327 кг. а стоимость его изготовления примерно на 66 %.

При проектировании двигателя первой ступени А-ЗР фирмы «Аэроджет Солид Пропалшн» ракеты «Пола — рис А-3» первоначально предполагалось применить новый вид топлива, разработанным на основе синтетического нитрополимера с теоретической температурой горения 3650"С при давлении 63 кг/см 2 . Однако оказалось, что материал сопл не выдерживал столь форсированного температурного режима, поэтому для первых образцов раке ты использовалось топливо с температурой горения 3200–3260'С. Рабочее давление в камере сгорания первой ступени принималось равным 60 атм. За счет нового топлива на основе полиуретана перхлората аммония (NH4 CIO4) и нитропластификатора. а также экономии веса конструкции двигателя удалось практически без изменения геометрических размеров заметно увеличить дальность стрельбы при одновременном увеличении забрасываемого веса полезной нагрузки.

Пластификатор, представляющий собой смесь двух нитроалифатических соединений (бис-2,2-динитронронилформаль и бис-2,2-дининтронропил-ацеталь), обеспечивал создание топливных зарядов с повышенной плотностью и увеличенной удильной тягой. Выбор этих нитроалифатических соединений объяснялся их стабильностью, простотой получения и безопасностью в обращении. Применение указанного пластификатора позволяло топливу отверждаться при комнатной температуре, при этом усадки топлива не происходило. Наоборот, заряд имел тенденцию к расширению, обеспечивая адгезию с теплоизоляцией на стенках корпуса двигателя. Для получения указанных соединений и изготовления из них 190 т. нитропластификатора использовалась установка непрерывного действия, созданная фирмой «Аэроджет Дженерал» в г. Сакраменто. Стоимость установки составила 4,6 млн. долл.

Компоновка БРПЛ «Поларис А-3».

Охлаждение — абляционное и пленочное. Однако максимальная дальность при этом оказалась менее требуемой — всего 4250 км. В дальнейшем после подбора для сопл более жаропрочного материала (вольфрама с включениями серебра), а также бронирования топливного заряда было найдено новое топливо, которое обеспечивало расчетную дальность полета ракеты 4600 км.

Маршевый РДТТ первой ступени (вес 10,886 т, длина 4,623 м, диаметр 1,372 м) имел четыре поворотных сопла. Способ управления вектором тяги за счет поворотных сопл прошел проверку на МБР «Минитмен», где себя полностью оправдал, так как позволил существенно увеличить к.п.д. двигателя. Серийное производство РДТТ первой ступени осуществлялось фирмой «Аэроджет Солид Пропалшн» на заводе в г. Сакраменто (шт. Калифорния).

Работа двигателя второй ступени Х-260-А-3 фирмы «Геркулес» ракеты «Поларис А-3» проходила в менее сложных условиях, чем двигателя первой ступени. даже несмотря на то, что температура газов в его камере сгорания была ниже всего лишь на 50–6 °C. В то же время давление в камере оказалось невысоким — 22 атм. Массу корпуса двигателя удалось снизить до 80 кг. Разработкой РДТТ второй ступени ракеты «Поларис А-3» занималась фирма «Геркулес» в Аллеганской баллистической лаборатории ВМС в г Камберленде (шт. Мэриленд).

РДТТ второй ступени (вес 4,309 т, длина 2.25 м диаметр 1,37 м) работал на смесевом топливе, состоящем из нитроглицерина и нитроцеллюлозы с присадкой порошкообразного алюминия и перхлората аммония (NН4CIO4). По техническим условиям удельный вес этого топлива 1,74-1,77 г/см3, а удельная тяга 243–249 с. Вес заряда топлива был больше на 680 кг, чем у РДТТ второй ступени «Поларис А-2, и составлял 1309.6 кг. Его длина 225,5 см, диаметр 137.2 см.

На ракетный двигатель второй ступени установили четыре неподвижных сопла, а управляющие усилия по тангажу и рысканию создавались за счет впрыска фреона в закритическую часть сопл через специальные отверстия в стенках. Запас фреона хранился в тороидальном баке, который столпился в заводских условиях. Примененная на второй ступени система управления вектором тяги двигателя показала себя намного эффективнее других известных подобных способов управления. Преимущества этой системы, по мнению американских специалистов, включались в большем управляющем моменте, меньшем времени срабатывания, более высокой надежности двигателя, улучшении его некоторых тяговых характеристик, возможности упрощения конструкции системы и сокращении расходов на ее изготовление… Производство РДТТ второй ступени осуществлялось на заводе фирмы «Геркулес» в г. Банусе (шт. Юта).

Таким образом, задача увеличения дальности действия ракеты «Поларис А-3» была достигнута благодаря применению следующих основных усовершенствовании:

— увеличения массы заряда топлива двигателя;

— применения нового, более теплотворного топлива с увеличенных» (не более чем на 15 %) удельным импульсом:

— снижения массы корпуса ракеты благодаря применению стеклопластиков;

— нового способа управления вектором тяги двигателя с помощью подвижных сопел вместо джетевейторов;

— уменьшения массы бортовой аппаратуры ракеты.

Значительные изменения внесли также и в систему управления полетом этой ракеты. Усовершенствованная инерциальная система управления обеспечивала управление полетом на активном участке траектории и выдачу команды на отделение боевых блоков.