Техника и вооружение 2005 11

— существенно уменьшилась масса корпуса РДТТ второй ступени за счет применения стеклопластика на основе стекловолокна марки S-994 (эпоксидная смола, армированная стекловолокном) и изготовления методом продольной намотки;

— внедрение модифицированного двухосновного топлива в РДТТ второй ступени;

— использование четырех поворотных сопл на второй с тупени для управления вектором тяги вместо дефлекторов газовой струи, снижавших величину тяги;

— масса моноблочной головной части ракеты была уменьшена примерно на 40 кг.

В результате указанных изменений дальность стрельбы БРПЛ «Поларис А-2» увеличилась на 600 км.

Двигатель первой ступени А-2-Р ракеты «Поларис А-2» фирмы «Аэроджет Дженерал» был создан на основе смесевого топлива (полиуретан с присадками алюминия и перхлората аммония) с более высоким удельным импульсом, чем топливо ракеты «Поларис А-1». Охлаждение абляционное, пленочное. Температура в камере сгорания 2700 °C. Корпус изготовлялся из стали марки AMS-6434 плотностью 7,8 г/см 1 . Длина корпуса (без днищ) 3,4 м, с днищами — 4,521 м, толщина стенки 4,8 мм. Вес корпуса без теплоизоляции 773,8 кг. Масса снаряженного РДТТ составляла 9979 кг. РДТТ первой ступени, как и предшественник, имел четыре неподвижных сопла с поворотными дефлекторами (джетевейторами), обеспечивавшими создание управляющих усилий в полете.

На второй ступени был установлен двигатель Х-250-В-4 фирмы «Геркулес Паудер». Этот двигатель работал на двухосновном топливе (нитроцеллюлоза и нитроглицерин с присадками алюминия) с высоким удельным импульсом (температура в камере сгорания 3300 °C). Охлаждение пленочное. Корпус двигателя изготовлен из стеклопластика «спираллой» плотностью 2,1 г/см 3 . Длина корпуса (без днищ) 0,91 м, общая длина 2,14 м, толщина стенки 4,57 мм. Вес корпуса (без теплоизоляции) 173,3 кг. В связи с повышенными энергетическими характеристиками пришлось установить сопла с применением тугоплавких материалов.

Использование поворотных сопл на второй ступени позволило уменьшить вес системы и сократить потери тяги. Ось вращения сопла находилась под некоторым углом к его геометрической оси. При нейтральном положении сопла боковая составляющая тяги отсутствовала. при вращении сопла она появлялась. Поворотное сопло позволяло осуществлять управление вектором тяги с минимальными потерями тяги. При повороте противолежащих сопл в одном направлении обеспечивалось управление по тангажу или рысканию, при повороте их в противоположных направлениях — по крену.

При испытаниях двигателя Х-250-В-4 на заводе фирмы «Геркулес Паудер» в г. Бакусе (шт. Юта) испытательный стенд был оснащен системой датчиков и 12 скоростными кинокамерами (3000 кадров в секунду). Показания датчиков передавались в центр обработки данных по 240 каналам с пропускной способностью 20000 единиц информации в секунду.

Схема БРПЛ «Поларис А-2».

Схема работы поворотных сопл РДТТ второй ступени БРПЛ «Поларис А-2».

В приборном отсеке БРПЛ размещалась аппаратура бортовой системы управления (СУ) ракеты, а также высоковольтный блок запуска РДТТ второй ступени, обеспечивавший подключение воспламенителя двигателя, блок блокировки прохождения команд на задействование этого воспламенителя и другая аппаратура. Отсек также служил для соединения второй ступени ракеты с ее ГЧ. Для доступа к аппаратуре в корпусе приборного отсека имелся специальный люк, на крышке которого находилось оптическое «окно» для прицеливания БРПЛ в процессе предстартовой подготовки. Корпус отсека изготавливался из сплава магния и тория.

Система управления полетом на активном участке траектории ракеты «Поларис А-2» и наведения головной части на выбранную перед стартом цель, включая и навигационную корабельную систему SINS, значительных изменений не претерпела, хотя отдельные усовершенствования в нее внесли. Так, появилась дополнительная система контроля SLAG (Safe Launch Angl Gate), обеспечивавшая повышенную безопасность пуска ракет с борта корабля.

Эта аппаратура предназначалась для визуальной индикации углов крена корабля и определения относительной амплитуды бортовой качки при опасных параметрах качки подводной лодки. В целях самоконтроля все блоки аппаратуры SLAG дублировались. При подобной системе контроля неисправность хотя бы одного комплекта аппаратуры исключала возможность пуска ракеты до момента устранения дефекта.

Аппаратура контроля SLAG имела три выносных индикатора, которые размещались в боевом и в телеметрическом постах подводной лодки.

Ограничение возможности стрельбы при сильной качке осуществлялось специальной гировертикалью, вырабатывавшей опорный сигнал, относительно которого отсчитывались углы крена. Далее при помощи следящего привода эти углы крена преобразовывались в сигналы, которые не позволяли сработать системе пуска в тех случаях, когда углы крена корабля превышали допустимые. Опытными замерами было установлено, что данная аппаратура обеспечивала точность замера углов крена подводной лодки ±20' в диапазоне до 15°.

По утверждениям американских источников, испытания стрельбой ракет этой модификации показали сравнительно высокую точность. Так, во время одного из пусков, произведенного в 1962 г. с подводной лодки «Этен Аллен» из неизвестного положения на дистанцию 1400 км, головная часть ракеты «Поларис А-2» упала с отклонением 1,6 км по отношению к цели при заданной точности стрельбы (КВО) 1,2 км. По мнению американских специалистов, такая точность для ракет с зарядом 0,5 Мт являлась достаточной для поражения цели.