Техника и вооружение 2005 04

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 %.

Топливная смесь заливалась в корпус (камеру сгорания) из смесителя непрерывного действия и затем отверждалась. Образовавшиеся шашки имели каналы звездообразной формы с шестью гранями, с постоянной поверхностью горения для обеспечения тяги постоянной величины. Для дефектоскопии топливных зарядов РДТТ ракеты «Поларис А-1» использовалась радиографическая рентгеновская установка, разработанная фирмой «Аэроджет Дженерал» совместно с научно-исследовательскими организациями ВМС. Плотность прилегания топливного заряда к стенкам корпуса двигателя проверялась при помощи ультразвуковой установки. Затем устанавливались сопла и воспламеняющие устройства. Специально для этой ракеты фирма «Конвейр» разработала наружное покрытие корпуса, снижавшее силу аэрогидродинамического трения на 90 %. Собранный РДТТ подвергался окончательной проверке.

Двигатель первой ступени AJP-1F весом 9,98 т развивал тягу 45 т (на уровне моря), при этом заряд топлива был выполнен в виде шашки длиной 2,66 м и диаметром 1,35 м. Он имел четыре сопла с шарнирно укрепленными дефлекторами для управления полетом. Температура в камере сгорания двигателя первой ступени достигала 2700 °C. Давление в камере сгорания составляло 70 кг/см 2, время работы двигателя — 54 с. Двигатель включался электромеханическим приспособлением и мощным запалом, при этом хвостовые крышки сопл, предохраняющие двигатель от попадания воды при подводном ходе ракеты, выталкиваются давлением рабочих газов, выделяющихся в момент включения двигателя. Система включения РДТТ первой ступени блокироваласьтаким образом, что воспламенитель заряда срабатывал только после осуществления всех операций, предшествующих запуску, а ракета достигала расчетной скорости в заданный момент.

Двигатель второй ступени AJP-2F имел тягу 9 т и работал на полиуретане в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты. Давление в камере» сгорания двигателя достигало 35 кгс/кг, время работы двигателя — 70 с. Двигатель второй ступени, разрабатывавшийся совместно фирмами «Аэроджет Дженерал» и «Тиокол», имел топливный заряд диаметром 1,35 м и длиной 1,2 м. РДТТ второй ступени, так же, как и двигатель первой ступени, снабжался четырьмя соплами.

Двигатели соединялись посредством переходного отсека, а к передней части РДТТ второй ступени пристыковывался конический переходник. На заводе фирмы «Локхид» предварительная сборка производилась с использованием макетов двигателей, система наведения устанавливалась в коническом переходном отсеке между второй ступенью и головной частью, а затем ракета проходила проверку. Собранная БР доставлялась на транспортере с завода на базу.

В 1960 г. фирма «Лайон» получила контракт на постройку корпусов РДТТ второй ступени ракеты «Поларис А-1». Она предложила изготавливать корпус камеры и заднее днище как единое целое методом глубокой вытяжки, что позволило обойтись без сварки и механической обработки.

Большую проблему вызвал поиск материалов для сопл РДТТ. особенно в критической их части, способных функционировать без дополнительного охлаждения в течение заданного времени без чрезмерной эрозии и изменения геометрических размеров. В 1960 г. сопла двигателя второй ступени ракеты изготавливались частично из пластмассы с вкладышем из огнеупорного материала в критическом сечении. По сравнению с цельнометаллическими соплами это дало 30 %-ный выигрыш в весе.

Поскольку полет баллистических ракет на активном участке траектории происходил только за счет тяги двигателя, то управление их полетом производилось изменением вектора тяги по величине и направлению. На ракете «Поларис А-1» были применены кольцевые поворотные дефлекторы (джетевейторы), перемещением которых создавалась асимметрия истечения газовой струи из реактивного сопла и, как следствие, соответствующее изменение составляющей реактивной силы, а значит, и изменение положения ракеты в пространстве. Однако отмечалось, что это устройство несколько снижает удельную тягу.

Согласно расчетам, скорость ракеты на подводном участке траектории оказалась настолько велика, что морская вода не могла проникать в сопла. Однако для большей надежности в критическом сечении каждого сопла двигателя первой ступени помещалось графитовое уплотнение, а в закритической части сопла — заглушка из пенопласта, имевшая клапан, стравливающий избыточное давление наддува. При запуске двигателя заглушка выбрасывалась из сопла.