Авиация и космонавтика 2012 04

Головная часть конической формы, с закругленным концом, крепилась к коническому переходнику второй ступени и отделялась от нее за счет тяги двух твердотопливных тормозных двигателей. Они устанавливались на вторую ступень, в удлиненные обтекатели рулевых сопел. В головную часть могла монтироваться термоядерная боеголовка двух типов: легкая – 3 Мт (вес 1500 кг) и тяжелая – до 6 Мт (вес 2200 кг). Дальность стрельбы с легкой боеголовкой составляла 13000 км, а с тяжелой – 10500 км.

Основу системы управления полетом составляла гиростабилизированная платформа в карданном подвесе. Она выдавала в бортовые интеграторы информацию об угловых ускорениях, которая преобразовывалась в сигналы управления. Задачу управления дальностью решала отдельная система – автомат управления дальностью. Круговое вероятное отклонение (КВО) от точки прицеливания при стрельбе на максимальную дальность 13000 км должно было лежать в пределах от 3 до 10 км. Общий вес системы управления составлял 440 кг. Аппаратура на первой ступени весила около 150 кг, а на второй – 290 кг.

Американский «Титан» представлял собой цельнометаллическую двухступенчатую ракету. Корпуса ступеней имели монококовую конструкцию и изготавливались из согнутых в трубу панелей алюминиевого сплава. Внутри ступеней закреплялись полусферические перегородки, разделяющие корпус на баки для топлива и окислителя. Трубопроводы, оборудование и силовые рамы для двигателей крепились к стенкам болтами.

Диаметр первой ступени составлял 3 м, длина -16м. Диаметр второй – 2,45 м, длина – 9,8 м. Ступени соединялись между собой рядом продольных швеллерных профилей и до момента разделения скреплялись взрывными болтами.

Двигатель первой ступени LR-87 с двумя шарнирно закрепленными камерами сгорания разрабатывался фирмой «Аэроджет Дженерал». Тяга каждой камеры у земли составляла 68 тонн. Управление ракетой по тангажу и рысканью обеспечивалось отклонением камер сгорания, а управление по крену (вращение вокруг собственной оси ракеты) – выхлопной струей газогенератора турбонасоса. Первый серийный двигатель LR-87 был поставлен на испытания в ноябре 1957 г.

Двигатель второй ступени LR-91 имел одну шарнирно закрепленную камеру с большим коэффициентом расширения сопла, соответствующим условиям космического полета. Номинальной тяга двигателя в вакууме составляла 37 т. Управление полетом ступени обеспечивалось поворотом сопла и четырьмя рулевыми двигателями, работающими от газогенератора.

В качестве топлива для двигателей применялся керосин RP-1 и жидкий кислород, которые подавались в камеры сгорания при помощи турбонасосов.

Ракета должна была стартовать вертикально. Примерно через 20 с после отрыва от стартового стола она наклонялась в заданном направлении и летела так в течение 80 с. За это время она набирала скорость около 8500 км/ч. В заданное время срабатывал автоматический программный механизм, который выключал двигатель первой ступени и подрывал взрывные болты, скрепляющие ступени. В этот момент включались два маленьких твердотопливных ракетных двигателя, которые аккуратно отводили вторую ступень. Затем включался газогенератор, приводящий в действие турбонасос, и зажигание двигателя второй ступени. В момент, близкий к достижению максимальной скорости (29000 км/ч), двигатель второй ступени выключался, а газогенератор продолжал работать. Тяга рулевых двигателей реверсировалась, за счет чего происходило отделение головной части, которая продолжала самостоятельный полет к цели по баллистической траектории.

Головная часть «Титана», разработанная фирмой «Авко», имела форму полуэллипсоида, изготавливалась из нержавеющей стали и покрывалась слоем никеля. Ее стабилизация в полете обеспечивалась газовыми рулями, которые начинали работу на высоте 90000 м. Внутри ГЧ должно было стоять термоядерное устройство с мощностью 5 Мт.

Первая партия ракет оборудовалась инерциальной системой наведения с радиокоррекцией. Радиоуправление работало только на активном участке траектории. Затем, планировалось перейти на чисто инерциальную систему.

Двигатель первой ступени РД-218

Нижняя часть первой ступени ракеты Р-16. Видны сопла рулевого двигателя и штуцер заправки окислителя

Сопло рулевого двигателя второй ступени

Сборка ракеты Р-16

Установка ракеты Р-16 на пусковой стол

Макет наземной стартовой позиции ракеты Р-16

Но, несмотря но сильные конструктивные отличия от «Атласа», кислородно-керосиновый «Титан» имел те же недостатки: сложность заправки, обслуживания, немобильность, невозможность длительного хранения в заправленном состоянии и т.д. Ракета же Янгеля отличалась от них в корне. Топливная система Р-16 обеспечивала хранение ракеты в заправленном состоянии в течение 30 суток. Это достигалось благодаря тому, что конструкторы отделили систему питания двигателей от баков ракеты тонкими металлическими мембранами. Перед запуском двигателя мембраны прорывались специальными «ножами» с приводом от пиропатронов.

Мембранные узлы в сборе, с заряженными пиропатронами, устанавливались на фланцах трубопроводов в районе турбонасосных агрегатов. Пиропатроны должны были срабатывать в определенной последовательности, которая задавалась кулачковым программным токораспределителем. В конце своей работы этот же механизм запускал двигатели ракеты.

У данной схемы, конечно же, имелись и недостатки. После прорыва мембран топливо начинало разъедать прокладки на фланцах и ракета могла находиться на стартовой площадке не более суток. За это время ее надо было или запускать, или сливать топливо.

Эксплуатация показала, что во время срабатывания ножа возникал сильный удар в районе фланца, который, как правило, приводил к нарушению герметичности прокладки и протечке компонентов топлива. Во время испытания первых ракет представители КБ внимательно осматривали фланцы после прорыва мембран и пришли к выводу, что эти протечки (в основном это были небольшие капельные течи) не влияют на пожарную безопасность изделия и дальность полета. Ведь всего в ракету заливалось около 130 т топлива и окислителя, так что потеря даже нескольких литров ни на что повлиять не могла. Но вот попадание жидкостей на кожу, вдыхание паров протекающих компонентов могло привести к тяжелым отравлениям, отеку легких, серьезным заболеваниям и т.д., поэтому осмотр заправленной ракеты разрешили проводить только в средствах противохимической защиты (резиновый костюм, противогаз).