книги / Проектная оценка параметров ракетного двигателя твердого топлива

ружений с учетом создания всей инфраструктуры базирования. Производилась оценка количества «выживших» боезарядов после ядерного удара противника. Полученная стоимость выжившего боезаряда была основным критерием оценки. От ВВС США, кроме МБР с развертыванием в шахте повышенной защищенности, поступил на рассмотрение вариант использования нового бомбардировщика Б-1.

ВМС США предложили систему стратегического вооружения

ULMS (Undersea Long-range Missile System). Основой системы были подводные лодки с новыми ракетами увеличенной дальности EXPO (EXpanded “POseidon”) – дальность ракеты позволяла выпускать весь боекомплект сразу после выхода из базы, и эта программа выиграла конкурс STRAT-X. Заместителем министра обороны США было одобрено решение координационного комитета ВМФ от 14 сентября 1971 г. по ULMS. На первом этапе в рамках программы EXPO создавалась ракета «Трайдент I С-4» увеличенной дальности в габаритах ракеты «Посейдон» и велась разработка новой ПЛАРБ типа «Огайо». А в рамках второго этапа ULMS II – создание ракеты больших габаритов «Трайдент II D5» с повышенной дальностью. Решением замминистра от 23 декабря 1971 г. в бюджет ВМС был заложен ускоренный график работ с планируемым развертыванием ракет в 1978 г.

Осознавая невозможность получения новой ПЛАРБ ранее конца 70-х гг., в ТТЗ на «Трайдент I С-4» наложили ограничения по габаритам. Она должна была вписаться в габариты ракеты «Посейдон». Это позволяло перевооружить новыми ракетами 31 ПЛАРБ типа «Лафайет». Каждая ПЛАРБ оснащалась 16 ракетами. Также с ракетами «Трайдент С-4» должны были ввести в строй 8 лодок нового поколения типа «Огайо» с 24 такими же ракетами. Из-за финансовых ограничений количество подлежащих переоборудованию ПЛАРБ типа «Лафайет» сократили до 12. Ими стали 6 лодок типа «Джеймс Мэдисон» и 6 типа «Бенджамин Франклин», а также не снятая с вооружения ssgn-619.

На втором этапе предполагалось построить еще 14 ПЛАРБ типа «Огайо» и вооружить все лодки этого проекта новой БРПЛ «Трайдент II-D5» с более высокими тактико-техническими характеристи-

81

ками. В связи с необходимостью сокращения ядерных вооружений согласно договору СНВ-2 с ракетами «Трайдент II-D5» было построено всего 10 лодок второй серии. А из 8 лодок первой серии были переоборудованы на новые ракеты только 4 ПЛАРБ.

В2008 г. на долю ракет «Трайдент» приходится 32 % развернутых ядерных боеголовок США. На 14 атомных субмаринах размещено 288 баллистических ракеты. Общее число боеголовок – 1728, из них 384 – по 455 кт. На сегодняшний день ПЛАРБ типов «Джеймс Мэдисон» и «Бенджамин Франклин» выведены из состава флота. А по состоянию на 2009 г. все 14, находящихся в строю ПЛАРБ типа «Огайо», оснащены «Трайдент II-D5». Ракета «Трайдент I С-4» снята с вооружения.

Врамках программы «быстрого глобального удара» ведутся разработки по оснащению ракет «Трайдент II» неядерными боевыми блоками. В качестве боевой части возможно использование или РГЧ

свольфрамовыми «стрелками», или моноблочной с массой ВВ до 2 т.

Сравнительные характеристики модификаций ракет «Трайдент»

82

MSBS

Баллистическая ракета подводных лодок MSBS М-1 (Фран-

ция) создавалась на базе двухступенчатой твердотопливной баллистической ракеты «Сапфир», которая разрабатывалась специально для отработки двигателей, системы управления, системы разделения ступеней, головных частей и других узлов баллистических ракет.

В 1964–1965 гг. были осуществлены запуски масштабных и натурных макетов MSBS со стационарной подводной установки, а в 1966 г. – запуски макетов с подводной лодки «Жимнот». В 1967 г. на полигоне Центра CEL, расположенном на Атлантическом побережье Франции, начались запуски экспериментальных образ-

цов ракеты MSBS М-1. Ракета MSBS M-1 создавалась с использованием узлов и агрегатов, предназначенных для ракеты «Сапфир», и тех же технологий, что и наземная БРСД S-2, за исключением второй ступени, разработанной специально. Ракета стартовой массой 18 т была выполнена по двухступенчатой схеме. Диаметр корпуса ракеты – постоянный, составлял 1,5 м; общая длина – 10,4 м. MSBS М-1 представляла собой аналог ракеты SSBS наземного базирования, но была более совершенна: имела меньшую длину и более мощную боеголовку.

MSBS М-1 состояла из первой ступени Р-10 (РДТТ 904 с топливным зарядом 10 т), соединительного отсека, второй ступени Р-4 (РДТТ «Рита» с топливным зарядом 4 т), переходного отсека (отсека системы наведения) и ядерной головной части конической формы. Первая ступень была заимствована от ракеты SSBS, а вторая ступень Р-4 создавалась заново. Корпус маршевого двигателя первой ступени (фирма SNECMA) был изготовлен из специальной стали. РДТТ

83

имели по четыре поворотных сопла (разработки SERP), отклонение которых осуществлялось гидравлической системой. РДТТ достигал тяги 45 т (выход на режим полной тяги 20 мс). Температура в камере сгорания 3500 °С. Гарантийный срок хранения РДТТ – несколько лет. Французское смесевое твердое топливо в ракетах MSBS было подобно топливу, применяемому в ракетах США. Оно называлось изоланом и состояло из перхлората аммония, алюминиевого порошка и полиуретанового связующего.

Корпус РДТТ второй ступени (объединение Nord Aviation) – стеклопластиковый из усовершенствованного стекловолокна марки Е с удельным весом 2 г/см3 и удельной прочностью, в 1,8 раз большей, чем у металлических материалов, используемых для изготовления корпусов ракетных двигателей. РДТТ снабжался одним жестко закрепленным соплом с графитовым вкладышем в критическом сечении. Закритическая часть сопла выполнялась из слоистого материала, армированного угольным волокном. Общий запас смесевого топлива обеспечивал полет на расстояния до 2600 км. РДТТ развивал тягу 18 т (в пустоте); продолжительность работы двигателя на режиме полной тяги составляла 55 с. Управление по тангажу и рысканию на участке работы РДТТ второй ступени обеспечивалось впрыском фреона в закритическую часть сопла. Фреон хранился в тороидальном баке. Система подачи фреона вытеснительная. Управление по крену на участке работы РДТТ второй ступени осуществлялось двумя небольшими РДТТ. Отсечка двигателя по достижении ракетой расчетной скорости проходила в течение 1 мс, для чего использовались 6 отверстий для реверса тяги, расположенные в верхнем днище.

Инерциальная система управления ракеты MSBS М-1 задействовалась на активном участке траектории и вырабатывала команду на отделение головной части. Ее характеристики позволяли достичь точности стрельбы (КВО) в пределах 2,3 км. В качестве исполнительных органов системы управления использовались поворотные сопла маршевых двигателей. В системе наведения ракеты использовались серийные образцы ЦВМ и инерционного измерительного блока на основе интегральных схем и микромодулей.

84

Ракета оснащалась моноблочной термоядерной головной частью мощностью 0,5 Мт. По мнению военных, этого было достаточно, чтобы наносить удары по крупным площадным целям (крупным административно-промышленным центрам).

SSBS-S2 (SSBS-S3)

SSBS-S2 (SSBS-S3) (Франция) – ракета стратегического назначения наземного базирования. К созданию ракеты приступили в 1963 г., и к 1971 г. был отработан вариант ракеты, получивший индекс SSBS-S2. В это же время была начата разработка модифицированного варианта ракеты SSBS-S3. Эта ракета была принята на вооружение в 1980 г. Обе ракеты относятся к типу двухступенчатых с моноблочной ядерной головной частью и автономной инерциальной системой управления.

В двигателях ракет применяется смесевое топливо, состоящее из перхлората аммония, полиуретана и алюминия. Корпуса двигателей обеих ступеней ракеты SSBS-S2 и первой ступени ракеты SSBS-S3 изготовлены из стали, второй ступени ракеты SSBS-S3 – из стеклопластика. На всех двигателях, кроме двигателя второй ступени ракеты SSBS-S3, поставлено по 4 качающихся сопла, на двигателе второй ступени ракеты SSBS-S3 – 1 сопло с обеспечением управления полетом ракеты вводом фреона.

Ракеты устанавливаются в шахтные пусковые установки, имевшие первоначально защищенность примерно в 2,1 МПа.

85

В дальнейшем защищенность предполагалось повысить. Общее число пусковых установок с ракетами SSBS-S3 составляет 18.

В зарубежной печати были сообщения о том, что во Франции ведется разработка новых ракет наземного базирования – в стационарном (взамен ракет SSBS-S3) и в мобильном вариантах. Эти ракеты должны иметь большую дальность полета боеголовок, лучшую точность попадания в цели и разделяющиеся головные части.

86

Приложение 2

Порядок работы в программе RBX

Программа RBX разработана на кафедре ракетно-космической техники и энергетических систем (РКТЭС) и предназначена для выбора основных проектных параметров многоступенчатой баллистической ракеты твердого топлива.

Рис. П.2.1. Окно для ввода исходных данных

В появившемся окне при помощи мышки и клавиатуры вводят все необходимые цифровые данные для расчета (в скобках даны обозначения, соответствующие обозначениям, приведенным в подразд. 1), а именно:

•дальность (Lзад), км;

•массу полезной нагрузки (mпн), кг;

87

•нагрузку на мидель (по аналогу), кгс/м2;

•коэффициент энерговооруженности по ступеням NU[1], NU[2], NU[3] (v01, v01, v03);

•число ступеней n;

•единичный стандартный импульс (Iед ст), с;

•PI стандартное (πст);

•коэффициент адиабаты (k);

•конечную скорость с графика (Vк зад), м/с;

•плотность конструкции ступеней, кг/м3 (ρтб);

•плотность приборного отсека, кг/м3 (ρпо);

•коэффициенты весового совершенства (α1, α2, α3);

•массу системы управления, кг (mсу);

•плотность боевой части, кг/м3 (ρгч);

•тип ГЧ (1 – коническая; 2 – эллиптическая).

Для сохранения введенных данных следует нажать клавишу F2 (сохранение ИД).

Для выполнения программы следует нажать клавишу F9 (выполнение). После выполнения программы появятся результаты расчета в двух окнах. Переход между окнами осуществляется использованием клавиш PgUp и PgDn.

В первом окне (рис. П.2.2) содержится числовая информация, введенная в исходных данных для расчета, а именно:

•конечная скорость с графика, м/с;

•дальность полета, км;

•масса полезной нагрузки, кг;

•нагрузка на мидель (по аналогу), кгс/м2;

•коэффициент энерговооруженности по ступеням NU[1], NU[2], NU[3];

•число ступеней;

•единичный стандартный импульс, с.

Ниже приводятся результаты расчета:

•единичный пустотный импульс (3 значения)*, с;

•конечная скорость (3 значения)*, м/с;

88