Авиация и космонавтика 2012 04 - Журнал Авиация и космонавтика (серия книг txt) 📗
Подобная система была громоздкой, не мобильной и легко выводилась из строя постановкой активных помех. Кроме того, она не могла одновременно управлять несколькими ракетами во время группового старта. Для боевой ракеты массового развертывания такая система не годилась.
Независимую от земли, чисто инерциальную систему, Янгель предложил делать Н.А. Пилюгину, который уже разработал подобную систему для ракеты Р-12, но под влиянием Королева Пилюгин отказался от этой работы. Тогда Янгелю пришлось организовывать новое КБ на базе лаборатории Московского НИИ прикладной механики в Харькове. 11 апреля 1959 г. постановлением Совета министров такое КБ под номером 692 было сформировано и его руководителем назначили Б.М. Коноплева. В дальнейшем Харьковское ОКБ-692 трансформировалось в известный «Хартрон».
Ракета «Титан II» в пусковой шахте
Головная часть ракеты «Титан II»
Двигатель первой ступени ракеты «Титан II»
Утечка ядовитого окислителя на шахте «Титан II»
Главный конструктор ОКБ-586 М. Г. Янгель
Все эти организационные вопросы занимали достаточно много времени, а сроки поджимали. По заданию правительства ракета Р-16 должна была выйти на этап летно-конструкторских испытаний летом 1961 г. На нее уже были выданы тактико-технические требования и присвоен индекс Главного ракетно-артиллерийского управления – 8К64. Ведущим конструктором изделия назначили В.В. Грачева и его группа трудилась не покладая рук.
Основным конструкционным материалом для ракеты стал алюминиево-магниевый сплав. Для придания корпусу большей прочности он изнутри подкреплялся стрингерами и шпангоутами.
Первая ступень ракеты (длина – 14,5 м, диаметр – 3 м) состояла из двух баков с цилиндрическими корпусами и полусферическими днищами. Боковые стенки баков одновременно являлись элементами конструкции корпуса (схема с несущими топливными баками). Сверху стоял бак с окислителем, а снизу – с горючим. Внутри корпуса, между баками, крепились сферические баллоны со сжатым воздухом, который поддавливал горючее в полете. Окислитель поддавливался набегающим потоком воздуха, поступающим через специальные воздухозаборники.
Двигатель первой ступени типа РД-218 имел три блока по две камеры сгорания в каждом. Тяга двигателя на земле – 246 т. Вес двигателя 1960 кг. Управление ракетой в полете осуществлялось при помощи четырехкамерного ЖРД с поворотными соплами и тягой на земле 29 т. Сопла рулевых двигателей выходили за общий диаметр ступени и прикрывались коробчатыми обтекателями. Подача топлива в двигатели обеспечивалась турбонасосными агрегатами, работающими на газе от сгорания основного топлива.
Вторая ступень (длина – 10,8 м, диаметр – 2,4 м) имела аналогичную конструкцию. На ней устанавливался двухкамерный двигатель РД- 219 с тягой 90 т, представляющий собой одну секцию от двигателя первой ступени. За счет такой унификации существенно снижалась стоимость ракеты. Рулевой четырехкамерный двигатель второй ступени создавал тягу в пустоте около 5 тонн.
Ступени ракеты соединялись при помощи конического переходника и скреплялись взрывными болтами. Разделение ступеней происходило за счет обратной тяги двух пороховых двигателей, спрятанных в обтекателях рулевых сопел первой ступени.
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.
