Titan II - это самая большая МБР, стоявшая на вооружении в США. Последняя жидкотопливная МБР, разработанная в США, в течение 20 лет обеспечивала возможность уничтожения самых защищенных целей.
В 1959 году компания Martin Marietta предложила Военно-Воздушным Силам усовершенствованный вариант Titan I. В этой модификации использовались инерциальная навигационная система и хранимые компоненты топлива, что позволяло поддерживать ее в постоянной готовности к пуску.
Хотя подобная ракета в то время уже разрабатывалась (твердотопливная Minuteman), полезная нагрузка предложенного варианта была столь большой, что в октябре 1959 года ВВС одобрили этот проект. Формальный контракт на разработку Titan II был подписан 20 июня 1960 года.
Большая схожесть с Titan I значительно ускорила разработку новой ракеты. 16 марта 1962 года состоялся ее первый успешный испытательный пуск, а уже 6 февраля 1963 года был произведен первый пуск боевым расчетом. Параллельно с разработкой ракеты осуществлялось проектирование шахтной пусковой установки. В отличие от Titan I, которая перед пуском поднималась на поверхность, Titan II запускался непосредственно из шахты. Для испытаний такой концепции первоначально использовались ракеты Titan I. После двух успешных пусков, 28 апреля 1963 года был осуществлен первый успешный запуск Titan II из ШПУ, и ракета была поставлена на боевое дежурство. В июне 1963 года достигла боеготовности первая эскадрилья Titan II на авиабазе Davis Monthan. В это время также шло развертывание Titan II на авиабазах Little Rock и McConnell. К концу 1963 года все подразделения были объявлены боеготовыми.
Развертывание Titan II производилось по схеме 1X9, когда эскадрилья состояла из девяти ракетных комплексов, находящихся на расстоянии 10 миль друг от друга. Каждый комплекс включал одну ШПУ с ракетой и подземный центр управления, соединенный с шахтой подземным туннелем. Для защиты от ядерного удара каждый комплекс был рассчитан на избыточное давление 2,07 МПа, то есть он мог выдержать взрыв мощностью 500 кт на расстоянии не менее 500 м.
27 мюня 1963 года обозначение Titan II как SM-68B было изменено на LGM-25C, где L обозначало шахтное базирование, G - класс "земля-земля", а М - ракета (missile).
Учитывая период, когда ракета и ее возможности, Титан II являлся хорошо продуманным оружием. При тестировании он достиг рекордной надежности 80%. Несколько модификаций, которые делались в процессе службы ракеты, были направлены на замену обоудования, которое становилось слишком дорогим в обслуживании или ремонте.
Главной модернизацией Titan II стала установка системы наведения с астрокоррекцией, первой испытание которой на Titan II состоялось 27 июня 1976 года.
Будучи более эффективным, чем Titan I, тем не менее Titan II требовал гораздо большего объема работ по обслуживанию в сравнении с Minuteman. Поскольку ракета была жидкотопливной, система подачи топлива требовала регулярных проверок. Так как топливо было агрессивным, топливные баки требовали регулярной сушки и продувки для обеспечения их герметичности. И наконец, так как компоненты топлива были очень токсичными и воспламенялись при сопрокосновении, все связанные с ними работы были опасными. Последний крупный инцидент с топливом произошел 19 сентября 1980 года, когда ракета Titan II взорвалась в шахте. При этом погиб один человек, а 21 получило ранения, ядерная боевая часть была отброшена на 200 м от шахты.
Именно последний инцидент стал основанием для администрации Рейгана основанием для снятия Titan с вооружения, хотя он не являлся самым крупным. 9 августа 1965 года 53 гражданских рабочих погибло во время пожара в ракетной шахте.
Хотя обслуживание Titan II было гораздо более затратным по сравнению с Minuteman, ВВС не могли в конце 70-х годов просто снять ее с вооружения. В 1970 году ракеты Titan II составляли 19% от совокупной мощности американских МБР в мегатоннах, однако последовавшее развертывание ракет Minuteman III с разделяющимися боеголовками увеличило долю Titan II до 29% мощности. Вывод их из боевого состава без всякой замены означало уменьшения мощи МБР практически на треть.
В 1979 году администрация Картера инициировала программу по оснащению МБР Minuteman III новой, более мощной боевой частью Mk-12ARV (340 кт). Хотя основной ее целью являлась возможность поражения хорошо защищенных целей, она также уменьшила долю Titan II в общей мощности американских МБР. Далее на него также оказывало влияние планировавшееся развертывание МБР Peacekeeper, которое должно было уменьшить долю Titan II до 3,5%.
В октябре 1981 года президент Рейган объявил о снятии Titan II с вооружения. Первая эскадрилья была снята с боевого дежурства 31 июля 1984 года.
Titan II была первой американской МБР, снятие с воороружения которой производилось в соответствии с условиями договора ОСВ. Ракета (и другое оборудование) выгружалась из шахты. Затем верхние 10 - 12 м шахты подрывались зарядом взрывчатки. После этого шахту оставляли в таком состоянии на 6 месяцев, чтобы советские разведывательные спутники могли заснять ее и убедиться в уничтожении шахты. Затем шахты могла быть засыпана.
С окончанием боевой службы МБР "Titan-2" отслужившим ракетам было найдено новое применение – в качестве конверсионной жидкостной РН. В 1986 году Министерство обороны выдало заказ о переоборудовании в РН 8 МБР из 54-х, имевшихся в наличии. В 1987 году был выдан заказ на переоборудование еще 6 МБР. РН получила название "Titan-2G" и применялась в основном для запуска военных спутников и спутников двойного назначения. Первый запуск РН с Западного ракетного полигона состоялся в сентябре 1988 года. Последний – в октябре 2003 года. Всего было выполнено 13 запусков (из них 2 неудачных, но причины неудач не были связаны с самой РН). От дальнейшей эксплуатации комплекса решено было отказаться, несмотря на наличие еще довольно существенного парка законсервированных МБР (около двух десятков). Основными причинами отказа были названы дороговизна переоборудования и проверки МБР, а также невысокая техническая надежность ряда систем, отмеченная в двух последних запусках (что связывалось с довольно приличным возрастом МБР, используемых в программе).
По опубликованным данным, в течении 1962 - 1967 годов была выпущена 131 ракета, из них 12 – в модифицированном варианте в качестве РН для программы пилотируемых полетов "Gemini".Кроме того, МБР "Titan-2" послужила основой при создании целого семейства американских тяжелых ракет-носителей ("Titan-3","Titan-3A","Titan-3B","Titan-3C","Titan-3D","Titan-3E","Titan-34B","Titan-34D", "Titan-4A","Titan-4B"), использование которого для запусков гражданской и военной полезной нагрузки окончательно прекратилось только в 2005 году. За более чем 41 с половиной год с 1962 по 2003 годы было совершено 106 запусков ракеты "Titan-2" в различных вариантах по различным программам, из которых неудачными в связи с проблемами самой ракеты было только 5.
Конструкция
Межконтинентальная баллистическая ракета "Titan-2" представляла собой двухступенчатую ракету, ступени которой были соединены по продольной схеме. Топливные баки обеих ступеней ракеты имели На первой ступени был установлен ракетный двигатель LR87-AJ-5, имевший две камеры сгорания из специальной стали с независимым питанием их компонентами топлива. В качестве горючего на обеих ступенях ракеты применялся «аэрозин-50» (смесь равных долей несимметричного диметилгидразина и монометилгидразина), в качестве окислителя - азотный тетраоксид. Охлаждение камер сгорания осуществлялось циркулировавшим горючим. Камеры сгорания были закреплены на специальной стальной раме таким образом, что их вектора тяги были отклонены на 2 угловых минуты в разные стороны от вертикали. Для управления ракетой по каналам тангажа и рыскания на участке работы 1-й ступени камеры сгорания могли отклоняться в своих подвесках на углы до 5°. Управления по каналу крена на участке работы 1-й ступени не производилось. Каждая камера сгорания оснащена независимым турбонасосным агрегатом (ТНА). Каждый ТНА включает насосы горючего и окислителя, редуктор и две сбалансированных турбины. Скорость вращения турбины достигала 23000 оборотов в минуту, для уменьшения гироскопического эффекта насосы имели противоположное направление вращения.
Для запуска ТНА перед зажиганием двигателя 1-й ступени срабатывал специальный твердотопливный двигатель - пиростартер (продолжительность работы 1с), раскручивавший турбины, после чего открывались клапаны окислителя и горючего. Этот процесс инициировался за 30 с до зажигания. Перед стартом баки первой ступени наддувались азотом, а в полете наддув осуществлялся с помощью специальной газогенераторной системы. Выключение двигателя первой ступени производилось с помощью срабатывания специального датчика, регистрировавшего падение давления в камерах сгорания, после чего системой управления вырабатывался сигнал на включение силовой установки второй ступени. Разделение ступеней производилось по т.н. «горячей газодинамической» схеме, т.е. при работающей двигательной установке 2-й ступени. Раскаленные газы удалялись из межступенного пространства через два набора специальных отверстий различного диаметра.
На второй ступени был установлен однокамерный ракетный двигатель LR91-AJ-5 на специальной стальной раме. Для управления ракетой по каналам тангажа и рыскания на участке работы 2-й ступени камера сгорания могла отклоняться в своей подвеске на угол до 4°. Управление по каналу крена на участке работы 2-й ступени производилось с помощью вращающегося сопла, питаемого от специального газогенератора. Для запуска ТНА перед зажиганием двигателя 2-й ступени срабатывал пиростартер (продолжительность работы 1с), раскручивавший турбины, после чего открывались клапаны окислителя и горючего. Почти вся расширяющаяся часть сопла двигателя LR91-AJ-5 являлась неохлаждаемой и была выполнена из стекловолокна с покрытием из асбеста. Уменьшение размеров охлаждаемой части камеры сгорания двигателя позволило упростить систему подачи топлива и обеспечить повышение надежности работы. Перед стартом баки второй ступени наддувались азотом, а в полете наддув бака горючего осуществлялся с помощью специальной газогенераторной системы. Наддув бака окислителя дополнительно к исходному азотному наддуву не осуществлялся. Выключение двигателя второй ступени производилось с помощью срабатывания специального датчика, регистрировавшего падение давления в камере сгорания, после чего системой управления вырабатывался сигнал на включение силовой установки точной коррекции траектории.
Силовая установка точной коррекции траектории представляла из себя два твердотопливных двигателя, запуск которых производился одновременно для проведения финальных коррекций по высоте и скорости. После окончания их работы производилось срабатывание пирозамков, удерживавших головную часть. Далее включался блок двигателей увода и ориентации, а также срабатывал КСП ПРО. Блок двигателей увода и ориентации представлял собой два твердотопливных двигателя, которые зажигались последовательно и работали по 3с каждый. С их помощью ступень уводилась в сторону от ГЧ и ориентировалась для того, чтобы с помощью двух специальных твердотопливных двигателей снижения, запускавшихся одновременно после окончания работы блока двигателей увода и ориентации и работавших также по 3с, быть направленной в плотные слои атмосферы.
Ракета была оснащена моноблочной термоядерной головной частью, представлявшей из себя боевой блок Mk6 с теплозащитой абляционного типа и боевую часть W-53 мощностью 9 Мт. Эта БЧ была самой мощной среди всех БЧ американских МБР. Для повышения вероятности преодоления ПРО вероятного противника ракета комплектовалась КСП ПРО, состоявшем из легких надувных ложных целей и дипольных отражателей. Для периода начала 60-х годов такой КСП ПРО был довольно серьезным достижением.
Инерциальная система управления фирмы "AC Spark Plug" обеспечивала КВО не более 1,6 км и была построена на базе бортовой вычислительной машины с быстродействием 6000 опер/сек. В качестве запоминающего устройства применили облегченный магнитный барабан емкостью 100 000 единиц информации, что позволяло хранить в памяти несколько полетных заданий для поражения различных целей. После получения команды с пункта управления пуском система управления ракеты обеспечивала автоматическое проведение предстартовой подготовки и пуск в течение 2-х минут (после проведения модернизационных мероприятий этот интервал уменьшился до полутора минут). При этом могло быть введено одно из трех возможных полетных заданий и одна из двух опций подрыва боезаряда – контактная или в воздухе. К началу второй половины 70-х годов все ракеты были оснащены новой инерциальной системой управления типа "Universal Space Guidance System" фирмы "Delco Carousel", обеспечивавшей КВО не более 1км и повышенную устойчивость к радиационному воздействию ЯВ. Эта система была изготовлена с помощью новой элементной базы на основе системы управления, разработанной той же фирмой для РН "Titan-3". Благодаря этой системе во второй половине 80-х годов, после снятия МБР с вооружения процесс конверсии боевой системы в ракету-носитель был выполнен очень быстро. Это позволило значительно сократить расходы на разработку, производство и обслуживание системы, а также сильно упростило во второй половине 80-х годов трансформацию МБР в РН ""Titan-2G". После модернизация масса системы управления снизилась с 162 до 57 кг.
Стартовый комплекс ракетного комплекса представлял из себя железобетонную ШПУ ОС, соединявшуюся туннелем длиной 76 метров с подземным КП. В средней части туннеля находилось объемное помещение прямоугольной формы, выполненное из железобетона. Это помещение играло серьезную роль – в нем находился главный вход в стартовый комплекс, лестница для спуска вниз длиной 11 метров, грузовой лифт. В туннель стартового комплекса можно было попасть, спустившись по лестнице, после чего нужно было пройти через т.н. "blast lock", т.е. двери из специальной стали, массой 2,7 тонн каждая. "Blast lock" включал в себя четыре двери, из которых могла одновременно открытой быть только одна, и выполнял роль защиты командного пункта (и ШПУ) от ударной волны ядерного взрыва, которая могла пройти через вход, также "blast lock" защищал КП от последствий взрыва ракеты в ШПУ, выдерживая избыточное давление во фронте ударной волны не менее 70 кгс/см2. Кроме того, в этом помещениях "blast lock" находились вспомогательные механизмы, хранились специальные защитные костюмы (в которых члены экипажа осматривали ракету), имелись душевые для обеззараживания костюмов и для персонала.
ШПУ ОС обладала повышенной устойчивостью к ПФЯВ и могла выдержать избыточное давление во фронте ударной волны не менее 21 кгс/см2. После проведения модернизационных мероприятий эта величина выросла примерно до 25 кгс/см2. Для первой половины 60-х годов это являлось серьезным результатом. Шахта имела глубину 45 метров и диаметр 17 метров, закрывалась специальной железобетонной крышей массой 650 тонн (позже была увеличена до 740 тонн), откатывавшейся по двум направляющим. Время открытия крыши ШПУ составляло 20 с и позже было уменьшено до 17. Поскольку ракета запускалась прямо из шахты по горячей газодинамической схеме с запуском двигателей первой ступени внутри шахты, оголовок шахты был оборудован дефлектором пламени, двумя газоходами и водяным баком для охлаждения ряда узлов и снижения уровня акустического воздействия на конструкцию. В шахте ракета устанавливается на поворотном кольце, укрепленном на нескольких амортизаторах. ШПУ ОС строились друг от друга на расстоянии от 11 до 16 км, что обеспечивало вполне достаточную выживаемость ракетных соединений в случае превентивного термоядерного удара
КП представлял из себя трехъярусную конструкцию диаметром около 11 метров, круглую в сечении по горизонтальной плоскости, выполненную из железобетона и имевшую полусферическую крышу. Все три яруса имели специальную амортизирующую систему, снижающую воздействие ПФЯВ (прежде всего, сейсмодинамическое смещение почвы и избыточное давление во фронте ударной волны). Система амортизации могла выдержать ударную нагрузку величиной не менее 7 кгс/см2. На первом сверху ярусе КП находилась кухня, душевая, помещения для отдыха и сна. На втором ярусе, куда можно было спуститься по металлической лестнице, находились пульты управления и ряд приборов и механизмов, в том числе пульты для запуска ракеты. Остальные механизмы и аварийный выход по вертикальной лестнице находились на третьем ярусе, куда также вела металлическая лестница.
В КП нес 24-х часовое дежурство экипаж из 4-х человек (из них два офицера):
MCCC (Missile Combat Crew Commander - командир боевого ракетного экипажа),
DMCCC (Deputy Missile Combat Crew Commander - заместитель командира боевого ракетного экипажа),
BMAT/ MSAT (Ballistic Missile Analyst Technician / Missile Systems Analyst Technician - системотехник баллистической ракеты/системотехник устройств ракеты)
MFT (Missile Facilities Technician - техник ракетных систем и оборудования).
Последние два специалиста раз в дежурство обязательно делали длительный обход основных систем и оборудования ракетного комплекса (включая и МБР), который занимал до 6 часов. Как правило, к одному стартовому комплексу было одновременно приписано не менее трех экипажей, каждый из которых имел буквенно-цифровое обозначение (например, S-138). Весь стартовый комплекс (включая наземные сооружения, антенны и пр.) занимал огороженную колючей проволокой под сигнализацией территорию размером 183х183 м. Кроме сигнализации меры безопасности включали прожекторы, детекторы движения и телевизионное наблюдение за наиболее ответственными местами стартового комплекса. Охрана осуществлялась также специальными полицейскими подразделениями ВВС. Офицеры экипажа имели личное оружие. Экипаж имел многократно дублированную радио-телетайпную и телефонную связь со всеми необходимыми структурами. За время нахождения комплекса на боевом дежурстве вероятность доведения сигнала на запуск за счет модернизации существующих и установки дополнительных систем связи значительно возросла.
Развертывание
В 1960-х—1980-х ракеты были развёрнуты в трёх позиционных районах: в Аризоне, Арканзасе и Канзасе (по 18 ракет). Ракеты состояли на вооружении трех стратегических ракетных крыльев — 308-го на авиабазе Литтл-Рок, штат Арканзас, 381-го на авиабазе МакКоннел, штат Канзас, и 309-го на авиабазе Дэвис-Монтейн в штате Аризона. Существовал также экспериментальный эскадрон на космодроме Вандерберг, имевший три пусковые шахты. Планировалось развертывание еще одного ракетного крыла на авиабазе Гриффинс в Нью-Йорке, но от этих планов отказались.
Количество боеготовых ракет по годам:
1963
|
56
|
1964
|
59
|
1965
|
59
|
1966
|
60
|
1967
|
63
|
1968
|
59
|
1969
|
60
|
1970
|
57
|
1971
|
58
|
1972
|
57
|
1973
|
57
|
1974
|
57
|
1975
|
57
|
1976
|
58
|
1977
|
57
|
1978
|
57
|
1979
|
57
|
1980
|
56
|
1981
|
56
|
1983
|
53
|
1984
|
43
|
1985
|
21
|
1986
|
9
|
Тактико-технические характеристики:
Дальность стрельбы - 15 000 км
Длина в сборе - 32,92 м
Диаметр - 3,05 м
Длина первой ступени - 22,28 м
Длина второй ступени - 7,86 м
Стартовая масса ракеты - 150,51 м
Полная масса 1-й ступени - 117,87 т
Полная масса 2-й ступени - 28,94 т
Масса пустой 1-й ступени - 6,74 т
Масса пустой 2-й ступени - 2,4 т
Масса боевого оснащения - 3,7 т
Тип топлива: жидкое (аэразин/тетраоксид азота)
Тяга 1-й ступени на уровне моря - 2 000 кН
Тяга 1-й ступени в вакууме - 2 172 кН
Удельный импульс 1-й ступени на уровне моря - 258 с
Удельный импульс 1-й ступени в вакууме - 296 с
Время работы 1-й ступени - 139 с
Тяга 2-й ступени в вакууме - 445 с
Удельный импульс 2-й ступени на уровне моря - 316 с
Время работы 2-й ступени - 180 с
Максимальная высота полета ГЧ - 1 380 км
Тип головной части моноблочная, термоядерная W53
Мощность ГЧ - 9 Мт
КВО ГЧ - 1,6 км (1,0 после оснащения новой ИНС)
Тип навигационной системы - инерциальная
Максимальная скорость полета - 29 000 км/ч
Источники:
- James N. Gibson. Nuclear Weapons of the United States: An Illustrated History.
Комментариев нет:
Отправить комментарий