Разработка
Titan I была второй МБР, принятой на вооружение в США. Это была первая американская двухступенчатая МБР, и самая большая среди ракет первого поколения. В 1954 году американские военно-воздушные силы начали прорабатывать альтернативные варианты двигателей, головных частей и системы управления для ракеты Atlas. Позже они послужили основой для ракеты Titan I.
В это время многие ученые и политики критиковали наличие только одной программы по разработке МБР. По их мнению, конкуренция могла бы привести к снижению стоимости ракет и повышению их характеристик и качества сборки. Эти аргументы плюс продолжающееся быстрыми темпами развертывание советских МБР и БРСД привели в итоге к заключению контракта 27 октября 1955 года с компанией Glen L Martin Company на разработку ракеты SM-68 Titan. Взяв за отправную точку альтернативные компоненты для Atlas, разработчики выбрали двухступенчатую схему с полумонококком, которая была тяжелее Atlas, но не требовала создания внутреннего давления для поддержания целостности корпуса. Большая прочность позволила увеличить стартовое ускорение и применить более тяжелую боевую часть. Однако для достижения заданной дальности ракету пришлось делать многоступенчатой, что затянуло ее разработку.
Первые два года программа Titan продвигалась достаточно медленно, так как американские ВВС изначально планировали развернуть только ракеты Atlas (Titan предполагалось развертывать только в случае значительных задержек в разработке Atlas). Однако после запуска в СССР 4 октября 1957 года первого искусственного спутника Земли все очень быстро изменилось. Уже 5 октября министр обороны одобрил новую программу, согласно которой к концу 1962 года должно было быть развернуто по 4 эскадрильи ракет Atlas и Titan I. Это был первый американский план развертывания МБР, одобренный на всех уровнях.
Даже после принятия новой программы Titan I находилась на вторых ролях по отношению к программе Atlas. Поэтому, когда для программы Atlas Е потребовалась инерцальная навигационная система, для нее была позаимствована система Bosch Arma от Titan, оставив фирму Martin только с радиокомандной системой, разрабатываемой компанией Remington Rand UNIVAC. В этом была и положительная сторона, так как хотя радиокомандная система была медленнее инерциальной, и уязвимой к помехам, но зато она обеспечивала лучшую точность.
Первый опытный экземпляр Titan I на стартовой площадке.
После доставки первой ракеты 17 июня 1958 года начались испытания Titan I. Первый пуск был произведен 20 декабря (первая ступень была рабочей, а вторая представляла собой макет, наполненный водой).
Далее последовали еще два пуска, и 4 мая на ракете А-6 осуществили успешное разделение ступеней. После этого начались испытания ракеты на полную дальность. Но начались и проблемы. Две ракеты, проходившие статические испытания, взорвались 15 мая и 3 июля. Затем, при первом пуске на полную дальность 14 августа 1959 года, ракета B-5 взорвалась на стартовой площадке. Четыре месяца спустя, в декабре, ракета С-2 взорвалась непосредственно над стартовой площадкой. В результате первый успешный пуск с отработкой обеих ступеней на дальность 3540 км был выполнен только 27 января 1960 года.
24 февраля 1960 года была достигнута дальность 8000 км. Этот успех был повторен 23 марта, 21 апреля, 13 и 27 мая. Два пуска, 8 марта и 8 апреля, были частично успешными из-за проблем со второй ступенью. Неполадки продолжались, и 1 июля, при первом пуске серийной ракеты Titan I, она разрушилась на высоте 90 м над стартовой площадкой. Второй пуск серийной ракеты также был неудачным, она упала в море, пролетев всего 128 км. Первый успешный пуск серийной ракеты на дальность 8000 км состоялся 10 августа, во время следующего, 24 октября, была достигнута дальность 9800 км. Однако 3 декабря, при первом пуске ракеты из шахты, она снова взорвалась.
Испытания Titan I продолжились в 1961 году, и 23 сентября был выполнен первый успешный пуск из шахты. 20 января 1962 года произвели первый пуск ракеты расчетом Стратегического Авиационного Командования. Последний испытательный пуск выполнили 29 января 1962 года.
19 мая 1961 года, в то время, как еще продолжались испытания, первые ракеты Titan I начали прибывать на авиабазу Lowry. 18 апреля 1962 года первая эскадрилья была объявлена боеготовой. В 20-х числах апреля эти ракеты были поставлены на боевое дежурство. Последующие эскадрильи вводились в строй в следующем порядке: 4 мая - авиабаза Lowry; 16 августа - авиабаза Mt Home; 1 сентября - авиабаза Beale; 26 сентября - авиабаза Ellsworth. Шестая и последняя эскадрилья на авиабазе Larson - 28 сентября. Все эскадрильи были объявлены боеготовыми 5 мая 1963 года.
Конструкция ракеты
Межконтинентальная баллистическая ракета "Titan-1" конструктивно представляла собой двухступенчатую ракету (см.схему) , ступени которой были соединены по продольной схеме. Топливные баки обеих ступеней ракеты имели несущую конструкцию и сваривались из панелей, изготовленных из специального, легкого и высокопрочного, алюминиевого сплава 2014 с примесью меди. При изготовлении панелей баков из этого сплава использовалось уникальное по тем временам формовочное оборудование и прессы. Полученные заготовки подвергались химическому фрезерованию, а сборка панелей проводилась электродуговой сваркой вольфрамовым электродом в инертном газе.
На первой ступени был установлен ракетный двигатель LR87-AJ-1, имевший две камеры сгорания из специальной стали с независимым питанием их компонентами топлива. В качестве горючего на обеих ступенях ракеты применялся специальный ракетный керосин RP-1, в качестве окислителя - жидкий кислород. Камеры сгорания были закреплены на специальной стальной раме. 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). ТНА включает насосы горючего и окислителя, редуктор и две сбалансированных турбины. 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. «холодной» схеме, т.е. при неработающей двигательной установке 2-й ступени. 2-я ступень уводилась от первой на расстояние до 4,5 м с помощью 2-х РДТТ малой тяги, которые также обеспечивали осадку топлива.
На второй ступени был установлен однокамерный ракетный двигатель LR91-AJ-1 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 3°. Управления по каналу крена на участке работы 2-й ступени производилось с помощью четырех специальных сопел, работавших на газогенераторном газе. Выключение силовой установки второй ступени производилось с помощью срабатывания специального датчика, регистрировавшего падение давления в камере сгорания маршевого двигателя, после чего системой управления вырабатывался сигнал на включение силовой установки точной коррекции траектории.
Силовая установка точной коррекции траектории представляла из себя два жидкостных двигателя, запуск которых производился одновременно для проведения финальных коррекций по высоте и скорости. После окончания их работы (время работы до 50 сек) производилось срабатывание пирозамков, удерживавших головную часть. Далее включался блок двигателей увода, а также срабатывал КСП ПРО. Блок двигателей увода представлял собой два твердотопливных двигателя, которые запускались последовательно. С их помощью ступень уводилась в сторону от ГЧ.
Ракета была оснащена моноблочной термоядерной головной частью, представлявшей из себя боевой блок Mk4 с теплозащитой абляционного типа и боевую часть W-38 мощностью 4,5 Мт. Для повышения вероятности преодоления ПРО вероятного противника ракета комплектовалась КСП ПРО, состоявшем из легких надувных ложных целей. Для периода начала 60-х годов такой КСП ПРО был довольно серьезным достижением. Радиоинерциальная система управления обеспечивала КВО не более 2,2 км.
Состав стартового комплекса и развертывание ракет
Развертывание Titan I производилось по схеме "3х3 dispersal pattern". При этом эскадрилья включала три ракетных комплекса, расположенных в 16 - 19 км друг от друга, каждый из которых состоял из трех ракетных шахт и центра управления. Шахты глубиной 48,77 м со сдвижными бетонными дверями общей массой 232 т обеспечивали полную защиту от обычного оружия и от ударной волны с избыточным давлением до 0,69 МПа. Все оборудование, необходимое для обслуживания и пуска ракет, а также помещения для обслуживающего персонала, располагались в бункерах на глубине 15 м, и соединялись с шахтами туннелями.
Всего в период с 1960 по 1962 год на боевом дежурстве было развернуто 54 ракеты (плюс ещё шесть запасных). в составе шести ракетных эскадрилий. Каждая эскадрилья включала три пусковых комплекса с тремя ракетами «Титан» каждый; таким образом, количество готовых к запуску ракет эскадрона составляло 9 единиц. Также каждая эскадрилья имела по одной резервной, неразвернутой ракете.
Следующие части были оснащены этими ракетами в период 1960—1965 года:
568-я стратегическая ракетная эскадрилья — авиабаза Ларсон, штат Вашингтон
569-я стратегическая ракетная эскадрилья — авиабаза Маунтан Хоум, штат Айдахо
724-я стратегическая ракетная эскадрилья — авиабаза Лоури, штат Колорадо
725-я стратегическая ракетная эскадрилья — авиабаза Лоури, штат Колорадо
850-я стратегическая ракетная эскадрилья — авиабаза Эллсуорт, штат Дакота
851-я стратегическая ракетная эскадрилья — авиабаза Бэйл, штат Калифорния
Служба
Хотя Titan I по техническим характеристикам и мощности превосходила Atlas, эта система все еще использовала жидкое топливо, и ракета не могла находиться в шахте в заправленном состоянии. Помимо сложностей с обслуживанием, оно снижало безопасность системы. 24 мая 1962 года утечка жидкого кислорода привела к взрыву ракетной шахты на авиабазе Beale (шахта была восстановлена и вновь введена в строй 9 марта 1963 года). Далее, 10 августа 1964 года при заправке ракеты в результате отказа произошел разлив топлива, а образовавшийся в результате внутри баков вакуум привел к их разрушению и взрыву ракеты. Поэтому после развертывания ракет Minuteman и Titan II посчитали нецелесообразным продолжение эксплуатации Titan I. Вывод ракет из боевого состава начался 24 мая 1963 года.
Изначально планировалось снять с вооружения Titan I к 1968 году, однако 26 мая 1964 года министр обороны приказал ускорить программу, чтобы процесс был завершен к июню 1965 года. Первая ракета была снята с боевого дежурства 4 января 1965 года, а уже 15 апреля последний Titan I был доставлен на авиабазу Norton для консервации.
Хотя время службы Titan I оказалось очень коротким - всего 4 года, она оказала большое влияние на развитие ракетной техники в США, став первой большой многоступенчатой ракетой. Технологии, отработанные на Titan I, использовались при разработке МБР Titan II и ракет-носителей Titan III и Saturn V.
Всего было изготовлено 155 ракет, из которых 70 были использованы в запусках (17 пусков были неудачными).
Восемьдесят три ракеты «Титан» были помещены на долговременное хранение. Обсуждался вопрос переделки их в космические ракеты-носители, но для этой цели «Атлас» подходил лучше. 33 ракеты были в итоге переданы различным учреждениям в качестве памятников, остальные 50 были демонтированы в 1972 году, в соответствии с договором ОСВ-I.
Тактико-технические характеристики
Дальность стрельбы 11300 км
Длина в сборе 29,9 м
Диаметр первой ступени 3,05 м
Длина первой ступени 16 м
Диаметр второй ступени 2,26 м
Длина второй ступени (без переходника для ГЧ и ГЧ) 9,8 м
Стартовая масса ракеты 105,2 т
Полная масса 1-й ступени 76,2 т
Полная масса 2-й ступени 27,2 т
Масса пустой 1-й ступени 4 т
Масса пустой 2-й ступени 1,73 т
Масса боевого оснащения (ГЧ+КСП ПРО) 1,8 т
Двигатели 1-й ступени: 2 ЖРД Aerojet LR-87
Горючее: керосин / жидкий кислород
Тяга 1-й ступени на уровне моря 1296 кН
Тяга 1-й ступени в вакууме 1468 кН
Удельный импульс 1-й ступени на уровне моря 256 с
Удельный импульс 1-й ступени в вакууме 290 с
Время работы 1-й ступени 138 с
Двигатели 2-й ступени: 1 ЖРД Aerojet LR-91
Горючее: керосин / жидкий кислород
Тяга 2-й ступени в вакууме 356 кН
Удельный импульс 2-й ступени в вакууме 308 с
Время работы 2-й ступени 225 с
Высота апогея траектории полета ГЧ 1300 км
БЧ: термоядерная W38 мощностью 3,75 Мт или W49 мощностью 1,45 Мт
Система наведения комбинированная, радиоинерциальная
КВО ГЧ 2,2 км
Источники
Комментариев нет:
Отправить комментарий