Поларис

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Polaris A-3

Поларис — UGM-27A «Polaris A-1» — твёрдотопливная баллистическая ракета, предназначенная для размещения на атомных подводных лодках (АПЛ).

Первоначально БРПЛ «Поларис» размещалась на АПЛ типа «Джордж Вашингтон». Начало испытаний сентябрь 1958 г. 20 июля 1960 года в США был произведен первый в мире пуск ракеты «Поларис А1» из-под воды с глубины 20 м с АПЛ «Джордж Вашингтон».

15 ноября 1960 года ракетная система «Polaris A-1» была принята на вооружение в США.

БРПЛ «Поларис-А1» состояла на вооружении всего пять лет до середины 60-х годов, а затем была сменена на модифицированные ракеты с лучшими ТТХ.

Содержание

1 Основные технические характеристики (ТТХ) «Polaris A-1»
2 Устройство и работа
3 Модификации
4 Аналог БРПЛ «Поларис» в СССР
5 См. также
6 Литература

[править] Основные технические характеристики (ТТХ) «Polaris A-1»

Число ступеней, шт − 2
Длина ракеты, м − 8.53 (8,68-8.69)
Диаметр ракеты, м − 1.37
Стартовый вес, т − 12.7 (13,09-13,66)
Давление в камере двигателя 1-й ступени, кг/см2 − 70
Давление в камере двигателя 2-й ступени., кг/см2 − 35
Тяга двигателя 1-й ступени, тс − 45
Тяга двигателя 2-й ступени, тс − 9(4)
Время работы двигателя 1-й ступени, с − 54
Температура горения в камере двигателя 1-й ступени, ° С — 2700
Время работы двигателя 2-й ступени, с − 70
Максимальная скорость полета ракеты, м/c − 3400 (около 10М)
Полезная нагрузка, кг − 326—350
Дальность полёта, км − 2220
Управление — инерциальное
Круговое вероятное отклонение (КВО), м − 1800 (900—1600)
Боевая часть моноблочная, отделяющаяся W-47 — мощностью 600Кт. (500) кт.

[править] Устройство и работа

«Поларис» имела две последовательно расположенные ступени, в каждой из которых располагался индивидуальный РДТТ. Корпуса ступеней изготовлялись из жароустойчивой нержавеющей ванадиевой стали марки АМЗ-256 с пределом текучести 160—170 кг/мм2. РДТТ первой ступени имел смесевое топливо на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана с алюминием, и присадками улучшающими стабильность скорости горения, формование и хранения заряда. Удельный импульс топлива первой ступени достигал 250 кг*сек/кг РДТТ первой ступени имел смесевое топливо на основе перхлората аммония в качестве окислителя и горючего полиуретана в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты. Этот двигатель имел тягу 4 т или по иным данным 9 т и возможность момента отсечки тяги для достижения различных дальностей полета. Двигатели первой и второй ступени имели 4 сопловых устройства каждый. Управление вектором тяги осуществлялось гидроприводом, управляющим кольцевыми дефлекторами каждого сопла. Такая система управления вектором тяги показала, что даже при отклонении ракеты от вертикали при ее запуске на 40 градусов ракета выпрямляется и выходит на заданную траекторию. Сопла ракеты в состоянии хранения предохраняют вышибные пробки, которые при запуске двигателей автоматически удаляются из сопел давлением газов в камере сгорания.

Ракеты при запуске первоначально выбрасывались на поверхность воды из пусковых шахт АПЛ сжатым воздухом, затем по мере перехода на модифицированные ракеты пневматическую систему заменили на парогазовую систему выброса ракеты на поверхность воды при запуске. Проходя толщу воды при подводном запуске ракета выходит на поверхность имея скорость 50 м/с. Включение РДТТ первой ступени производится при инерционном подъеме ракеты на высоту 10 м от воды. Примерно на высоте 20 км, первая ступень с выработанным топливом отделяется от ракеты при помощи пирозамков, после чего производится запуск РДТТ второй ступени, и ракета продолжает ускорение до выработки топлива (или отсечки тяги) второй ступени.

Бортовая аппаратура управления, разработанная совместно фирмами «Дженерал Электрик» и «Хьюз», размещена в приборном отсеке, расположенном в средней части корпуса. Аппаратура управления включает в себя гиростабилизированную платформу с акселерометрами, программный автомат управления полетом с цифровой счетно-управляющей машиной, блок вспомогательной электроаппаратуры, электронные блоки сервоусилителей и серводвигателей, источники бортового электро- и пневмопитания и другие агрегаты. Во время полета ракета не могла корректироваться на траектории, а следовала курсом, заранее определяемым системой навигационной привязки. Аппаратура наведения весит около 90 кг.

В БРПЛ «Поларис-А2» впервые в мире были применены первые средства преодоления противоракетной обороны^{[источник?]}. В СССР такие средства были применены только вслед за примером «Поларис-А2». В головной части БРПЛ были размещены активные средства преодоления противоракетной обороны (ПРО) и ловушки.

Запуск ракеты в подводном положении производится после выравнивания давления воздуха в ракетной шахте с забортным давлением воды путем открывания специальных клапанов заполнения шахты воздухом. На глубине 25 м это давление равно около 2,5 кгс/см2. После уравнивания давления открывается прочная крышка ракетной шахты но ракета остается в шахте не заполненной водой благодаря тонкой пластиковой второй крышке установленной над ракетой. При непосредственном старте под обтюртор шахты, на котором установлена ракета, подается сжатый воздух большого давления. Обтюратор начинает ускорять ракету, которая своей головной частью сбрасывает (выталкивает) пластиковую крышку и далее по инерции выходит в водное пространство а затем в атмосферу, где на заданной высоте производится включение РДТТ первой ступени.

[править] Модификации

ТТХ UGM-27B «Polaris A-2», 1962 год.

Число ступеней, шт − 2
Длина ракеты, м − 9.4
Диаметр ракеты, м − 1.37
Стартовый вес, т − 14,5
Максимальная скорость полета ракеты, м/c − 4000 (около 12М)
Дальность полёта, км − 2800 (2779)
Управление — инерциальное
Круговое вероятное отклонение (КВО), м − 900
Боевая часть моноблочная, отделяющаяся W-47 или Mk-2 — мощностью 0,8 Мт. (1)Мт.

Корпуса РДТТ ракеты выполнены из стеклопластика. АПЛ типа «Этен Аллен».

ТТХ UGM-27C «Polaris A-3» и «А-3Т», 1964 год.

Число ступеней, шт − 2
Длина ракеты, м − 9.4 (9,65)
Диаметр ракеты, м − 1.37
Стартовый вес, т − 15,8
Максимальная скорость полета ракеты, м/c — 5100 (около 15М)
Дальность полёта, км − 4600 (4631)
Управление — инерциальное
Круговое вероятное отклонение (КВО), м − 900
Боевая часть отделяющаяся моноблочная модифицированная или Мк2RV с тремя боеголовками близких траекторий (многозарядные рассеивающего типа МРВ)

W-58 мощностью 200 Кт каждая. −1 Мт, или МРБ 3 х 200Кт. («Поларис A-3Т»)

Корпуса РДТТ ракеты выполнены из стеклопластика. АПЛ типов «Дэниел Вебстер», «Лафайет», «Джеймс Медиссон», перевооруженные с А-1 и А-2 типы «Джордж Вашингтон» и «Этен Аллен».

[править] Аналог БРПЛ «Поларис» в СССР

Невозможность создания твердотопливной ракеты (лучшая отечественная твердотопливная ракета ПР-1 испытанная в Капустином Яре в 1959 г, имела дальность всего 60-70 км), вынудила создавать очередную жидкостную ракету. Новая советская ракета Р-13 по всем основным техническим показателям уступала созданной раньше нее американской БРПЛ « Поларис -А1». Особенно (в 3,66 раза) Р-13 уступала «Поларису» по дальности полета и в 2,22 раза уступала в точности попадания (круговому вероятному отклонению).

В отличие от БРПЛ «Поларис» БРПЛ Р-13 могла быть запущена только из надводного положения. Время предстартовой подготовки у Р-13 было более длительное, чем у «Поларис». В ракете Р-13 применялись самовоспламеняющиеся компоненты топлива, поэтому с целью обеспечения пожарной безопасности и для снижения пожароопасности ракеты не заправлялись горючим а находились на боевых дежурствах в шахтах подводных лодок заправленные только окислителем. Горючее для ракет располагалось в подводной лодке в отдельных цистернах вне прочного корпуса лодки и заправлялось в ракету только в процессе предпусковой подготовки, что неизбежно увеличивало время предпусковой подготовки Р-13 и уменьшало полезный обьем лодки.

За время эксплуатации БРПЛ Р-13 было проведено 311 пусков, из 311 пусков только 225 признано успешными. 38 пусков оказались неудачными из-за отказов систем как ракеты так и стартового оборудования, еще 38 пусков просто из-за ошибок личного состава. Причины же еще 10 неуспешных пусков установлены не были вообще.

ТТХ БРПЛ Р-13

Число ступеней, шт. − 1
Длина ракеты, м − 11.83
Диаметр ракеты, м − 1.3
Стартовый вес, т − 13,745
Дальность полёта, км − 600 (650)
Управление — инерциальное
Круговое вероятное отклонение (КВО), м − 4000
Боевая часть моноблочная, — мощностью 1Мт.

[править] См. также

PERT

[править] Литература

Волковский Н. Энциклопедия современного оружия и боевой техники М., СПб.: Аст, Полигон, 2001.
Лангемак Б., Глушко В. Ракеты, их устройство и применение. М.-Л., 1935.