Авиация и космонавтика 2012 04 | страница 8



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.