[ezup]

Базирование:
Шахтная ПУ
Система управления:
Программное управление
Боевая часть:
Спецбоеприпас
Применение:
Стратегические
Страна:
США
Дальность:
11300 км.
Год разработки:
1962 г.

Материалы предоставлены: М.А.Пашнев (г.Обнинск)

Свою родословную МБР "Titan-1" ведет с января 1955 года, когда ВВС США решили «продублировать» уже создававшуюся тогда первую американскую МБР "Atlas" путем выбора другой группы основных подрядчиков, а также путем использования иного набора основных конструктивных решений – прежде всего, путем применения схемы последовательного соединения ступеней, а также путем применения стандартного типа конструктивной схемы ракеты (с силовым набором корпуса). Изучение же данной концепции началось с июля 1954 года в рамках полномочий Научного консультативного комитета по вопросам создания МБР (The ICBM Scientific Advisory Committee). Данная концепция в целом была одобрена Главным штабом ВВС США в апреле 1955 года, а в октябре 1955 года, после рассмотрения целого ряда вариантов, подрядчиком по разработке собственно ракеты и ряда ее систем была названа фирма "Glenn L. Martin Aircraft Company" (позже "Martin Marietta"). Она же была названа главным подрядчиком проекта в целом. Тогда ракета получила собственное имя "Titan" и обозначение SM-68A (в 1962 году, после смены системы обозначений в ВВС США ракета получила обозначение HGM-25A). Разработка двигателей обеих маршевых ступеней была поручена фирме "Aerojet General Corporation". Радиоинерциальная система наведения разрабатывалась фирмами "Bell Telephone Laboratories" и "Remington Rand UNIVAC". Разработка боевого блока была поручена фирме AVCO. Разработка всей программы велась в рамках системы оружия WS-107A-2. В октябре 1957 года, после запуска Советским Союзом первого Спутника, было принято решение об ускоренном развертывании 4-х эскадрилий данных МБР, но довольно быстро это число решили увеличить до 12-и. Правда, в 1960-м году, после начала научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ над МБР "Titan-2" (создававшейся практически той же группой подрядчиков с использованием научно-технического задела по МБР "Titan-1"), было принято решение сократить число развертываемых эскадрилий МБР "Titan-1" до шести.
Первый запуск новой МБР состоялся в феврале 1959 года (авиабаза Патрик, Флорида), причем вторая маршевая ступень была наполнена водой вместо компонентов топлива, а вместо стандартной головной части был использован неотделяемый макет. Впервые разделение ступеней (вторая ступень по-прежнему была макетной) было проведено во время четвертого запуска. Первый успешный запуск со штатной второй ступенью и капсулой с телеметрической аппаратурой вместо ГЧ был проведен в феврале 1960 года. Первый успешный запуск ракеты со штатной ГЧ состоялся в августе того же года. 2 декабря 1960 года была активирована первая эскадрилья, в составе которой на боевое дежурство должны были встать новые МБР. День спустя с авиабазы Ванденберг, с использованием прототипа стационарного боевого ракетного комплекса, была предпринята первая попытка старта МБР "Titan-1" с Западного побережья (неудачная, ШПУ была разрушена взрывом, в дальнейшем не восстанавливалась). Первый удачный старт новой МБР с использованием стационарного комплекса сооружений БРК был выполнен с авиабазы Ванденберг в мае 1961 года. Первая эскадрилья, имевшая на вооружении новые ракеты (9 МБР), приступила к несению боевого дежурства в апреле 1962 года (авиабаза Лаури, Колорадо). К октябрю 1962 года к дежурству на новой боевой технике приступили также эскадрильи на авиабазах Лаури (9 МБР, таким образом, данная авиабаза стала крупнейшим позиционным районом с 18-ю данными МБР), Маунтин Хоум (Айдахо, 9 МБР), Бил (Калифорния, 9 МБР), Ларсон (Вашингтон, 9 МБР), Эллсуорт (Южная Дакота, 9 МБР). Кроме того, на авиабазе Ванденберг (Калифорния) был развернут один БРК с МБР данного типа (3 ШПУ), но, по утверждениям американских источников, данные ШПУ не использовались для несения боевого дежурства, что весьма сомнительно.
МБР "Titan-1", как и прочие МБР первого поколения, были небезопасны в обращении – в разные годы (при попытке запуска и во время процедуры заправки) взрывами были уничтожены 2 стартовые позиции (ШПУ). Одна из них позже была восстановлена.
Успешные испытания и развертывание МБР второго поколения привели к тому, что уже в мае 1963 года Штаб ВВС одобрил снятие с дежурства ряда МБР первого поколения (в том числе и "Titan-1") в период с января 1965 г. по декабрь 1968 г. В дальнейшем было решено ускорить этот процесс - в 1964 году министр обороны Макнамара обнародовал план (известный под названием "Project Added Effort"), согласно которому большая часть МБР первого поколения (кроме "Atlas-F") снималась с боевого дежурства к декабрю 1965 года. В ноябре того же года план "Project Added Effort" был распространен на все МБР первого поколения, снятие которых с боевого дежурства решено было дополнительно ускорить – последнюю МБР первого поколения решено было снять с боевого дежурства не позднее конца июня 1965 г. Первые МБР "Titan-1" были сняты с дежурства в январе 1965 года, а в марте того же года состоялся последний запуск данной МБР. Последняя МБР "Titan-1" была снята с боевого дежурства в апреле 1965 года, в июне того же года была деактивирована последняя эскадрилья данных МБР (авиабаза Лаури, Колорадо). Недолгая история МБР "Titan-1" подошла к концу - на боевом дежурстве ракеты простояли всего три года. Все деактивированные ракеты были заскладированы на авиационной станции Миро Лома (Калифорния).
МБР "Titan-1" после деактивации не использовалась (в отличие, к примеру, от МБР "Atlas" или "Titan-2" ) в качестве РН или для исследовательских запусков - уже через год после деактивации, в апреле 1966 года, все заскладированные ракеты были списаны, а их отдельные части в дальнейшем использовались для различных экспериментов на Земле. Всего было изготовлено 155 ракет, из которых 70 были использованы в запусках (17 пусков были неудачными). В период нахождения на боевом дежурстве МБР "Titan-1" использовалась для целого ряда испытательных запусков, прежде всего для отработки ряда систем перспективной МБР "Titan-2" - инерциальной навигационной системы, КСП ПРО, газодинамического старта тяжелой жидкостной МБР из ШПУ. "Titan-1" использовалась также в программе испытаний ранних американских комплексов ПРО.
Состав

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.
Стартовый комплекс для МБР "Titan-1" представлял собой настоящий подземный город, аналогов которому нет до сих пор. В одном конце территории были расположены три ШПУ размерами 49*13,5 м каждая, построенные из тяжелого железобетона с толщиной от 0,6 до 0,9 м. Конструкция шахты (см.схему) выдерживала избыточное давление во фронте ударной волны термоядерного взрыва до 10,5 кгс/см2 (для БРК, развернутого на авиабазе Ванденберг; на комплексах, развертывавшихся в позиционных районах, эта величина была увеличена до 14 кгс/см2). Непосредственно перед стартом ракета в уже заправленном состоянии поднималась из шахты на поверхность с помощью специального лифта, что позволяло снизить ее уязвимость к внезапной атаке противника. Шахта была закрыта парой железобетонных дверей массой 125 т каждая. Рядом с каждой шахтой под землей (на глубине от 5,2 до 7,3 м) находились помещения для хранения компонентов топлива, а также помещения дополнительного оборудования.
В нескольких десятках метров от этих сооружений под землей (на глубине от 3 до 5,2 м) находились командный пункт и пункт дополнительной энергетики (где находились дизель-генераторы и аккумуляторные батареи), оба имевшие полусферическую форму. Размер КП - 30,5*12,2 м, размер пункта дополнительной энергетики - 38,7*18,3 м. Посередине между этими сооружениями находился вход в комплекс (с крышей на уровне земли), размером 22*11,6 м. На противоположном по отношению к ШПУ концу комплекса находились две шахты, в которых размещались антенны системы управления и наведения МБР. Размер каждой шахты - 20,7*11,6 м. Перед стартом крышки данных шахт открывались и антенны выдвигались на поверхность. Расстояние между наиболее отдаленными друг от друга ШПУ с МБР и шахтой с антенной не превышало 400 м. Между всеми подземными сооружениями были проложены стальные туннели общей длиной порядка 760 м. Они имели диаметр 2,7 м и были проложены в 12 метрах под землей. Персонал одного БРК состоял из 10 человек.



Тактико-технические характеристики

Дальность стрельбы, км	11 300
Длина в сборе, м	29,9
Диаметр первой ступени, м , м	3,05
Длина первой ступени, м	16
Диаметр второй ступени, м , м	2,26
Длина второй ступени (без переходника для ГЧ и ГЧ), м	9,8
Стартовая масса ракеты, т	105,2
Полная масса 1-й ступени, т	76,2
Полная масса 2-й ступени, т	27,2
Масса пустой 1-й ступени, т	4
Масса пустой 2-й ступени, т	1,73
Масса боевого оснащения (ГЧ+КСП ПРО), т	1,8
Тяга 1-й ступени на уровне моря, кН	1 296
Тяга 1-й ступени в вакууме, кН	1 468
Удельный импульс 1-й ступени на уровне моря, с	256
Удельный импульс 1-й ступени в вакууме, с	290
Время работы 1-й ступени, с	138
Тяга 2-й ступени в вакууме, кН	356
Удельный импульс 2-й ступени в вакууме, с	308
Время работы 2-й ступени, с	225
Высота апогея траектории полета ГЧ, км	1 300
Мощность ГЧ, Мт	1,45
КВО ГЧ, км	2,2