[ezup]

Базирование:
Шахтная ПУ
Система управления:
Программное управление
Боевая часть:
Спецбоеприпас
Применение:
Стратегические
Страна:
США
Дальность:
15000 км.
Год разработки:
1962 г.


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


Развертывание научно-исследовательских работ, связанных с повышением боевой эффективности американских МБР первого поколения (Atlas-D, E, F; Titan I), началось еще до принятия этих ракет на вооружение. Американские специалисты по ракетной технике сразу указали на два слабых места первых МБР – наличие криогенных компонентов топлива (жидкий кислород в качестве окислителя) и применение радиоинерциальной навигационной системы. Эти факторы значительно уменьшали эффективность первых МБР - увеличивали время, необходимое для запуска ракеты после получения соответствующего приказа и вынуждали строить стартовые площадки относительно близко друг к другу (для эффективного применения наземных систем наведения), что значительно повышало вероятность одновременного выведения из строя сразу нескольких МБР одним термоядерным ударом. Исследования по решению данных проблем проводил "Air Force Ballistic Missile Division" ( AFBMD - отдел ВВС по исследованиям баллистических ракет). Частично проблемы удалось решить уже на последних модификациях МБР первого поколения, но в целом этот комплекс проблем так и не обрел удовлетворительного решения.
В июле 1958 года после длительных исследований AFBMD пришел к выводу, что путем глубокой модернизации МБР "Titan-1" можно получить ракету с принципиально новыми характеристиками и боевыми возможностями. Для модернизации были намечены следующие пути: применение на ракете высококипящих, самовоспламеняющихся компонентов топлива, увеличение диаметра второй маршевой ступени, применение форсированных двигателей на обеих маршевых ступенях. В январе 1959 года было принято решения об оснащении модернизированной МБР полностью инерциальной системой управления, что позволяло разместить новые ракеты шахтных пусковых установках "одиночного старта" (ШПУ ОС) и, таким образом, увеличить вероятность их выживания в случае превентивного термоядерного удара противника.
В ноябре 1959 года Министерство обороны поручило ВВС начать программу разработки новой МБР, получившей название "Titan-2" (система SM-68B, а с 1962 года – LGM-25C). В свою очередь, ВВС обозначило главных подрядчиков, задействованных в новом проекте. Подрядчиком по разработке собственно ракеты и ряда ее систем в июне 1960 года была названа фирма "Glenn L. Martin Aircraft Company" (позже "Martin Marietta"). Она же была названа главным подрядчиком проекта в целом. Разработка двигателей обеих маршевых ступеней была поручена фирме "Aerojet General Corporation". Инерциальная система наведения разрабатывалась фирмой "AC Spark Plug". Разработка боевого блока была поручена фирме "General Electric". Опираясь на опыт разработки МБР "Titan-1" и значительную преемственность, постановка системы на вооружение планировалась в октябре 1962 года. В связи с этим, а также в связи с высокими характеристиками новой МБР, планы развертывания МБР "Titan-1" были сокращены в 2 раза – со 108 до 54 ракет. В свою очередь, новую МБР планировалось развернуть в количестве также 54 экземпляров.
Программе разработки новой МБР был дан высший приоритет и результаты не заставили себя ждать – уже в декабре 1961 начались первые наземные испытания двигателей новой МБР. Первое подразделение, в котором должны были встать на боевое дежурство ракеты, было активировано 1 января 1962 года, за несколько месяцев до первого пуска МБР (570-я стратегическая ракетная эскадрилья 390-го стратегического ракетного крыла, авиабаза Дэвис-Монтэн, штат Аризона). 1 марта 1962 года была активирована 532-я стратегическая ракетная эскадрилья 381-го стратегического ракетного крыла, авиабаза Маконнелл, штат Канзас. Программа испытательных запусков была открыта 16 марта того же года успешным пуском "Titan-2" с Восточного испытательного ракетного полигона (авиабаза Патрик, штат Флорида). 1-го апреля того же года на авиабазе Литтл Рок, что в штате Арканзас, была торжественно активирована 373-я стратегическая ракетная эскадрилья 308-го стратегического ракетного крыла, а 1-го мая – 571-я стратегическая ракетная эскадрилья 390-го стратегического ракетного крыла на авиабазе Дэвис-Монтэн в штате Аризона. Подразделения вскоре начали ставить на боевое дежурство первые МБР. 1 августа и 1-го сентября того же года на авиабазах Макконнелл и Литтл Рок были активированы 533-я и 374-я стратегические ракетные эскадрильи, соответственно, закончив, таким образом, структурное формирование 3-х стратегических ракетных крыльев под МБР "Titan-2". Персонал каждого крыла составлял примерно 1 000 человек. В свою очередь, каждое крыло состояло из эскадрилий – двух стратегических ракетных (по 9 ракет в каждом) и одной эскадрильи технического обслуживания ракет. В свою очередь, каждое стратегическое ракетное крыло входило в состав авиакосмической дивизии, которая входило в состав конкретной воздушной армии. C 1978 года на ракетах "Titan-2" стали проходить службу и женские экипажи.
16 февраля 1963 года состоялся первый (неудачный) запуск новой МБР с Западного испытательного ракетного полигона (авиабаза Ванденберг, штат Калифорния), после чего было принято довольно рискованное решение о начале процедуры установки рашет в шахты для несения боевого дежурства - первая МБР была поставлена на боевое дежурство 31 марта 1963 года, все 54 МБР были поставлены на боевое дежурство к 1 января 1964 года.
9 апреля 1964 года МБР "Titan-2" совершила свой финальный испытательный запуск в серии из 33 пусков (из них 5 неудачных). ВВС приступили к выполнению серии партионных запусков. Запуск 9 апреля 1964 года был последним пуском новой МБР с Восточного ракетного полигона. В дальнейшем все пуски проводились с Западного ракетного полигона. В 1964 году было выполнено 5 партионных запусков (все успешно), что позволило ВВС объявить о достижении ракетной системой полной боевой готовности.
В 1965 году ВВС приступили к учебно-боевым пускам новых МБР, которые выполнялись штатными экипажами САК. В 1965-1966 годах было выполнено 19 пусков (все успешно). В конце 1964 года началась первая комплексная программа по повышению боевых возможностей нового комплекса. Она состояла из двух основных частей (подпрограмм):"Project Yard Fence" и "Project Green Jug". В ходе программы модернизировались с целью повышения надежности и простоты обслуживания отдельные узлы и агрегаты двигательной, топливной, электромеханической и пневмогидравлической систем МБР, заменялись ряд узлов и механизмов стартового комплекса, устанавливались дополнительные системы амортизации ракеты в шахте, поддержания микроклимата и системы связи. Все это позволило повысить устойчивость комплекса к ПФЯВ (особенно к избыточному давлению во фронте ударной волны и к сейсмодинамическому смещению почвы), уменьшить время от получения команды на старт до запуска ракеты, повысить вероятность доведения команд вышестоящими звеньями управления.
Учебно-боевые пуски ракет усовершенствованного комплекса начались в 1966 году и по 1969 год включительно было выполнено 13 запусков (все успешно, еще 1 запуск был отменен по техническим причинам). Кроме того, в этот же период времени был совершен еще один пуск МБР "Titan-2" в рамках специального испытательного задания. Полет был выполнен успешно. Таким образом, к концу 1969 года МБР совершила в общей сложности 71 запуск (из них 5 неудачных). Еще один пуск был отменен по техническим причинам. Таким образом, в целом МБР демонстрировала достаточно высокий уровень надежности. Тем не менее, этот период эксплуатации МБР был омрачен двумя трагическими происшествиями в эксплуатирующих частях – 9 августа 1965 года в ходе модернизационных работ на одной из шахт авиабазы Литтл Рок произошло воспламенение гидравлической жидкости из-за искр сварки. В дыму и пламени пожара погибли 53 инженера и рабочих, работавших в тот момент в шахте. Еще двоим удалось спастись. В результате инцидента была повреждена (но не взорвалась) МБР, стоявшая в заправленном состоянии в шахте, но без ГЧ. Шахта также была повреждена и вошла снова в строй только через 13 месяцев. 28 января 1968 года в том же ракетном крыле во время работ по осмотру ракеты упал с высоты и погиб один из членов экипажа.
В 1971 году для МБР начался новый этап: учебно-боевые пуски были сопряжены с выполнением заданий по испытаниям радиолокационного компонента создававшейся в тот период системы зональной ПРО "Safeguard". В ходе этих испытаний МБР "Titan-2" имитировала советские тяжелые МБР Р-36 и частично Р-36О. В период 1971-1974 годов в рамках этой программы было выполнено 6 пусков (все успешно), еще 2 пуска были отменены по техническим причинам. В 1975 году было выполнено еще три запуска по двум различным программам – программе специальных испытаний (1 запуск, успешно) и программе испытаний систем противоракетной обороны (2 запуска, успешно).
В 1976 году МБР "Titan-2" совершила свой последний (и успешный) учебно-боевой полет, который проводился в рамках испытаний новой инерциальной системы управления типа "Universal Space Guidance System", разработанной фирмой "Delco Carousel".
Первоначальный гарантийный срок для данной МБР составлял 10 лет, но в течение срока нахождения этой МБР в составе сил постоянной готовности САК ВВС США гарантийный срок неоднократно продлевался.Продление осуществлялось в рамках программ Reliability and Aging Surveillance Program (Программа технического надзора за изменениями в результате старения/Программа повышения надежности; цель программы - продление гарантийного срока стартового комплекса и ракеты в целом, за исключением ЖРД) и Service Life Analysis Program (Программа анализа гарантийного срока; цель программы - продление гарантийного срока ЖРД ракеты).НИОКР по обеим программам и собственно сами программы были завершены к концу сентября 1985 года, когда комплекс уже вовсю снимался с вооружения.Обе программы продолжались 16 лет.
Во второй половине 70-х годов ракетный комплекс с МБР "Titan-2" прошел очередную модернизацию, главным элементом которой стало оснащение МБР новой инерциальной системой управления, что позволило повысить точность стрельбы и устойчивость ракеты к ПФЯВ. Кроме того, некоторой модернизации подвергся и стартовый комплекс – повысилась устойчивость к ПФЯВ (особенно к электромагнитному импульсы и потокам элементарных частиц), повысилась вероятность доведения команд управления из вышестоящих звеньев, полностью обновилась контрольно-проверочная аппаратура.
Во второй половине 70-х и начале 80-х годов в частях, эксплуатирующих МБР, произошло несколько случаев, связанных с гибелью людей, из них 2-а были авариями с самыми тяжелыми последствиями. 8 октября 1976 года в шахте ракетного крыла базы Литтл Рок (кстати в той самой шахте, где произошла тяжелейшая авария 9 августа 1965 года) во время процедуры уборки гидравлической жидкости задохнулся один из членов экипажа. Тяжелая авария случилась 24 августа 1978 года в ракетном крыле, базировавшемся на авиабазе Макконнелл. Из-за крупной утечки токсичного окислителя во время процедуры заправки МБР был нанесен значительный ущерб МБР и самой шахте, погибло 2 и было ранено 25 человек персонала. На некоторое время были эвакуированы жители близлежащих городков.Попытка восстановить ШПУ была предпринята в результате программы "Project Pacer Down", решение о начале которой было принято в сентябре 1980 года, а работы начались в августе 1981 года с предполагаемой датой окончания в январе 1982 года.Однако с учетом принятого в октябре 1981 года высшим руководством США решения о снятии комплекса с МБР "Titan-2" с вооружения практически оконченные восстановительные работы к декабрю 1981 года были прекращены. Стартовый комплекс был законсервирован,а затем,наряду с прочими однотипными,уничтожен.
Авария с еще более серьезными последствиями случилась 19 сентября 1980 года на одном из стартовых комплексов традиционно несчастливого крыла авиабазы Литтл Рок. При проведении работ по повышению давления наддува в баке окислителя второй ступени техник, выполнявший работу, выронил тяжелый инструмент, пробивший в падении бак горючего первой ступени. Персонал стартового комплекса был эвакуирован после прибытия смешанной команды военных и гражданских специалистов для ликвидации аварии. В шахту была отправлена на разведку группа из 2-х человек, чьи приборы зарегистрировали в шахте наличие взрывоопасных компонентов. Был отдан приказ об эвакуации разведгруппы и персонала смешанной команды, но было поздно – мощнейший взрыв десятков тонн самовоспламеняющихся компонентов топлива потряс округу. Ударная волна детонировавшей первой ступени вырвала закрытую железобетонную крышку шахты весом 740 тонн, после чего вторая ступень вместе с ГЧ были выброшены из шахты. Поврежденная вторая ступень, вылетев из шахты, взорвалась с несколькими десятками тонн чрезвычайно токсичного топлива, в результате чего ГЧ была подброшена на 200 м в воздух и была повреждена, а при падении разрушилась. В результате аварии погиб 1 и был ранен еще 21 человек. МБР и шахта были полностью разрушены (шахта так и не была восстановлена). На некоторое время были эвакуированы жители близлежащих городков.
По результатам расследования Президент CША Р.Рейган в октябре 1981 года принял решение о деактивации всех МБР "Titan-2" к 01.10.1987г. Операция по деактивации, получившая название “Rivet Cap”, началась 2 июля 1982 года на авиабазе Дэвис-Монтэн, когда с целью испытаний из ШПУ ОС стартового комплекса 570-9 была извлечена МБР, в результате чего этот комплекс формально стал первым комплексом, снятым с боевого дежурства в рамках “Rivet Cap”.Официальная же дата начала операции - 30 сентября того же года,когда там же был снят с боевого дежурства комплекс 571-6.После демонтажа ГЧ и слива компонентов топлива МБР поступенно (традиционно для ВВС США) извлекались из шахт и отправлялись для складирования на авиабазу Нортон в штате Калифорния (любопытно, что после закрытия авиабазы Нортон все оставшиеся МБР "Titan-2" вернулись для дальнейшего хранения на авиабазу Дэвис-Монтэн), после чего из стартового комплекса изымалось все ценное оборудование, шахта взрывалась и засыпалась гравием и землей, подземные туннели заливались бетоном, командные пункты и входы/выходы опечатывались,заваривались и также заливались слоем бетона (исключение было сделано только для одного комплекса на авиабазе Дэвис-Монтэн, который стал музеем, в шахте комплекса стоит учебная МБР). Первый стартовый комплекс (570-7) был уничтожен там же 30 ноября 1983 года.1 декабря того же года САК ВВС прекратило подготовку нового персонала для данного типа МБР.2 апреля 1984 года, однако, программа снятия МБР с вооружения была временно прекращена (до 25 мая) Главным штабом ВВС в связи с тем,что была временно приостановлена работа промышленных мощностей по хранению и переработке компонентов жидкого топлива.31 июля 1984 года было расформировано 390-е стратегическое ракетное крыло (база ВВС Дэвис-Монтэн,Аризона).К этому времени уже около месяца (со 2 июля) велись деактивационные работы в 381-м стратегическом ракетном крыле (база ВВС Макконнелл, Канзас).Именно там 2 ноября 1984 года при проведении процедуры выгрузки компонентов топлива с МБР, стоявшей в ШПУ ОС, произошел крупный пожар.Жертв не было, однако процедура деактивации ракетного комплекса была снова приостановлена и возобновилась только в январе 1985 года. 381-е крыло было официально расформировано 2 августа 1986 года. 24 апреля 1985 года началась деактивация МБР и в 308-м стратегическом ракетном крыле (база ВВС Литтл Рок, Арканзас).Последняя МБР данного крыла была снята с боевого дежурства 5 мая 1987 года, а само крыло было расформировано 18 августа того же года.История МБР "Titan-2" - «Динозавра среди МБР» (как называли ее американские ракетчики) закончилась.
Следует отметить, что 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).

История МБР "Titan-2" будет неполной без рассказа об еще одном аспекте применения модернизированного варианта этой ракеты – в качестве РН при выполнении американской пилотируемой программы освоения космоса "Gemini". Для того, чтобы приспособить ракету для вывода на орбиту Земли пилотируемого космического корабля с экипажем на борту в конструкцию был внесен ряд изменений. Главным изменением стала замена инерциальной системы управления МБР на радиоинерциальную систему управления Mod III (G), разработанную корпорацией "General Electric". Кроме того, был внесен ряд изменений, связанных с повышением надежности ряда систем, установки телеметрии и пр. Первоначально планом предусматривалось резервирование за NASA 15 модернизированных ракет "Titan-2". Позже из-за удорожания программы в целом количество зарезервированных ракет было уменьшено до 12. Первый испытательный старт по программе состоялся 8 апреля 1964 года, второй и заключительный – только 19 января 1965 года. После этого было решено приступить к пилотируемым полетам, первый старт по программе которых состоялся 23 марта 1965 года, а десятый и последний – 11 ноября 1966 года. Всего за период 1964 – 1966 годов по программе "Gemini" было совершено 12 запусков – все успешно, хотя в отдельных полетах из-за проблем, несвязанных с ракетой-носителем, не все поставленные задачи были выполнены до конца.
Оценивая проект в целом, следует отметить, что для периода конца 50-х – начала 60-х годов американским инженерам и ученым удалось создать действительно совершенную ракету, самую мощную МБР в арсенале САК ВВС США того времени. Более мощную тяжелую жидкостную МБР удалось создать только советским специалистам – ракету Р-36, которая начала поступать в части РВСН СССР в 1967 году. Советским специалистам удалось добиться значительно бoльших успехов не только в строительстве, но и вопросах надежности эксплуатации жидкостных МБР, что является законной гордостью нашей страны. Американцы же сделать этого так и не смогли - за почти четвертьвековой период эксплуатации сравнительно небольшого парка МБР "Titan-2" произошло 4 тяжелых аварии с большим количеством погибших и раненых, в ходе этих аварий МБР и стартовые комплексы были тяжело повреждены. Тем не менее, для своего времени ракета "Titan-2" была действительно выдающейся конструкцией – даже в 1975 году (10 лет спустя после окончания постановки МБР "Titan-2" на вооружение) ракеты этого типа, составляя всего около 5% от общего количества американских МБР, могли доставить к целям более 37% мегатоннажа от общего количества мегатоннажа всех американских МБР. С другой стороны, такое долголетие этой ракеты можно объяснить и тем, что длительное время для нее просто не было достойной замены, что задерживало ее снятие с вооружения (при том, что СССР в ответ на быстрый рост возможностей американских СЯС неуклонно совершенствовал свои жидкостные МБР тяжелого класса – Р-36, Р-36О, а затем и Р-36М, Р-36МУТТХ, Р-36М2 "Воевода" ). Даже поступление в ограниченном количестве на вооружение САК ВВС США новейшей твердотопливной МБР LGM-118A "Peacekeeper" и установка ее в модернизированные шахты ракет LGM-30G "Minuteman-3" во многом было мерой вынужденной, просто к этому времени уже начал осуществляться проект по деактивации МБР "Titan-2", и американцам срочно нужно было «продемонстрировать Советам свою национальную волю» (решение было принято Президентом Рейганом по результатам работы комиссии генерала Б. Скоукрофта).
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.
Состав

Межконтинентальная баллистическая ракета "Titan-2" представляла собой двухступенчатую ракету, 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 с примесью меди.
На первой ступени был установлен ракетный двигатель LR87-AJ-5 (см. комп.схему), имевший две камеры сгорания из специальной стали с независимым питанием их компонентами топлива. В качестве горючего на обеих ступениях 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 30с 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 (см. комп.схему) 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°. Управления по каналу крена на участке работы 2-й ступени производилось с помощью специального сопла, газ на которое подавался специальным газогенератором. 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 9Мт. 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 (см. схему) 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 20с 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.



Тактико-технические характеристики

Дальность стрельбы, км	15 000
Длина в сборе, м	32,92
Диаметр, м	3,05
Длина первой ступени, м	22,28
Длина второй ступени, м	7,86
Стартовая масса ракеты, т	150,51
Полная масса 1-й ступени, т	117,87
Полная масса 2-й ступени, т	28,94
Масса пустой 1-й ступени, т	6,74
Масса пустой 2-й ступени, т	2,4
Масса боевого оснащения, т	3,7
Тяга 1-й ступени на уровне моря, кН	2 000
Тяга 1-й ступени в вакууме, кН	2 172
Удельный импульс 1-й ступени на уровне моря, с	258
Удельный импульс 1-й ступени в вакууме, с	296
Время работы 1-й ступени, с	139
Тяга 2-й ступени в вакууме, кН	445
Удельный импульс 2-й ступени на уровне моря, с	316
Время работы 2-й ступени, с	180
Максимальная высота полета ГЧ, км	1 380
Тип головной части	моноблочная, термоядерная
Мощность ГЧ, Мт	9
КВО ГЧ, км	1,6 (1 после оснащения новой ИНС)
Тип навигационной системы	инерциальная
Максимальная скорость полета, км/ч	29 000