MX (ракета)

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск
LGM-118 Peacekeeper
Peacekeeper missile.jpg
Испытательный пуск ракеты LGM-118 Peacekeeper
Тип МБР
Статус снята с вооружения
Разработчик Соединённые Штаты Америки Мартин-Мариэтта
Годы разработки 1972—1986
Начало испытаний 17 июня 1983
Принятие на вооружение декабрь 1986 год
Производитель Соединённые Штаты Америки Martin Marietta, Boeing, TRW
Стоимость единицы около 70 млн $
Годы эксплуатации 1986—2005
Основные эксплуатанты Соединённые Штаты Америки ВВС США
Основные технические характеристики:
Дальность: 9600 км
Мощность заряда: 10×300 кт
↓Все технические характеристики
Commons-logo.svg  Изображения на Викискладе

«MX» (англ. Missile-eXperimental — экспериментальная ракета), LGM-118A «Пискипер» (англ. Peacekeeper — миротворец) — американская тяжёлая межконтинентальная баллистическая ракета шахтного базирования. В 19862005 годах стояла на вооружении ВВС США.

Изначально, постепенное снятие данной ракеты с вооружения и производства планировалось согласно договору СНВ-II от 1993-го года. Ратификация договора затянулась до 2002-го года и закончилась выходом России из него. Однако в США, работы по снятию ракеты с вооружения были начаты в одностороннем порядке в 2003-ем и закончились в 2005-ом году.[1][2]

В дальнейшем, на базе LGM-118A «Пискипер», компанией Orbital Sciences Corporation были созданы гражданские ракета-носители - Минотавр-4.

История создания[править | править вики-текст]

В начале 1970-х годов в США было принято решение о разработке МБР, значительно превосходящей по своим боевым возможностям МБР «Минитмен» за счет в основном увеличения числа и мощности боевого блока в составе боевого оснащения и точности их доставки к целям.

Конструкция[править | править вики-текст]

МБР «MX» представляет собой трехступенчатую твердотопливную ракету с последовательным соединением выполненных в одном диаметре ступеней, оснащенная РГЧ ИН. Внешняя поверхность корпуса ракеты имеет специальное покрытие, предназначенное для защиты ее от пылегрунтовых образований, вызванных ядерным взрывом. Основу покрытия составляет этилен-пропиленовый каучук (англ. Ethylene propylene diene monomer). Таким образом, ракета предназначена для старта и в условиях воздействия противником на стартовую позицию.

Первая ступень[править | править вики-текст]

Первая ступень ракеты конструктивно состоит из маршевого двигателя SR118 фирмы Thiokol и хвостового отсека. Масса полностью снаряжённой ступени — 48,8 т.

Маршевый РДТТ — коконной схемы с центральным частично утопленным в камеру сгорания поворотным управляющим соплом. Корпус РДТТ изготовлен из композиционного материала на основе кевлара. Тяга двигателя примерно 2260 кН. Продолжительность работы составляет 55 секунд.

РДТТ первой ступени использует топливо на основе алюминия, перхлората аммония и связующего НТРВ с повышенным по сравнению с ракетами Минитмен содержанием порошкообразного алюминия. Масса топливного заряда 44,6 т.

Управление полётом ракеты на участке работы первой ступени осуществляется по тангажу и рысканью с помощью качания поворотного управляющего сопла, применение которого было опробовано на БРПЛ «Трайдент-1». Сопло устанавливается в эластичном опорном шарнире типа «Флексил». Для его отклонения (–6…+6°) используется специальный автономный пневмогидравлический привод, в состав которого входят пороховой аккумулятор давления, турбонасосный агрегат и два гидравлических привода управления по тангажу и рысканью.

Вторая ступень[править | править вики-текст]

Вторая ступень «MX» включает маршевый РДТТ фирмы Aerojet Strategic Propulsion и соединительный отсек между первой и второй ступенями.

РДТТ второй ступени коконной конструкции с центральным, частично утопленным в камеру сгорания поворотным управляющим соплом. Корпус двигателя, как и на первой ступени, изготовлен намоткой из композиционного материала на основе кевлара. Отличительной особенностью двигателя является наличие выдвижного конического соплового насадка, позволяющего значительно увеличить степень расширения сопла и соответственно тягу двигателя. Для его выдвижения используется специальный пневматический привод, содержащий четыре пневмотолкателя. Тяга РДТТ составляет величину примерно 1360 кН. Продолжительность работы двигателя 55 с.

В РДТТ второй ступени используется топливо, состоящее из перхлората аммония и связующего его НТРВ с присадкой алюминия. Масса топливного заряда 24,6 т.

Управление полётом на участке работы второй ступени по тангажу и рысканью осуществляется аналогично первой ступени за счёт качания поворотного управляющего сопла (-6° — +6°). Для отклонения сопла используется специальный пневмогидравличеий привод, по своей конструкции не отличающийся от аналога на первой ступени.

Соединительный отсек между первой и второй ступенями изготавливается из алюминиевого сплава. Внутри отсека на сопловом блоке ДУ первой ступени смонтированы два автономных диаметрально расположенных блока для управления полётом ракеты по крену участке работы второй ступени. В составе каждого блока имеются ПАД и управляющие сопла. В процессе разделения ступеней соединительный отсек сбрасывается.

Третья ступень[править | править вики-текст]

Третья ступень включает маршевый РДТТ и соединительный отсек.

Масса полностью снаряженной ступени — 7,6 т. РДТТ фирмы Hercules изготовлен из кевларэпоксидного композиционного материала методом намотки и имеет центральное частично утопленное в камеру сгорания поворотное управляющее сопло с коническим выдвинутым насадком.

Тяга РДТТ составляет 360 кН. Продолжительность работы двигателя 60 с.

В качестве топлива использованы перхлорат аммония, связующее NEPE (англ. Nitrate Ester Plasticized PolyEther — полиэфир, пластифицированный эфиром азотной кислоты) с присадкой алюминия и, в отличие от топлив предыдущих ступеней ракеты, добавлением октогена. Масса топливного заряда 7,1 т.

Управление полетом ракеты на участке работы третьей ступени по тангажу и рысканью осуществляется за счет отклонения (–3…+3°) поворотного управляющего сопла. Специальных органов управления по крену нет, для этого используется двигательная установка головной части.

Головная часть[править | править вики-текст]

Боевые блоки ГЧ Мк-21

Головная часть (ГЧ) ракеты «MX» имеет индекс Мк-21. Она несёт десять боевых блоков (ББ) и состоит из ступени разведения и платформы с ББ и средствами преодоления ПРО, прикрытых аэродинамическим обтекателем.

Ступень разведения, в свою очередь включает в свой состав ДУ и систему управления ракеты. ДУ ступени разведения включает основной ЖРД и восемь ЖРД ориентации. Все двигатели работают на монометилгидразине и четырехокиси азота. Система подачи компонентов топлива в камеры сгорания вытеснительная (сжатым гелием) через диафрагмы в топливных баках. Основной двигатель установлен на кардановом подвесе и может отклоняться на 15° в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. ЖРД ориентации неподвижны, изготовлены из бериллия. Два из них обеспечивают управление по тангажу, два — по рысканью, остальные — по крену. Общий запас топлива на ступени разведения около 0,75 т, тяга основного двигателя 1,35 кН.

Первоначально предполагалось, что на ракете «MX» будут устанавливаться ББ W78 из состава ГЧ Мк-12А, применяемые на Минитмен-3. Ракета могла бы нести 12 таких ББ[3], однако было решено, что ракета будет комплектоваться десятью тяжелыми ББ ABRV массой по 210 кг, с зарядом мощностью 0,6 Мт. ББ установлены в один ярус на платформе, имеющий вид колеса с девятью «спицами» (элементами жесткости), отходящими от «ступицы». Каждый ББ ABRV имеет длину 1,75 м, диаметр основания 0,554 м, угол полураствора конуса 8,2°. Гарантийный срок хранения такого ББ 20 лет.

Все ББ ABRV оснащены двухсопловым двигателем закрутки, обеспечивающим стабильный полет на пассивном участке траектории, а следовательно, и повышение точности стрельбы. ДУ головной части обеспечивает разведение боевых блоков в пределах площади 800×400 км².

Головная часть ракеты закрыта обтекателем, который сбрасывается на высоте около 100 км, на участке работы третьей ступени. Обтекатель ГЧ изготавливается из титанового сплава, а его баллистический наконечник — из сплава никонель (для повышения теплозащитных свойств). Большой диаметр ракеты, значительная длина и количество ББ обусловили необходимость придания обтекателю тройной конусности для максимального уменьшения его длины и массы. Для сбрасывания обтекателя используется твердотопливный двигатель, размещенный в его носовой части. Два сопла двигателя скошены под углом 2° к его продольной оси, благодаря чему обтекатель уводится вперед и с траектории полета ракеты. Этим обеспечивается надежность отделения. Тяга двигателя составляет 25 кН.

Система управления[править | править вики-текст]

Повышение точности ракеты «MX», по сравнению с ракетой Минитмен-3, достигнуто в основном совершенствованием системы управления (СУ).

Система управления автономная, инерциальная. Режим работы постоянный, за счёт этого обеспечивается 30-секундная боеготовность комплекса.

Аппаратура СУ размещена в герметичном приборном отсеке боевой ступени. Основная часть аппаратуры расположена в съемном контейнере, который может быть извлечен из приборного отсека без отсоединения ГЧ. Это существенно упрощает и сокращает продолжительность замены неисправных приборов системы управления, а следовательно, повышает боеготовность комплекса. Общая масса приборного контейнера составляет 195 кг, масса аппаратуры системы управления, расположенной в приборном отсеке вне контейнера, равна 85 кг.

Основными элементами системы управления являются инерциальный блок AIRS и блок электронной аппаратуры MECA.

Инерциальный блок AIRS[править | править вики-текст]

Комплекс командных приборов (ККП) представляет собой сферическую гиростабилизированную платформу типа AIRS. Такие платформы отрабатывались в США в 1960—1970-х годах для ракеты Минитмен-3, но не были использованы на ней. Гироплатформа (масса 17 кг, диаметр 0,27 м) находится во взвешенном состоянии внутри сферического корпуса в маловязкой углеводородной жидкости. Специальным турбонасосом реализуется режим движения жидкости, при котором обеспечивается динамический подвес платформы и отвод от нее выделяющегося тепла. На платформе установлены три стабилизирующих гироблока, построенные на базе двухступенчатых интегрирующих гироскопов с газодинамической опорой ротора и поплавковым подвесом гироузла с системой магнитного центрирования и три гироскопических интегратора (измерения линейной скорости) с поплавковым подвесом маятникового гироузла и газодинамическим подвесом ротора.

Для платформы AIRS нет необходимости в физической выставке в плоскости горизонта и по азимуту. Она совершает непрерывные вращения вокруг своих осей. В процессе этих движений каждые 12 часов производятся циклы калибровок точностных параметров ККП. Пуск ракеты может совершаться при любом положении сферы. Конструкция AIRS эффективно предохраняет гироплатформу от ударных и вибрационных нагрузок и обеспечивает для ККП изотермические условия работы. Гироскопы и акселерометры отличаются повышенной стабильностью характеристик.

Блок электронной аппаратуры MECA[править | править вики-текст]

Основной частью блока MECA является БЦВМ. Блок МЕСА обеспечивает выполнение ряда функций: контроль состояния ракеты, обеспечение предстартовых операций, ввод информации о целях, проведение вычислений в полете, выдачу команд во все элементы ракеты и боевой ступени и другое. По своим характеристикам БЦВМ блока МЕСА значительно превосходит БЦВМ системы управления ракеты Минитмен-3. Значительно (на один-два порядка) повышена стойкость элементной базы БЦВМ к действию ПФЯВ.

Одним из основных факторов, обеспечивающих снижение инструментальных погрешностей системы управления ракеты «МХ», является повышение объема и качества калибровки, управление которой осуществляется БЦВМ.

Пуск МБР «MX»[править | править вики-текст]

Ракета «MX» рассчитана на «холодный запуск» из пускового контейнера под давлением газов ПАД. Включение РДТТ первой ступени производится, когда ракета находится на высоте 20—30 м.

Пусковой контейнер[править | править вики-текст]

МБР «МХ» явилась первой американской ракетой наземного базирования, в процессе боевого дежурства использующей пусковой контейнер. Все предыдущие МБР его не имели. Пусковой контейнер изготовлен из композиционного материала на основе графитового волокна. Его масса 10 т, длина 24,4 м, диаметр 2,44 м. В нижней его части смонтирован пороховой аккумулятор давления, обеспечивающий выход ракеты из контейнера при старте. В целях уменьшения длины контейнера ПАД конструктивно выполнен и размещается таким образом, чтобы частично входить в сопло РДТТ первой ступени ракеты.

Пороховой аккумулятор давления[править | править вики-текст]

Конструкция порохового аккумулятора давления такова, что истекающие в процессе горения твердотопливного заряда газы смешиваются с водой, ёмкость для которой входит в состав ПАДа. Полученная смесь газа, воды и пара обеспечивает энергию, необходимую для выбрасывания ракеты на заданную высоту и имеет сравнительно низкую температуру, исключающую возможность повреждения ракеты или самопроизвольного воспламенения топливного заряда первой ступени при старте ракеты.

Корпус ПАДа изготовлен из стали. Общая его масса, включая воду, 3,2 тонны (масса твердотопливного заряда около 160 кг).

Пороховой аккумулятор давления обеспечивает выброс ракеты из контейнера за 1,2 с.

Варианты базирования МБР «МХ»[править | править вики-текст]

Ввод ракеты «МХ» в группировку МБР США способствовал заметному повышению ее боевых возможностей в первом ударе. Однако при разработке программы «МХ» предполагалось, что появление новой ракеты позволит увеличить и живучесть группировки, то есть эффективность её в ответных действиях. С этой целью предполагалось реализовать такой вид базирования ракеты, при котором она была бы малоуязвима для ядерных средств противника. Было исследовано свыше тридцати вариантов базирования, среди которых принципиально можно выделить три группы: подвижно-защищенные, мобильные и заглубленные (подземные).

Подвижно-защищённое базирование[править | править вики-текст]

Подвижно-защищенные варианты предполагают перемещение ракеты в системе закрытых укрытий вертикального (горизонтального) типа или в тоннелях (крытых траншеях). Основная особенность этой концепции заключается в возможности обеспечения живучести как за счет создания неопределенности для противника местоположения ракеты путем её периодического перемещения и маскировочных мероприятий, так и за счет защищенности ракеты в укрытии.

Очевидно, затраты на реализацию такой концепции весьма велики и, кроме того, любой из известных подвижно-защищенных вариантов требует отчуждения значительных территорий.

Заглубленное базирование[править | править вики-текст]

Различные варианты концепции заглубленного (подземного) базирования предполагают размещение ПУ с ракетой на глубине в десятки, сотни и даже тысячи метров. Главное достоинство этих вариантов заключается в возможности обеспечения выживаемости ракеты при прямом попадании одного или нескольких ББ. Глубина заложения пусковой установки определяется мощностью боезарядов угрожающих боевых блоков, их количеством, условиями размещения ПУ и требуемым уровнем живучести ракеты. Не случайно эти комплексы получили в литературе название комплексов «возмездия». При этом подземное базирование неминуемо влечет за собой ряд проблем, основными из которых являются:

  • обеспечение выживаемости системы боевого управления;
  • обеспечение длительного (по расчетам до одного года) режима автономности;
  • обеспечение доставки ракеты на поверхность перед пуском.

Мобильное базирование[править | править вики-текст]

Вагон Гаррисона для ракеты MX, в Национальном музее ВВС США.

Среди возможных вариантов мобильного базирования основное внимание уделялось железнодорожному. Он предусматривал размещение ракет в железнодорожных составах. Каждый состав должен был включать два локомотива и не менее шести вагонов, два из которых с ракетами (Peacekeeper Rail Garrison Car). Число вагонов в составах легко варьировать, что должно затруднить противнику их распознание. Этой же цели служит и использование стандартных вагонов (как у эксплуатируемых железнодорожными компаниями). Составы с МБР «МХ» должны были базироваться специальных зонах (так называемых «рельсовых гарнизонах») на нескольких базах ВВС США. В каждой зоне находятся от 4 до 6 укрытий с ракетами, комплекс обслуживания и помещения для охраны.

В процессе дежурства составы с ракетами периодически перемещаются. Номинальная скорость движения около 50 км/ч. Пуск может быть осуществлен практически с любой точки маршрута патрулирования. Перед пуском вагон с ракетой устанавливается на опоры, и после открытия крыши вагона контейнер с ракетой устанавливается в вертикальное положение. В случае получения приказа на пуск в укрытии пуск может проводиться непосредственно из укрытия с предварительным открытием или взламыванием крыши.

Общая протяженность железнодорожных дорог США около 230 тысяч километров. Рассредоточение на путях протяженностью 120 тыс. км, по расчетам американских специалистов, обеспечивает для ракет «МХ» железнодорожного базирования, в случае развертывания 25 поездов, вероятность непоражения 0,9 при использовании противником для нападения на эти ракеты 150 МБР Р-36М.

Однако предполагаемая концепция имеет достаточно много недостатков:

  • уязвимость при нападении диверсионных групп противника;
  • угроза со стороны террористов;
  • опасность для окружающей среды обширных территорий в связи с перемещением ракет, оснащенных ядерными ГЧ и др.

Шахтное базирование[править | править вики-текст]

Ни один из рассмотренных вариантов не был принят. В 1986 году, когда ракета принималась на вооружение, было решено устанавливать её в ШПУ, освобождаемые от ракет «Минитмен-3», и продолжить поиск новых вариантов базирования для МБР «МХ». Всего было поставлено на дежурство 50 таких ракет. Таким образом, проблема повышения живучести группировки вводом новой ракеты решена не была.

Тактико-технические характеристики[править | править вики-текст]

Общие характеристики:

  • Максимальная дальность стрельбы: 9600 км
  • Круговое вероятное отклонение: 90 м
  • Диаметр ракеты: 2,34 м
  • Длина ракеты в сборе: 21,61 м
  • Масса снаряженной ракеты: 88,443 т
  • Масса неснаряженной ракеты: 10,885 т
  • Длина пускового контейнера: 20,79 м
  • Диаметр пускового контейнера, внутренний: 2,5 м
  • Число боевых блоков: 10 штук
  • Мощность боевого блока: 300 Кт

Двигатель:

  • Топливо: твердое (I, II, III ступени), жидкое (ступень разведения)
  • I ступень:
    • Длина: 8,534 м
    • Масса:
      • снаряженной ступени: 48,985 т
      • неснаряженной ступени: 3,628 т
    • Тяга РДТТ на уровне моря: 226,8 тс
    • Удельный импульс РДТТ на уровне моря: 282 с
    • Время работы РДТТ: 56,5 с
  • II ступень:
    • Длина: 5,486 м
    • Масса:
      • снаряженной ступени: 27,667 т
      • неснаряженной ступени: 3,175 т
    • Тяга РДТТ в вакууме: 124,7 тс
    • Удельный импульс РДТТ в вакууме: 309 с
    • Время работы РДТТ: 60,7 с
  • III ступень:
    • Длина: 2,438 м
    • Масса:
      • снаряженной ступени: 7,710 т
      • неснаряженной ступени: 0,635 т
    • Тяга РДТТ в вакууме: 29,5 тс
    • Удельный импульс РДТТ в вакууме: 300 с
    • Время работы РДТТ: 72 с
  • Ступень разведения:
    • Длина: 1,22 м
    • Масса:
      • снаряженной ступени разведения (без КСП ПРО, ББ/БЧ и головного обтекателя): 1,179 т
      • неснаряженной ступени разведения (без КСП ПРО, ББ/БЧ и головного обтекателя): 0,544 т
      • боевого оснащения (ББ/БЧ): 2,131 т
      • КСП ПРО: 0,5 т
    • Количество рулевых двигателей: 8
    • Тяга:
      • маршевого РДТТ в вакууме: 1,16 тс
      • рулевого двигателя в вакууме: 0,032 тс
    • Удельный импульс:
      • маршевого РДТТ в вакууме: 308 с
      • рулевого двигателя в вакууме: 255 с
    • Время работы рулевых двигателей: 168 с

Примечания[править | править вики-текст]

  1. BOEING LGM-118A PEACEKEEPER. (англ.). Национальный музей ВВС США: Боинг LGM-118A Peacekeeper
  2. LGM-118 PEACEKEEPER. (англ.). MIssileThreat.com: LGM-118A Peacekeeper
  3. 유용원의 군사세계

Литература[править | править вики-текст]

  • Е. Б. Волков, А. А. Филимонов, В. Н. Бобырев, В. А. Кобяков Межконтинентальные баллистические ракеты СССР (РФ) и США. История создания, развития и сокращения / Под ред. Е. Б. Волкова. — М.: ЦИПК РВСН, 1996. — С. 218. — 376 с.