Техника и вооружение 2012 03
Шрифт:
В середине 1970-х гг. с использованием лабораторных моделей HIT провели комплекс наземных испытаний, включая 24 бросковых, осуществленных в специальном комплексе фирмы LTV. В1977 г. этот этап был завершен, а использованные при его реализации технические решения получили свое развитие в работах по программе ASAT.
Вместе с LTV, с которой 8 сентября 1977 г. ВВС США заключили первоначальный контракт на 58,7 млн. долл., к этим работам (получившим обозначение «программа 2134») были привлечены фирмы Boeing и MacDonnel-Douglas. В целом затраты на разработку и испытания противоспутниковой ракеты тогда оценивались в 197 млн. долл., на ее развертывание – 675 млн. долл. и на эксплуатацию течение 10 лет – 500 млн. долл. В соответствии с этими оценками в 1980 г. на программу 2134 было выделено 80,5 млн. долл., в 1981 г. – 124,9 млн. долл.
Завершение
Предложенная схема боевого применения системы ASAT выглядела следующим образом. Находящийся на аэродроме или в полете истребитель F-15, оснащенный противоспутниковой ракетой, должен был получить целеуказание от наземных служб и выйти в район пуска. По уточненным данным от наземного пункта управления летчик выводил самолет на расчетное направление перехвата. Пуск ракеты, подвешенной на специальном подфюзеляжном пилоне, где размещалось вспомогательное контрольное и пусковое оборудование, планировалось осуществлять в горизонтальном полете или в процессе набора самолетом высоты с дозвуковой или сверхзвуковой скоростью на высотах до 30 км. При этом точность запуска ракеты по времени должна была составлять не более 10 с, т.е. немногим больше, чем требовалось для запуска авиационных управляемых ракет типа «Sparrow». После разгона и выхода на высоту в несколько сотен км боевая ступень ракеты отделялась, а датчики ее системы самонаведения обнаруживали и захватывали спутник-цель. По первоначальным расчетам его поражение должно было происходить за счет соударения при относительной скорости сближения до 13,7 км/с.
Первые описания будущей противоспутниковой системы появились в конце 1970-х гг. Как и в начале работ над HIT, они были преисполнены оптимизма. «Нью-Йорк Таймс», например, отмечала: «Под фюзеляжем F-15 подвешена длинная тонкая ракета весом в полтонны. Двигаясь со скоростью, в 2 раза превышающую звуковую, истребитель поднимается почти по вертикали вверх до высоты более 30 тыс. м, а затем по команде пилот выстреливает ракету и вводит самолет в вираж. С помощью своего двигателя ракета пролетает 50 миль, затем двигатель выключается, в то время как полезный груз, размером с небольшую коробку, отделяется от ракеты и после колебания, продолжающегося какую-то долю секунды, меняет направление. Менее чем через минуту он врезается во вражеский спутник».
Впрочем, противоспутниковая ракета со стартовой массой в 500 кг никак не получалась даже по расчетам, тем более, что создавалась она на основе уже имеющихся элементов. Предложенная двухступенчатая ракета была не в состоянии догнать двигающийся по орбите спутник, поэтому его перехват мог выполняться только при атаке навстречу. Также ракету требовалось запускать в орбитальную проекцию цели, а траекторию ее движения следовало выбирать такой, чтобы получить оптимальные размеры области зрения ИК-датчика, т.е. угол между траекторией боевой ступени и траекторией спутника-цели должен быть как можно меньше.
В целом, создание подобной ракеты, имеющей относительно небольшие размеры и массу, вызвало ряд проблем, связанных с миниатюризацией ее систем и элементов. При этом вариантов разгонных ступеней ракеты, подходящих ей по энергетике, размерам и массе, оказалось не так уж и много.
В конечном счете, разработчики решили использовать в качестве ее первой ступени РДТТ авиационной ракеты класса «воздух-земля» SRAM-A (AGM-69A), которая находилась на вооружении с 1972 г. Эта двигательная установка, имевшая обозначение SR-75-LP-1, была создана фирмой Lockheed Propulsion и представляла собой РДТТ диаметром 447 мм и длиной 2,54 м. Развиваемая им тяга составляла около 40 кН и он был способен работать в температурном диапазоне от -54 до 63'С. Особенностью данного РДТТ была возможность двукратного включения, которая обеспечивалась его двухсекционным зарядом массой 454 кг, разделенным бронировкой. При этом включения могли осуществляться либо друг задругам, либо с интервалом от 1,5 до 80 с и продолжались по 14 с.
Для использования в составе ASAT этому РДТТ потребовалась доработка, которую выполнила фирма Boeing. Она состояла в
установке в его хвостовой части оперения из пяти аэродинамических поверхностей. Две из них были закреплены неподвижно, а три являлись рулями управления.Компоновка ракеты ASAT.
Схема перехвата спутника ракетой ASAT.
< image l:href="#"/>Сборка ракет SRAM.
Фирма Boeing также создала оборудование для доработанного MacDonnel-Douglas самолета-носителя и для экспериментального центра управления полетами РМОС (Prototype Missions Operations Center), функционировавшего в составе системы Объединенного командования аэрокосмической обороны Северной Америки (НОРАД). В дальнейшем управление ASAT предполагалось вести с комплекса Стратегического авиационного командования в горе Шайен.
В свою очередь, вторая ступень ракеты была спроектирована фирмой LTV на основе РДТТ «Altair-З» (FW-4S фирмы Thiocol), развивавшего в течение 27 с среднюю тягу 27,4 кН. Исходный вариант этого двигателя имел диаметр 0,5 м, массу около 300 кг и являлся четвертой ступенью легкой ракеты-носителя «Scout». В этом случае переделки оказались более значительными, поскольку в исходном варианте стабилизация ступени «Scout» осуществлялась за счет вращения с угловой скоростью около 3 об./с. Для применения в составе ASAT «Altair-З» оснастили реактивной системой управления по трем осям, созданной на основе ЖРД, работающих на гидразине. Конструкцию «Altair-З» в составе ASAT также усилилили, чтобы позволить ему выдержать полет в горизонтальном положении самолета-носителя в течение часа перед возможным запуском.
В итоге, расчетная стартовая масса ракеты составила 1194 кг, а длина-5,4 м. При этом первая ступень ракеты могла выводить ее на высоту 160 км, а вторая – выводить полезную нагрузку на высоту 460 км и более.
В качестве «полезной нагрузки» ракеты предназначалась боевая ступень MHV (Miniature Homing Vehicle – миниатюрный аппарат прямого попадания), которая по компоновке и конструкции была аналогична HIT, но имела большие размеры (диаметр – 0,305 м, длина – 0,51 м) и массу в снаряженном виде (около 16 кг). Макет этой боевой ступени был впервые продемонстрирован в марте 1979 г. на заседании сенатского подкомитета по военным ассигнованиям.
В разработке отдельных элементов MHV вместе с LTV участвовали фирмы Hughes (оптические датчики подсистемы наведения), Zinger Kirfot (подсистема наведения) и Harris (бортовые вычислительные средства). В состав MHV также входили сложенный Грегорианский телескоп, сосуд Дюара с жидким гелием для охлаждения ГСН, приемоответчик С-диапазона, лазерный кольцевой гироскоп фирмы Honeywell для определения скорости вращения аппарата, двигательная установка маневрирования и ориентации. Все подсистемы были выполнены предельно легкими и миниатюрными. Так, БЦВМ, обладавшая быстродействием 24 кбит/с, весила всего 0,36 кг.
Боевая ступень MHV устанавливалась в составе ракеты на опорном устройстве, обеспечивающем перед отделением приведение ее во вращение со скоростью до 30-33 об./с для стабилизации и наведения на цель.
Основу ИК-датчика MHV составляли «линейки», изготовленные на основе висмута индия, охлаждавшегося перед началом работы до 4 К. Этот датчик, изготовленный фирмой Hughes, включал в себя четыре линейки, располагавшиеся в виде квадрата, и четыре линейки – в виде спиральных кривых. С их помощью можно было определять относительное местоположение перехватываемого спутника по измерениям времени пересечения линеек его образом. В то же время MHV не располагала какой-либо информацией о своем местоположении, о скорости своего движения и расстоянии до цели. Логика работы и наведения на цель MHV заключалась в сведении к нулю любых изменений ее линии визирования на цель путем включения двигателей управления, и это должно было происходить даже в том случае, если бы боевая ступень удалялась от атакуемой цели. Естественно, что при использовании подобной схемы наведения даже незначительная ошибка в координатах и времени запуска ракеты делала перехват невозможным.