Техника и вооружение 2013 07

Менее серьезная авария произошла 12 ноября 1959 г. Во время заполнения жидким кислородом бак смяло атмосферным давлением. Это произошло после того, как заправочный расчет обнаружил незначительную утечку жидкого кислорода. Подачу кислорода немедленно прекратили. И хотя на устранение утечки ушло всего 30 мин, этого было достаточно для того, чтобы бак нагрелся. Когда же заправка возобновилась, кислород вызвал резкое падение температуры и давления в баке. В результате бак смялся и разрушился под действием внешнего давления. Конструкторы приняли решение проводить все последующие заправки топливом с медленным предварительным охлаждением бака при закрытом дренажном клапане.

Следующая неудача постигла «Титан» 12 декабря 1959 г. Ракета поднялась, но через мгновение взорвалась без видимой причины. После осмотра обломков ракеты появились предположения о поломке двигателя или о разрушении конструкции. Но кадры скоростной киносъемки полета убедили комиссию по расследованию аварии, что причиной взрыва являлся блок самоуничтожения. Взрыв возник именно в месте его установки. Через несколько дней при более детальном осмотре места падения ракеты удалось обнаружить блок управления самоуничтожением, и замкнутые контакты в его поляризованном реле подтвердили правильность предположений. К тому же, анализ телеметрических данных показывал, что начальные ускорения и вибрации во время взлета оказались больше, чем на предыдущих запусках. Это исследование привело к выводу, что чувствительность реле повышенная.

Авария при пуске 14 августа 1959 г.

Подрыв блока самоуничтожения ракеты «Титан» 12 декабря 1959 г.

Пуск ракеты «Титан I» с головной частью типа Мк.4.

Опытный образец ракеты «Титан»

< image l:href="#"/>

Ракета «Титан I» с ГЧ Мк.4.

Однако фирма Мартин не пошла по пути снижения чувствительности. Блок уничтожения реконструировали. Его снабдили двойной системой реле, расположив их с различным направлением осей качания якоря. Теперь потребовались бы вибрации в двух направлениях, прежде чем блок вызвал бы несанкционированный подрыв ракеты. Кроме того, реле переместили в область, менее подверженную вибрациям: из отсека двигателя их перенесли в переходной отсек между ступенями.

Наконец, можно было приступать к запуску полностью заправленной ракеты. Этот ответственный пуск состоялся 2 февраля 1960 г. В полете ракетой управляла штатная радиоинерциальная система. «Титан» отработал заданную программу и, преодолев 3500 км, упал в океан.

Следующий пуск состоялся 24 февраля 1960 г. Он был посвящен испытаниям головной части Мк.4. Новая ГЧ отличалась более совершенными аэродинамическими формами и была способна противостоять температурам до 8300'С. Носок ГЧ имел покрытие из кварцевой керамики с металлическим сотовым заполнителем. После входа в атмосферу керамика постепенно испарялась и предохраняла боеголовку от перегрева. Мощность термоядерной боеголовки составляла 3,75 Мт. Ракета успешно стартовала и пролетела 7900 км. Головная часть, заполненная испытательной аппаратурой, была подобрана вертолетом в заданном районе.

Сборка ракеты «Титан I» на стартовой позиции.

Отвод башни обслуживания перед пуском ракеты «Титан I».

Шахта ракеты «Титан I-(рис. А. Чечина).

Строительство подземных сооружений ракетной базы комплекса «Титан I» открытым способом.

29 сентября 1960 г. была предпринята попытка запустить «Титан» на рекордную дальность 16000 км в Индийский океан. До этого ни одна боевая ракета в мире еще не пролетала такого расстояния. Но в результате преждевременного выключения двигателя второй ступени ракета пролетела всего 9700 км и упала в южной части Атлантического океана. Вместо боеголовки в головной части стояла капсула с телеметрической аппаратурой. После входа в атмосферу капсула с записанными данными была выброшена из задней части ГЧ и подобрана поисковой группой.

В 1961 г. испытания продолжились. В феврале провели еще один запуск ракеты на максимальную дальность, теперь уже успешный; траектория активного участка полета регистрировалась фотокамерами при помощи установленных на ракете двух ярких проблесковых огней. В марте «Титан» опять постигла неудача. Ракета стартовала с боевой шахты на базе Ванденберг (Vandenberg), потеряла управление и была подорвана на 140-й секунде полета. 23 июня состоялся неудачный запуск «Титана I» с чисто инерциальной системой наведения в рамках программы «Титан II». В июле прошел испытания комплект ложных целей для преодоления ПРО. Каждая цель имела собственный твердотопливный двигатель и имитировала полет боеголовки. Шесть целей запускались в момент отделения головной части и четыре — при ее входе в атмосферу. В июле, после устранения неполадок, был проведен успешный запуск ракеты с инерциальной системой наведения.

Несмотря на определенные неудачи, специалисты фирмы Мартин считали ход испытаний вполне успешным. Радиоинерциальная система наведения продемонстрировала высокую надежность и точность работы. Она включалась автоматически после подъема «Титана» на высоту 20–30 м. Боевая ЭВМ «Афина» (Aphina), находящаяся в командном бункере стартового комплекса, просчитывала траекторию полета и выдавала координаты прогнозируемой точки падения с точностью до 400 м. Радиокомандная часть системы начинала передавать на борт ракеты команды управления, основанные на данных, рассчитанных «Афиной», и радиолокационного наблюдения за полетом. Эта часть системы наведения работала до момента выключения двигателя второй ступени.

На высоте 90000 м включалась инерциальная часть. Небольшие скоростные гироскопы начинали измерять угловое ускорение по всем трем осям, величина которого использовалась для регулирования подачи гелия из баллона (стоял в головной части) в четыре небольших рулевых сопла, расположенных по периферии основания. Таким образом задавался и поддерживался правильный угол входа ГЧ в атмосферу. После входа в плотные слои атмосферы работа этой системы прекращалась, и боеголовка летела по инерции. Точность стрельбы составляла 2000 м.

В ходе летных испытаний конструкторы приняли решение отказаться от твердотопливных двигателей разделения ступеней. Это давало выигрыш в весе полезной нагрузки. Вместо них использовали «дармовой» газ от газогенератора привода турбонасоса ЖРД второй ступени. Выхлопные газы газогенератора направили в сопла, расположенные вокруг двигателя второй ступени. Как только проходила команда на запуск двигателя, а первым начинал работать газогенератор, сопла создавали небольшую тягу и ступени плавно разделялись.