Rambler's Top100
Главная страница US NAVY

Trident Fleet Ballistic Missile

C4 & D5Межконтинентальные баллистические ракеты атомных ракетных подводных лодок (Submarine launched ballistic missiles - SLBMs) являются неотъемлемой частью системы стратегического сдерживания. В своем развитии SLBMs прошли шесть этапов. В 1956 году были начаты работы по программе U.S. Navy Fleet Ballistic Missile (FBM) Polaris A1 В дальнейшем SLBM развивался через Polaris A2, Polaris A3, Poseidon C3 и в наши дни Trident I (C4) и Trident II (D5).
Развертывание системы Trident I (C4) было начато в 1979 году с дальнейшим запланированным снятием с вооружения к 2000-му году. Пришедший на смену в 1990 году комплекс Trident II (D5) должен находиться на вооружении до ~2020 года. Этими же ракетами вооружены ПЛАРБ Великобритании класса Vanguard.
В ВМС США ракетные комплексы Trident I (C4) и Trident II (D5) установлены на подводных лодках класса Ohio (по 24 ракеты), являющихся составной частью системы "Trident".
Trident II (D5) трехступенчатая, тведотопливная ракета, с инерциальной системой самонаведения и дальностью стрельбы боле 4.000 миль. Все три ступени Trident II сделаны из лихтера (жесткой графитовой эпоксидной смолы), что обеспечило значительную экономию веса. Дальность стрельбы ракеты увеличена за счет улучшени аэродинамических характеристик за счет использования носовой иглы, снизившей  до 50% лобовое сопротивление.

Основные ТТХ Trident I (C4)

Длина: 34 фута (10.2 м)
Диаметр: 74 дюйма (1.8 м)
Вес: 73.000 фунтов (33.142 кг)
Двигатель: трехступенчатый, твердотопливный
Дальность стрельбы: 4.000 миль
Система наведения: инерциальная
Боевая часть: Nuclear MIRV (Multiple Independently Targetable Reentry Vehicles)
На вооружении: с 1979 года

C4C4C4C4 (схема)C4 (схема)

Тrident II D5Основные ТТХ Trident II (D5)

Длина: 44 фута (13.41 м)
Диаметр: 83 дюйма (2.1 м)
Вес: 130.000 фунтов (58.500 кг)
Двигатель: трехступенчатый, твердотопливный
Дальность стрельбы: 4.000 миль
Система наведения: инерциальная
Боевая часть: Nuclear MIRV (Multiple Independently Targetable re-entry Vehicle); Maneuverable Re-entry Vehicle
На вооружении: с 1990 года
Стоимость: $30.900.000

D5D5D5D5D5 (схема)D5 (схема)

Баллистическая ракета подводных лодок UGM-96A "Trident-1" C-4

Во второй половины 70-х годов начинается трансформация взглядов американского политического руководства на перспективы ядерной войны. Учитывая мнение большинства ученых о гибельности для США даже ответного советского ядерного удара, оно решило принять теорию ограниченной ядерной войны для одного ТВД, а конкретно, Европейского. Для ее осуществления были необходимы новые ядерные вооружения. Администрация президента Дж. Картера выделила средства на разработку и производство высокоэффективной стратегической системы морского базирования "Trident".
Реализацию данного проекта предусматривалось осуществить в два этапа. На первом планировалось перевооружить 12 ПЛАРБ типа "Дж. Мэдисон" ракетами "Трайдент-С4", а также построить и ввести в строй 8 ПЛАРБ нового поколения типа "Огайо" с 24 такими же ракетами. На втором этапе предполагалось построить еще 14 ПЛАРБ и вооружить все лодки этого проекта новой БРПЛ "Трайдент-D5" с более высокими тактико-техническими характеристиками.
Генеральный подрядчик - фирма "Lockheed Missiles and Space Company". На вооружение ВМС США принята в 1979 году.
Ракета UGM-96A "Trident-1" выполнена по трехступенчатой схеме. При этом третья ступень размещается в центральном проеме приборного отсека и головной части. Ракетные твердотопливные двигатели (РДТТ) всех трех ступеней "Trident-1" изготовлены из материалов с улучшенными характеристиками (арамидное волокно, кевлар-49, в качестве связующего вещества применяется эпоксидная смола) и имеют качающееся сопло облегченной конструкции. Кевлар-49 имеет более высокие удельную прочность и модуль упругости по сравнению со стекловолокном. Выбор арамидного волокна дал выигрыш в массе, а также прирост в дальности стрельбы. Двигатели снаряжаются высокоэнергетическим твердым топливом - нитролан, имеющим плотность 1.84 г/см3 и удельный импульс 271 кг-с/кг . В качестве пластификатора применен полиуретановый каучук.
На ракете "Trident-1" на каждой ступени имеется по одному качающемуся соплу, обеспечивающему управление по тангажу и рысканию. Сопло изготовлено из композиционных материалов (на основе графита), имеющих меньшую массу и большую стойкость к эрозии. Управление вектором тяги (УВТ) на активном участке траектории по тангажу и рысканию осуществляется за счет отклонения сопел, а управление по крену на участке работы маршевых двигателей не производится. Накапливающееся за время работы РДТТ отклонение по крену компенсируется в процессе работы двигательной установки головной части. Углы поворота сопел УВТ являются небольшими и не превышают 6- 7°. Максимальный угол поворота сопла определен исходя из величины возможных случайных отклонений, вызванных подводным запуском и разворотом ракеты. Угол поворота сопла при разделении ступеней (для коррекции траектории) обычно составляет 2-3°, а во время остального полета - 0,5°. Первая и вторая ступени ракеты имеют одинаковую конструкцию системы УВТ, а в третьей ступени она значительно меньших размеров. Они включают три главных элемента: пороховой аккумулятор давления, обеспечивающий газом (температура 1200°С) гидравлический блок; турбину, которая приводит в действие центробежный насос и гидравлический силовой привод с трубопроводами. Рабочая скорость вращения турбины и жестко связанного с ней центробежного насоса 100-130 тыс. об/мин. Система УВТ ракеты "Trident-1" в отличие от "Poseidon-СЗ" не имеет зубчатого редуктора, соединяющего турбину с насосом и снижающего скорость вращения наcoca (до 6000 об/мин). Это привело к уменьшению их массы и повышению надежности. Кроме того, в системе УВТ стальные гидравлические трубопроводы, применявшиеся на ракете "Poseidon-СЗ", заменены тефлоновыми. Гидравлическая жидкость в центробежном насосе имеет рабочую температуру 200-260°С. РДТТ всех ступеней БРПЛ "Trident-1" работают до полного выгорания топлива.
Применение более легких материалов в корпусах РДТТ, сопел и элементов устройств УВТ, а также использование ракетного топлива с большим удельным импульсом, модернизация устройства управления вектором тяги и введение третьей ступени позволили увеличить дальность стрельбы ракеты "Trident-1" по сравнению с "Poseidon-СЗ" примерно на 2300 км.
Система наведения БРПЛ "Trident-1" осуществляет управление полетом ракеты как на этапе работы ее маршевых двигателей, так и на этапе разведения боеголовок. Основными элементами системы навeдения являются гиростабилизированная платформа, на которой размещены гироприборы и астродaтчик, а также бортовая ЭВМ, формирующая управляющие сигналы. Для обеспечения нормальной работы системы наведения в ней используется подсистема термостатирования, которая включает датчики температуры и обогреватели инерциальных приборов, а также водяное охлаждение. В БРПЛ "Trident-1" приборный отсек расположен на третьей ступени ракеты. В нем размещены аппаратура и приборы инерциальной системы наведения с астрокоррекцией. Инерциальные навигационные приборы ракет имеют накапливаемую ошибку в дальности стрельбы 1480 м за час полета. Для ее снижения в БРПЛ "Trident-1" наряду с совершенствованием механических узлов инерциальных приборов, в частности использованием воздушных подшипников для гироскопов (позволило избежать ошибок, обусловленных нагревом, износом, термическим воздействием контакта вращающегося подшипника с поверхностью), введена астрокоррекция. Она производится путем уточнения места ракеты в пространстве при наблюдении одной-двух звезд, находящихся близко к зениту в районе цели. Для коррекции дальности используются измерения угла возвышения звезды относительно местной вертикали при старте, для коррекции азимута - результаты измерений горизонтальной составляющей. Для осуществления астронавигационных измерений ракеты "Trident-1" оснащаются оптическим телескопом и звездным датчиком на видиконе, которые составляют единое целое с комплексом инерциальных приборов.
Применение на БРПЛ "Trident-1" новых достижений в области микроэлектроники позволило снизить массу блока электронного оборудования в системе наведения и управления попетом на 50% по сравнению с аналогичным блоком на ракете "Poseidon-СЗ". В частности, показатель интеграции электронного оборудования на ракетах "Поларис-АЗ" составил 0,25 условных элементов в 1 см3, на "Poseidon-СЗ" - 1, на "Trident-1" в - 30 (благодаря использованию тонкопленочных гибридных схем).
ГЧ ракет "Trident-1" состоит из боeвого отсека, системы (ступени) разведения боеголовок, подсистемы наведения и головного обтекагеля с носовой аэродинамической иглой. Боевой отсек несет восемь боеголовок W-76, расположенных по кругу. Мощность каждой около 100 кт. Система разведения боеголовок обеспечивает компенсацию ошибок выведения ГЧ на цель и производит корректирующий маневр при нацеливании боеголовок. Она включает двигательную установку, состоящую из двух твердотопливных газогенераторов, и подсистему небольших сопел с управляющими клапанами, с помощью которых при разведении боеголовок осуществляется регулирование скорости головной части, а также ее ориентация и стабилизация. Роль газогенератора выполняет пороховой аккумулятор давления (рабочая температура 1650°С, удельный импульс 236 кг-с/кг, высокое давление 33 кг-с/см2, низкое давление 12 кг-с/см2). Ранее в системе разведения боеголовок БРПЛ "Poseidon-СЗ" рабочая температура газа была на 450°С ниже, а удельный импульс - на 15% меньше.
Газ подается через входной трубопровод на четыре блока управляющих сопел, питающих в общей сложности 16 сопел (четыpе передних, четыре задних и восемь стабилизации по крену). Масса системы рдзведения боеголовок 295 кг, масса топлива 193 кг, максимальное время работы после отделения третьей ступени 7 мин.
Головной обтекатель БРПЛ "Trident -1" изготовлен из специального елового шпона, а его носовая часть - из фенольного стеклопластика. В зарубежной печати отмечается, что применение специального елового шпона обеспечило значительно лучшие характеристики головной части при выходе из атмосферы, чем другие испытывавшиеся материалы. При этом с выходом из плотных слоев атмосферы происходит обугливание только наружного слоя обтекателя, а остальные слои обеспечивают хорошую защиту приборного отсека и элементов ГЧ. Сброс (и увод с траектории полета ракеты) обтекателя производится на участке работы двигателя второй ступени с помощью твердотопливных двигателей.
Носовая аэродинамическая игла применена на ракетах "Trident" в целях снижения аэродинамического сопротивления и увеличения дальности стрельбы при существующей форме их головных обтекателей. На БРПЛ "Trident-1" аэродинамическая игла утоплена в обтекателе, и ее шесть частей выдвигаются телескопически под воздействием порохового аккумулятора давления в течение 100 мс на высоте 600 м. Игла уменьшает максимальное значение силы лобового аэродинамического сопротивления на активном участке траектории с 18 тыс. до 9 тыс. кгс. Применение такой схемы дало прирост в дальности стрельбы для БРПЛ "Trident-1" 550 км и "Poseidon-СЗ" 325 км по сравнению с ракетой "Polaris-АЗ", имеющей аналогичную форму головного обтекателя.
Пусковые установки БРПЛ являются важнейшей составной частью стартового комплекса и предназначены для хранения, обслуживания и запуска ракеты. Основными элементами каждой ПУ являются: шахта, пусковой стакан, гидропневмосистема, мембрана, клапаны, штекерный разъем, подсистема подачи пара, подсистема контроля и проверки всех узлов пусковой установки.
Шахта представляет собой стальную конструкцию цилиндрической формы. Она закреплена неподвижно в корпусе ПЛАРБ. Сверху шахта закрывается крышкой с гидравлическим приводом (равнопрочной с прочным корпусом ПЛАРБ), под которой расположена мембрана, предотвращающая попадание забортной воды в шахту при открывании крышки. Внутри шахты устанавливается стальной пусковой стакан. Кольцевой зазор между стенками шахты и стакана заполняется эластомерным полимером. В зазоре между внутренней поверхностью стакана и ракетой размещаются амортизирующие и обтюрирующие пояса. В пусковом стакане БРПЛ устанавливается на опорное кольцо, которое обеспечивает ее азимутальную выставку. В нижней части ракеты имеются четыре амортизационных устройства и четыре центрирующих цилиндра, В зазоре между стенками шахты и пусковым стаканом расположена часть устройств (амортизаторов), предназначенных для демпфирования ударных нагрузок на ракету.
Пусковой стакан "Trident-1" монтируется к прочному корпусу ПЛАРБ на 20-30 башмаках, опирающихся на гидравлические амортизаторы, сверху он перекрыт мембраной. Жесткая оболочка мембраны толщиной 6,3 мм имеет куполообразную форму (ее диаметр 2.02 м и высота 0.71 м). Она изготовлена из фенольной смолы, армированной асбестом. К внутренней поверхности мембраны приклеивается пенополиуретан низкой плотности с открытыми ячейками и сотовый материал, сделанный по форме носовой части ракеты. Это обеспечивает защиту БРПЛ от силовых и тепловых нагрузок при вскрытии мембраны с помощью профилированных зарядов взрывчатого вещества, установленных на внутренней поверхности оболочки. При вскрытии оболочка разрушается на несколько частей: центральную и боковые.
Для доступа к системам и узлам ракеты с целью их проверок и технического обслуживания каждая шахта имеет горловины и люки, расположенные на различных уровнях. Пусковая шахта БРПЛ "Trident-1" оснащена штекерным разъемом нового типа для соединения приборов ракеты с бортовой системой управления стрельбой. Он автоматически отсоединяется в момент пуска ракеты.
Для выстреливания ракет "Trident-1" из шахты используется пороховой аккумулятор давления. Генерируемые им газы проходят через камеру с водой и частично охлаждаются. Образовавшийся при этом низкотемпературный пар поступает в нижнюю часть пускового стакана и выталкивает ракету. Переход на парогаз, по оценке американских специалистов, позволил увеличить выстреливаемую массу ракеты без увеличения объема системы выброса. В пусковой шахте БРПЛ "Trident-1" внедрены система создания избыточного давления перед пуском ракеты, камера охлаждения и устройство закрытия шахты такого типа. Размеры пускового стакана на ПЛАРБ типа "Огайо" на 15 проц. по диаметру и 30 проц. по высоте больше, чем у лодок типа "Лафайет". Это сделано с учетом возможности размещения в дальнейшем на первых восьми кораблях типа "Огайо" БРПЛ "Trident-2".
Система управления ракетной стрельбой предназначена для расчета данных стрельбы и ввода их в ракету, осуществления предстартовой проверки и контроля готовности аппаратуры к запуску. На ПЛАРБ типа "Лафайет" установлена система управления ракетной стрельбой Мк88 мод. 2, для "Огайо" разработана новая система Мк98 мод. О. В отличие от аналогичных систем ракетного комплекса "Polaris" они позволяют производить перенацеливание ракет, находящихся в шахтах патрулирующих ПЛАРБ, на вновь назначенные цели.
Система управления ракетной стрельбой включает посты управления пуском ракет, навигационный и контроля подсистемы выброса ракет из шахты. Ее основу составляет ЭВМ. Пост управления ракетной стрельбой расположен в центральном посту ПЛАРБ. Необходимые данные, характеризующие состояние всех ракет и подготовку вспомогательных подсистем к стрельбе, отображаются на его специальном пульте. Такой пульт на ПЛАРБ типа "Лафайет" включает 16 рядов контрольных лампочек зеленого цвета, показывающих этапы подготовки и степень готовности к полету. В центре нижней части пульта имеется отверстие для пускового ключа. Навигационный пост выдает данные, характеризующие местоположение носителя и элементы его движения, а также величины магнитного и гравитационного полей Земли в районе нахождения ПЛАРБ. Они, как и информация от подсистемы контроля и выброса ракет, вводятся в общекорабельную ЭВМ.
Функционирование ракетного комплекса.
С получением сигнала-приказа на пуск ракет командир лодки объявляет боевую тревогу. После проверки подлинности приказа командир дает команду на приведение подводной лодки в техническую готовность ISy, которая является высшей степенью готовности. По этой команде уточняются координаты корабля, скорость снижается до значений, обеспечивающих пуск ракет, лодка подвсплывает на глубину около 30 м. По готовности навигационного поста, а также поста подсистемы контроля и выброса ракет из шахт командир ПЛАРБ вставляет пусковой ключ в соответствующее отверстие пульта управления стрельбой и переключает его. Этим действием он подает команду в ракетный отсек лодки на непосредственную предстартовую подготовку ракетного комплекса. Перед пуском ракеты давление в пусковой шахте выравнивается с забортным, затем открывается прочная крышка шахты. Доступ забортной воде после этого преграждает лишь расположенная под ней сравнительно тонкая мембрана.
Непосредственный пуск ракеты осуществляет командир боевой части оружия (ракетно-торпедной) с помощью пускового механизма с рукояткой красного цвета (для учебных пусков - черного), который подключается к ЭВМ с помощью специального кабеля. Затем включается пороховой аккумулятор давления. Генерируемые им газы проходят через камеру с водой и частично охлаждаются. Образовавшийся при этом низкотемпературный пар поступает в нижнюю часть пускового стакана и выталкивает ракету из шахты. При движении вверх ракета разрывает мембрану, и забортная вода свободно поступает в шахту. После выхода ракеты крышка шахты автоматически закрывается, а находящаяся в шахте забортная вода сливается в специальную заместительную цистерну внутри прочного корпуса лодки. ПЛАРБ при движении ракеты в пусковом стакане подвергается воздействию значительной реактивной силы, а после ее выхода из шахты давлению поступающей забортной воды. Рулевой с помощью специальных автоматов, управляющих работой гироскопических стабилизирующих устройств и перекачкой водного балласта, удерживает лодку от провала на глубину.
После неуправляемого движения в толще воды ракета выходит на поверхность. Двигатель первой ступени БРПЛ включается на высоте 10-30 м над уровнем моря по сигналу датчика ускорений. Вместе с ракетой на поверхность воды выбрасываются куски уплотнения пускового стакана.
Затем ракета поднимается вертикально и по достижении определенной скорости начинает отрабатывать заданную программу полета. По окончании работы двигателя первой ступени на высоте примерно 20 км происходит ее отделение и включение двигателя второй ступени, а корпус первой ступени отстреливается. Аналогично происходит включение двигателя третьей ступени БРПЛ "Trident-1". При движении ракеты на активном участке траектории управление ее полетом осуществляется за счет отклонения сопел двигателей ступеней. После отделения третьей ступени начинается этап разведения боеголовок. Головная часть с приборным отсеком продолжает полет по баллистической траектории. Производятся коррекция траектории полета двигателем головной части, нацеливание и отстрел боеголовок.
В головной части типа МИРВ используется так называемый "принцип автобуса": ГЧ, проведя коррекцию своего местоположения, нацеливается на первую цель и выстреливает боеголовку, которая по баллистической траектории летит к цели, после этого ГЧ ("автобус"), проведя коррекцию своего местоположения двигательной установкой системы разведения боеголовок, нацеливается на вторую цель и выстреливает следующую боеголовку. Подобная процедура повторяется для каждой боеголовки. Если необходимо поразить одну цель, то в ГЧ зaкладывается программа, которая позволяет нанести удар с разносом во времени (в ГЧ типа МРВ после проведения нацеливания двигателем второй ступени производится одновременный отстрел всех боеголовок).
Через 15-40 мин после пуска ракеты боеголовки достигают объектов поражения. Подлетное время зависит от удаления района огневой позиции ПЛАРБ от цели и траектории полета ракеты.

Тактико-технические характеристики

Максимальная дальность стрельбы, км7 400
Точность стрельбы (КВО), м 300
Количесто ступеней, шт 3
Компановка ступеней Тандем
Система наведения Инерциальная с астрокоррекцией
Стартовая масса, т 32
Диаметр, м 1,88
Длина, м 10,36
Длина первой ступени, м 4,16
Длина второй ступени, м 3,37
Длина третьей ступени, м 2,83
Способ разделения ступеней Горячее
Геометрия головной части Оживало со сферическим затуплением + аэродинамическая игла
Радиус притупления головной части, м 0,266
Способ разделения головной части Расталкивание
Масса полезной нагрузки, кг 1280
Масса первой ступени полная, т 32
Масса второй ступени полная, т 11,85
Масса третьей ступени полная, т 3,2
Масса заряда с бронировкой первой ступени, кг 18820
Масса заряда с бронировкой второй ступени, кг 7260
Масса заряда с бронировкой третьей ступени, кг 1810
Коэффициент утопленности сопла первой ступени 0,5
Коэффициент утопленности сопла второй ступени 0,3
Коэффициент утопленности сопла третьей ступени 0,3
Стартовая тяговооруженность первой ступени 2,313
Стартовая тяговооруженность второй ступени 3,06
Стартовая тяговооруженность третьей ступени 3,38
Номинальная тяга РДТТ второй ступени, тc 54,4
Масса топлива РДТТ второй ступени, т 7,26
Номинальная тяга РДТТ третьей ступени, тc 18,1
Масса топлива РДТТ третьей ступени, т 1,81
Марка топлива Нитролан
Плотность топлива, кг/м3 1770
Удельный импульс земной 2880

Источник "Зарубежное военное обозрение"
текст взят с форума www.vif2.ru

?
Rambler's Top100 Рейтинг@Mail.ru