Баллистическая ракета подводных лодок MSBS M-1 (Франция)

Ракета MSBS M-1 создавалась на базе двухступенчатой твердотопливной баллистической ракеты «Сапфир», которая разрабатывалась специально для отработки движков, системы управления, системы разделения ступеней, головных частей и других узлов баллистических ракет (в том числе и MSBS). В 1961 г. были выделены ассигнования на исследование заморочек, связанных с подводным пуском ракет MSBS, В 1962 г. начались лабораторные гидродинамические тесты масштабных моделей.

Проектные работы над MSBS M-1 стартовали в 1963 г, Новизна решаемых задач и отсутствие опыта у разработчиков определили значимый срок проектных работ, В 1964-1965 гг. были осуществлены пуски масштабных и натурных макетов MSBS со стационарной подводной установки, а в 1966 г. - пуски макетов с подводной лодки «Жимнот», По конфигурации, конструкции и массе макеты были подобны ракете MSBS. В 1967 г. на полигоне Центра CEL, расположенном на Атлантическом побережье Франции, начались пуски экспериментальных образцов ракеты MSBS M-1. Ракета MSBS M-1 создавалась с внедрением узлов и агрегатов, созданных для ракеты «Сапфир», и тех же технологий, что и наземная БРСД S-2, кроме 2-ой ступени, разработанной специально. Ракета стартовой массой 18т была выполнена по двухступенчатой схеме. Поперечник корпуса ракеты - неизменный, составлял 1,5 м, общая длина - 10,4 м. Хотя MSBS M-1 представляла собой аналог ракеты SSBS наземного базирования, но была более совершенна: она имела наименьшую длину и поболее сильную боеголовку.

MSBS M-1 состояла из первой ступени Р-10 (РДТТ 904 с топливным зарядом 10т), соединительного отсека, 2-ой ступени Р-4 (РДТТ «Рита» с топливным зарядом 4 т), переходного отсека (отсека системы наведения) и ядерной головной части конической формы. 1-ая ступень была взята от ракеты SSBS, а 2-ая ступень Р-4 создавалась поновой. Корпус маршевого мотора первой ступени, предложенного компанией SNECMA, был сделан из специальной стали. РДТТ имели по четыре поворотных сопла (разработки SERP), отклонение которых производилось гидравлической системой. Тяга РДТТ достигала 45 т. Движок выходил на режим полной тяги в течение 20 мс. Температура в камере сжигания составляла 3500°С, Гарантийный срок хранения РДТТ - пару лет. Французское смесевое жесткое горючее в ракетах MSBS было подобно горючему, используемому в ракетах США, оно именовалось «изолан» и состояло из перхлората аммония, дюралевого порошка и полимерного связывающего.

Корпус РДТТ 2-ой ступени (сотворен объединением Nord Aviation) - стеклопластиковый из улучшенного стекловолокна марки Е с удельным весом 2 г/см и удельной прочностью в 1,8 раз большей, чем у железных материалов, применяемых для производства корпусов ракетных движков. РДТТ снабжался одним агрессивно закрепленным соплом с графитовым вкладышем в критичном сечении. Закритическая часть сопла производилась из слоистого материала, армированного угольным волокном. Общий припас смесевого горючего обеспечивал полет на дальность до 2600 км. РДТТ развивал тягу 18 т (в пустоте), длительность работы мотора на режиме полной тяги составляла 55 с. Управление по тангажу и рысканию на участке работы РДТТ 2-ой ступени обеспечивалось впрыском жидкости в закритическую часть сопла. Впрыск фреона осуществлялся через 12 отверстий, расположенных группами по три отверстая на угловом расстоянии 90° по окружности сопла. Фреон хранился в тороидальном баке, Система подачи фреона вытеснительная. Управление по наклону на участке работы РДТТ 2-ой ступени осуществлялась 2-мя маленькими РДТТ. Отсечка мотора по достижении ракетой расчетной скорости проходила в течение 1 мс, зачем использовались 6 отверстий для реверса тяги, расположенные в верхнем днище.

Инерциальная система управления ракеты MSBS M-1 задействовалась на активном участке линии движения и производила команду на отделение головной часта. Ее свойства разрешали достигнуть точности стрельбы (KBО) в границах 2,3 км, В качестве исполнительных органов системы управления использовались поворотные сопла маршевых движков. В системе наведения ракеты использовались серийные эталоны цифровой вычислительной машины и инерционного измерительного блока на базе интегральных схем и микромодулей, Техническим заданием предусматривались последующие требования: - уход гироскопов менее 1 град /ч; - точность акселерометров несколько десятитысячных д; - точность измерения углов при грубой ориентации - ±8 угловых минут, при четкой ориентации - ±10 угловых секунд. - отклонение температуры гироскопов и акселерометров от расчетной величины менее нескольких 10-х градусов Цельсия.

Ракета комплектовалась моноблочной термоядерной головной частью мощью 0,5 Мт с высокообогащенным По воззрению военных, этого было достаточно, чтоб наносить удары по большим площадным целям, какими являлись большие административно-промышленные центры.

Источник: dogswar.ru