БР подводных лодок Trident II D-5

Масса:	58 500 кг
Длина:	13.35 м
Диаметр:	2.06 м
Радиус действия:	10 800 км
Подрядчик:	Lockheed Missiles and Space Co., Inc., Sunnyvale, California
Стоимость:	29.1 млн. $
Силовая установка:	Трехступенчатый твердотопливный ракетный двигатель
Число боеголовок:	8
Заряд каждой:	100 кт/475 кт
Дата развертывания:	1990

Trident II D-5 - шестое поколение баллистических ракет ВМФ США со времени начала программы в 1956 году. Предшествующими ракетными системами были: Polaris (A1), Polaris (A2), Polaris (A3), Poseidon (C3) и Trident I (C4). Впервые Trident II были развернуты в 1990 на ПЛ USS Tenessee (SSBN 734). В то время как Trident I проектировался с теми же габаритами, как и у заменяемых им Poseidon'ов, Trident II немного больше.
Trident II D-5 - трехступенчатая твердотопливная ракета, с инерциальной системой наведения и дальностью действия до 6 000 морских миль (до 10 800 км). Trident II более сложная ракета, со значительным увеличением массы полезного груза. Все три ступени Trident II сделаны из легких, прочных и жестких композитных графито-эпоксидных материалов, чье широкое применение позволило сначительно снизить вес. Дальность действия ракеты увеличивается аэроиглой, телеспопически выдвигающимся штырем (см. описание Trident I C-4), позволяющим снизить лобовое сопротивление на 50%. Trident II выстреливается благодаря давлению газов в транспортно-пусковом контейнере. Когда ракета достигает безопасного расстояния от субмарины, включается двигатель первой ступени, выдвигается аэроигла и начинается фаза разгона. По прошествию двух минут, после выработки двигателя третьей ступени, скорость ракеты превышает 6 км/с.
Первоначально ракетами D-5 Trident II были снабжены 10 ПЛ в атлантике. Восемь ПЛ, действующих в Тихом океане, несли C-4 Trident I. В 1996 году ВМФ начал перевооружение 8 тихоокеанских субмарин под ракеты D-5.

Особенности.
Система Trident II была дальнейшим развитием Trident I. Однако, возвратимся назад к усовершенствованной технологии ракет (Trident I C4) с радиусом действия 4000 миль и в то же время несущих сходную боевую нагрузку с Poseidon'ами (C3) - могущими достигать расстояний лишь в 2000 миль. Trident I C4 был ограничен размерами пусковой шахты подводной лодки в которой раннее находилась C3. Соответственно, новые ракеты C4 могли применяться на уже существующих субмаринах (с шахтой 1.8 x 10 м). Дополнительно, точность новых ракетных систем C4 на 4000 миль эквивалентна точности Poseidon'ов на 2000 милях. Для удовлетворения этих требований по дальности, в C4 была добавлена третья ступень совместно с изменениями в двигателях и снижением инертной массы. Разработки системы наведения внесли главный вклад в сохранении точности.
Теперь новые, большие субмарины, специально сконструированые под Trident II имеют дополнительное пространство для ракеты. Таким образом, при увеличении подводной лодки, оружейная система Trident II стала развитием Trident I (C4) с усовершенствованиями, касающихся всех подсистем: самой ракеты (управляющей системы и боевой части), управлением тягой, навигации, пусковой подсистемы и испытательного оборудования, получая ракету с увеличенной дальностью, улучшенной точностью и большей полезной нагрузкой.
Trident II (D5) - эволюция Trident I (C4). Вообще говоря, Trident II выглядит похоже на Trident I, только больше. D5 имеет диаметр 206 см, против 185 см у C4; длину - 13.35 м против 10.2 м. Обе ракеты перед двигателем второй ступени сужаются до 202.5 см и 180 см соответственно.





Ракета состоит из сегмента первой ступени, переходной секции, сегмента второй ступени, аппаратной секции, секций носового обтекателя и носовой крышки с аэроиглой. На ней отсутствует переходная секция, как на C4. Аппаратная секция D5 вместе со всей вмещенной электроникой и управляющей системой, производит те же функции, как и аппаратно-переходной отсек в C4 (например, связь между нижней частью носового обтекателя и верхней частью двигателя второй ступени).
Ракетные двигатели первой и второй ступеней, основные структурные компоненты ракеты, так же соединены переходной секцией. Перед второй ступенью, находившаяся в C4 переходная секция исключена в D5, и аппаратная секция выполняет еще и функции переходной. Двигатель третьей ступени примонтирован изнутри к аппаратной секции, аналогично C4. Кронштейны на передней части аппаратной секции модернизированы по сравнению с C4, для соответствия большей боевой части Mk 5 или, с добавлением креплений, Mk 4.

Сегмент первой ступени включает в себя ракетный двигатель первой ступени, систему TVC и узел зажигания двигателя. Первую и вторую ступени соединяет переходной отсек, содержащий электрическое оборудование. Вторая ступень содержит двигатель второй ступени, систему TVC и узел зажигания двигателя второй ступени.
При сравнении с C4, для достижения D5 большего расстояния с большей и более тяжелой полезной нагрузкой, модификация ракетных двигателей дополнительно потребовала и снижения веса компонент ракеты. Для улучшения характеристик двигателя, было изменено твердое ракетной топливо. Горючие для C4 называлось XLDB-70, двухкомпонентное 70-процентное ракетное топливо с поперечной связью. Оно содержит HMX, алюминий и перхлорат аммония. Связующим этих твердых (нелетучих) компонент выступают адипиат полигликоля (PGA), нитроцеллюлоза (NC), нитроглицерин (NO) и гексадиизокрианат (HDI). Такое топливо называют PGA/NG; теперь рассмотим топливо D5, его название - полиэтиленгликоль (PEG)/NG. Горючие D5 называется так из-за главного своего отличия - применения PEG вместо PGA в связующем. PEG сделал смесь более гибкой, более реологичной, чем смесь C4 с PGA. Таким образом, более пластичная смесь D5, позволяет увеличить массу твердых компонент топлива; увеличенная до 75% их доля привела к улучшению рабочих характеристик. Соответственно, топливо D5 - PEG/NG75. Субподрятчики двигательной установки (Hercules и Thiokol) дали горючему торговое название NEPE-75.

Материал корпуса двигателей первой и второй ступеней D5 стал графитоэпоксидным, против кевлароэпоксидного у C4, уменьшив инертную массу. Двигатель третьей ступени первоначально был по-прежнему кевлароэпоксидным, но, на середине программы разработок (1988), стал графитоэпоксидным. Изменения увеличили дальность (уменьшив инертную массу), плюс устранили любой электростатичкеский потенциал, связанный с кевларом или графитом. Так же изменился материал горловин сопел всех двигателей D5 от сегментированных колец из пирографита во входе и горловине сопла C4 на монолитную горловину из цельного куска карбон-карбона. Эти изменения были сделаны по соображениям надежности.
Аппаратная секция помещает в себя основные электронные модули наведения и управления полетом. Двигатель третьей ступени и его TVC система прикреплены к выдвигающемуся из аппаратной секции цилиндру и простираются впереди секции. Небольшой отделяемый двигатель третьей ступени утоплен в полости двигательного кожуха. Когда третья ступень отключается, двигатель выталкивается назад, из аппаратной секции, для осуществления отделения третьей ступени. Аппаратная секция была объединена с переходной, используя графитоэпоксидные конструкции вместо алюминиево-композитных у C4. Переходная секция не изменилась, обычный алюминий. Место крепления двигателя третьей ступени на аппаратной секции сходно для C4 и D5, со взрывной (разрывной) трубкой, используемой для разделения, двигатель третьей ступени имеет подобный выбрасывающий реактивный двигатель на своем переднем конце.
Носовой обтекатель укрывает собой компоненты возвращаемой подсистемы и переднюю часть двигателя третьей ступени. Секция состоит из собственно обтекателя, двух отделяющих его зарядов и соединяющего механизма. Носовая крышка примонтирована на верхушке обтекателя и содержит в себе выдвигающуюся аэроиглу.
Ракета D5 способна нести в качестве полезной нагрузки БЧ Mk 4 или Mk 5. БЧ закрепляется четырьмя невыпадающими болтами к устройству отделения и устанавливается на аппаратной секции. Сигналы STAS и предварительной готовности передаются каждой боеголовке вскоре после развертывания через блок задатчика последовательности (секвенсора) разделения. После отделения, боевая часть с боеголовкой внутри продолжает полет до цели по баллистической траектории, где происходит ее взрыв в соответствии с выбранным типом детонации.

БЧ содержит AF&F блок, ядерный блок и электронику. AF&F обеспечивает обеспечивает защиту от детонации боеголовки во время хранения и запрещает детонацию БЧ пока все авторизующие входы готовности не будут установлены. Ядерный блок - поставляемый министерством энергетики (Department of Energy) неразборный агрегат.
PBCS аппаратных секций в C4 и D5 сходны, но C4 имеет только два одновременно сгорающих газогенератора TVC, тогда как D5 - четыре газогенератора TVC. Есть два генератора "A", которые первоначально поджигаются для обеспечения тяги для аппаратной секции, управляемой при помощи интегрированных клапанных сборок. Когда давление газа в генераторах "A" падает, в следствие их выгорания, поджигаются газогенераторы "B" для маневров в дальнейшем полете.
Пост-разгонный полет аппаратных секций C4 и D5 и их боевых частей различен. На C4, по выгоранию и отделению двигателя третьей ступени, PBCS позиционирует аппаратную секцию, которая маневрирует в космосе для возможности системы наведения провести визирование по звездам. Затем, система управления определяет погрешности траектории и вырабатывает сигналы коррекции пути полета аппаратной секции для подготовки к отделению боевых частей. После чего секция переходит в режим сильной тяги, PBCS ведет ее к нужной позиции в пространстве и корректирует скорость для развертывания БЧ. В течении режима сильной тяги аппаратная секция летит задом наперед (боеголовки направлены лицевой стороной против траектории). Когда совершается корректировка скорости, аппаратная часть C4 переходит в верньерный режим (секция настраивается таким образом, что боевая часть будет отделена на должной высоте, скорости и пространственном положении).

По завершению сброса каждой боеголовки, аппаратная секция отодвигается, освобождая траекторию и двигается к следующей позиции для последовательного их отделения. В течении каждого отлета, газовая струя от PBCS немного воздействует на уже отделившуюся БЧ, причиняя ей некую погрешность в скорости.

В случае же с D5, аппаратная секция использует свою PBCS для маневров при астроориентировании; это позволяет управляющей системе обновлять первоначальное инерциальное наведение с подводной лодки. Система управления полетом отвечает за управление переориентацией аппаратной части D5 и переход в режим сильной тяги. Однако, тут полет аппаратной секции осуществляется в прямом направлении (боеголовки направлены вдоль траектории). Как и в C4, аппаратная секция D5 (когда достигает соответствующей высоты, скорости и пространственного положения) переходит в верньерный режим для развода боевых частей. Чтобы избежать изменений в полете БЧ после отделения от газовой струи PBCS, аппаратная секция производит маневр избегания помех от факела выбрасываемых ею газов. Если БЧ, предназначенная к отделению, попадет под струю газов какого-либо сопла, это сопло отключается до удаления БЧ из зоны его действия. С отключением сопла, аппаратная секция будет управляться остальными тремя автоматически. Это приводит к вращению секции, когда она движется в обратном направлении от только что отделившейся боевой части. За очень короткое время, БЧ выходит из-под влияния потока газов и работоспособность сопла восстанавливается. Маневр используется только если работа сопла непосредственно затрагивает пространство вокруг БЧ. Маневр избегания - одно из изменений в D5 для увеличения его точности.

Еще одно изменение в проекте, помогающее улучшить точность - наконечник БЧ Mk 5. В ракете Trident I, при возвращении в атмосферу, в некоторых случаях имели место сбойные ситуации, когда охлаждение носового обтекателя шло неравномерно. Это служило причиной дрейфа боевой части. Еще при разработке БЧ Mk 5, были приняты меры по изменению формы стабилизационного носового обтекателя. Передняя часть БЧ Mk 4 была графитовым материалом с покрытием из карбида бора. Нос Mk 5 имеет металлизированное центральное ядро с карбон-карбоновым материалом, формируя основу обтекателя. Покрытый металлом центр начинает испаряться раньше карбон-карбонового основного материала на внешней части носа. В результате, происходят более симметричные изменения формы с меньшей тенденцией к дрейфу и, следовательно, к более точному полету. Предварительные испытания такого носового обтекателя во время полетов ракет C4 подтвердили разрабатываемую идею.

В Trident I, подсистема управления полетом преобразовывала информационные сигналы от системы наведения в рулевые сигналы и команды клапанам (команды TVC), сообразуясь с реакциями ракеты от блока скоростных гироскопов. В Trident II блок гироскопов был исключен. Компьютер управления полетом D5 получает эти ускорения от инерциального измерительного блока системы наведения, переданные через сборку управляющей электроники.




По материалам FAS Швеллер 10-80мм, ст3, 09Г2С - алюминиевый швеллер. Распродажа -швеллер.