[ezup]

Базирование:
Автошасси
Система управления:
Программное управление
Боевая часть:
Спецбоеприпас
Применение:
Стратегические
Страна:
США
Дальность:
11000 км.
Год разработки:
1992 г.


Материалы предоставлены: М.А.Пашнев (г.Обнинск)


В январе 1983г. для изучения перспектив развития американской группировки МБР САК ВВС США на период до конца XX века Президентом Рейганом была создана независимая комиссия под председательством генерал-лейтенанта Б.Скоукрофта. Вердикт комиссии был обнародован в апреле 1983 года. Одним из итогов работы комиссии был вывод о том, что для удовлетворения потребностей САК ВВС в перспективной, относительно дешевой МБР с высокой степенью живучести необходимо разработать «малую, твердотопливную, моноблочную и высокоточную МБР мобильного грунтового базирования». Предлагалась проработка и других вариантов развертывания для этой МБР. Спустя несколько дней после обнародования результатов Президент Рейган одобрил выводы комиссии Скоукрофта. В мае того же года выводы комиссии были одобрены Сенатом и Палатой Представителей Конгресса США. В августе 1983г. Министр обороны Уайнбергер принял решение немедленно приступить к выработке конкретных инженерных требований к SICBM ("Small Intercontinental Ballistic Missile") – под таким акронимом был зашифрован новый проект. Работы по формированию облика будущей ракеты начались уже с января 1984 года и проводились под руководством Штаба Организации по Баллистическим Ракетам BMOH ("Ballistic Missile Organization", Headquarters of), авиабаза Нортон (Калифорния). В том же году на авиабазе Хилл (Юта), в Огденском Центре материально-технического обеспечения ВВС, начались работы по созданию специализированных экспериментальных стендов для испытаний ракеты SICBM. С самого начала было решено применить при создании новой ракеты только перспективные конструкционные материалы, высокоэнергетические виды твердых топлив и самую современную электронику. Решено было максимально «разгрузить» ракету за счет отказа от ступени разведения, облегчения КСП ПРО. По расчетам специалистов, масса будущей ракеты не должна была превысить 15,42 т.
Но уже в октябре 1985 года стало ясно, что при осуществлении расчетов была допущена переоценка состояния американской базы твердотопливного ракетостроения того времени, и в марте 1986 года Главный штаб САК ВВС выпустил уточненные требования к перспективной ракете. В декабре того же года Президент Рейган одобрил начало полномасштабной разработки перспективной МБР мобильного грунтового базирования SICBM массой 16,78 т. Новая ракета получила предварительный индекс XMGM-134A, за ней закрепилось имя "Midgetman". В качестве мест базирования планировалось использование уже существующих авиабаз, на которых были развернуты МБР "Minuteman" (Малмстром, Эллсуорт, Майнот, Уайтмэн, Гранд Форкс), что позволяло частично использовать уже существующую инфраструктуру и существенно сократить финансовые расходы. Первые ракеты должны были достигнуть состояния боеготовности в декабре 1992 года. К 2000 году планировалось развернуть не менее 500 МБР XMGM-134A, которые должны были сменить МБР LGM-30F "Minuteman-II" и LGM-30G "Minuteman-III" и дополнить группировку МБР LGM-118A "Peacekeeper", которые планировалось полномасштабно развернуть к тому времени.
В декабре 1986 года головным подрядчиком была выбрана корпорация "Martin Marietta", корпорации "Thiokol", "Aerojet", "Aerospace Production Group" получили контракты на разработку 1-й, 2-й и 3-й ступеней, соответственно. Боевой блок разрабатывала корпорация "General Electric", боевую часть - "Lawrence Livermore National Laboratory", а полномасштабной интеграцией боевого оснащения занималась компания AVCO. Инерциальную систему управления разрабатывало отделение "Electronics Division" корпорации "Northrop", а БЦВМ – компания "Hewlett-Packard". Для сокращения расходов (только в 1986 году ассигнования на программу SICBM были увеличены на 136% по сравнению с предыдущим, 1985 годом) и уменьшения доли технически рискованных решений максимально использовался имеющийся научно-технический задел, полученный в ходе работ по программе MX.
Разработка боевого оснащения (боевая часть W-87-1 мощностью 475 кт) для новой ракеты началась в "Lawrence Livermore National Laboratory" в ноябре 1987 года. Новую БЧ планировалось разместить в перспективном боевом блоке Mk21A. Однако уже в июле 1988 года разработка новой БЧ по финансовым причинам была приостановлена. В целях снижения стоимости программы ракету XMGM-134A было решено комплектовать одним ББ Mk21 с БЧ W-87-0 (мощность 300 кт), разработанным для МБР LGM-118A "Peacekeeper". В целях унификации у LGM-118A была заимствована и инерциальная система управления. Вопрос снижения общей стоимости программы был чрезвычайно важен – в 1988 году, при обсуждении военного бюджета на 1989 финансовый год, Конгресс США чуть было не закрыл программу SICBM, но существенное снижение общей стоимости программы, авторитет Рейгана и могущественное военно-промышленное лобби позволили ей тогда «проскочить» опасный поворот судьбы.

Первоначальный контракт на разработку мобильной пусковой установки на конкурсной основе получили корпорации "Martin Marietta" и "Boeing". Опытные прототипы установок HML ("Hardened Mobile Launcher" - защищенный мобильный стартовый комплекс), выполненные этими фирмами, прибыли для прохождения сравнительных испытаний на авиабазу Малмстром в феврале 1987 года (см. фото прототипов мобильных ПУ корпораций Martin Marietta и Boeing). В результате испытаний была выбрана установка (см. фото ), разработанная отделением "Aerospace & Electronics" корпорации "Воеing". Субподрядчиками "Aerospace & Electronics" являлись - отделение "Defense Systems Division" компании "Loral", а также фирма "Rolls-Royce Perkins". Модифицированный вариант этой установки (ETU - Engineering Test Unit ), имевший собственное имя "Phoenix", прибыл на авиабазу Малмстром для прохождения дальнейших испытаний в декабре 1988 года. Сначала "Phoenix" проходил испытания автономно, позже на нем был размещен транспортный электромакет МБР.
Отработка "минометного" старта проводилась в 1987г. в ходе бросковых испытаний макета МБР на специальном стенде полигона "Nevada Test Site". По программе летных испытаний изначально планировалось произвести 16 запусков. Первый испытательный пуск новой ракеты был выполнен из наземного пускового контейнера на авиабазе Ванденберг (Калифорния) в мае 1989 года и закончился (по терминологии американских специалистов) «частичной неудачей» - ракета успешно вышла из контейнера,запустился и отработал положенное время двигатель первой ступени, после чего первая ступень отделилась в штатном режиме, произошел запуск двигателя второй ступени. Однако на участке работы второй ступени ракета стала испытывать продольные колебания с нарастающей амплитудой. Ракета была ликвидирована по команде с Земли на конечном участке работы второй ступени незадолго до ее отделения.Проблемы, судя по опубликованным данным, были вызваны некорректной работой двигателя второй ступени и проблемами с системой управления. На доработку ракеты ушло почти два года – следующий запуск (волею судьбы оказавшийся и последним) состоялся в апреле 1991 года. Запуск прошел полностью успешно, и боевой блок попал в заданный район Тихого океана (атолл Кваджалейн).
К весне 1991 года из-за кардинального изменения геополитической обстановки в мире была поставлена под вопрос дальнейшая реализация ранее запланированных программ по совершенствованию стратегического ракетно-ядерного вооружения США (прежде всего "Midgetman" и "Peacekeeper Rail Garrison"). Договор СНВ-1 был подписан в июле 1991 года, а уже в сентябре того же года Президент Дж. Буш-старший призвал прекратить дальнейшее выделение средств для осуществления ряда военных программ, в том числе и мобильного варианта МБР "Midgetman", после чего были прекращены испытания прототипа HML на авиабазе Малмстром. Некоторое время продолжались работы по варианту стационарного размещения МБР XMGM-134A в модифицированных шахтах МБР "Minuteman" (со сроком достижения системой первичной боеготовности - декабрь 1997г.). Но уже в январе 1992г. программа была закрыта окончательно, а полученный в ходе ее осуществления научно-технический задел законсервирован.
Необходимо заметить, что наблюдавшееся на протяжении ряда (1988-1991 финансовые года) лет сокращение финансовых средств, выделяемых на данную программу, заставляет усомниться в способности и, прежде всего, желании США действительно развертывать данную систему. К примеру, еще в декабре 1988 года Министерство энергетики США прекратило выпуск боевых частей W-87-0. Всего было выпущено 525 сборок, что было достаточно для комплектования всех 50 планировавшихся к развертыванию МБР "Peacekeeper", но было совершенно недостаточно для комплектования еще и 500 перспективных МБР "Midgetman". Можно предположить, что программа SICBM была одной из тех военных и научно-технических программ, с помощью которых США на протяжении ряда лет провоцировали СССР на разработку аналогичных дорогостоящих систем вооружения. Вместе с тем осуществление даже в ограниченном масштабе таких программ давало США, помимо средств военно-политического давления, возможность широкого финансирования целого ряда научно-технических программ т.н. «дальней перспективы».
Состав

МБР XMGM-134A "Midgetman" представляет собой твердотопливную трехступенчатую ракету, ступени которой соединены по продольной схеме. Все три маршевые ступени были изготовлены из графитоэпоксидного (обещавшего существенное снижение инертной массы РДТТ по сравнению с аналогичным двигателем, выполненным из кевлароэпоксидного материала), малой удельной массы и высокой удельной прочности, материала методом намотки и имели на внешней поверхности многофункциональное покрытие черного цвета, защищавшее ракету от действия ПФЯВ и аэродинамического нагрева. В конструкции МБР (в частности, в конструкции отсека системы управления) вместо алюминиевых сплавов применены алюминий-литиевые, также обеспечившие снижение инертной массы. Каждая ступень имела одно центральное, частично утопленное в камеру сгорания, отклоняемое сопло, что позволяло управлять ракетой по каналам тангажа и рыскания. Сопла изготавливались из специального кевлароэпоксидного материала, материалом горловин служил высокочистый пирографит. Сопла второй и третьей маршевых ступеней оснащались выдвижным коническим насадком на корпусе сопла. Для выдвижения насадка использовался специальный пневмогидравлический привод. Это решение позволяло обеспечить требуемую степень расширения сопла (и, соответственно, максимальную тягу двигателя) при одновременном сокращении габаритов ракеты. Для управления ракетой по каналу крена на участках работы маршевых ступеней использовались газогенераторные автономные блоки, закрепленные на сопловых блоках ступеней (необходимость этого диктовалась и отсутствием ступени разведения, работа двигательной установки которой могла компенсировать накопившуюся за время работы маршевых ступеней ошибку по крену). На всех маршевых ступенях применялось новейшее высокоэнергетическое твердое топливо «детонирующего типа» (Class 1.1), созданное на основе твердого топлива NEPE, применявшегося на БРПЛ "Trident-II" D5 и частично на МБР LGM-118A "Peacekeeper". Разделение ступеней производилось наддувом межступенного пространства с помощью специального газогенератора и последующим продольным делением соединения ступеней с помощью удлиненного конического заряда. Ступень разведения на ракете отсутствовала в целях экономии массы. Боевой блок (ББ) отделялся от установленной на третьей ступени ракеты платформы, к которой он крепился, с помощью срабатывания особых «газовых картриджей» (разработанных для МБР LGM-118A ) – это позволяло отделить ББ от платформы с минимальными возмущениями для достижения повышенной точности. Этот процесс был сопряжен со вскрытием на третьей ступени сопел противотяги, что глушило РДТТ ступени и уводило ее в сторону от отделившегося ББ, а также со срабатыванием механизмов специальных контейнеров, в которых размещались составляющие КСП ПРО. По некоторым данным, спустя некоторое время после построения боевого порядка из ББ и основного КСП ПРО на третьей ступени срабатывали специальные заряды, подрывавшие ее, что образовывало дополнительное, большое по размерам, облако ложных целей.
Инерциальная система управления NS-50A с гиростабилизированной платформой AIRS ("Advanced Inertial Reference Sphere") и бортовым цифровым вычислительным комплексом (БЦВК) LC5400 типа "Meca" была расположена в отсеке инерциальной системы управления, изготавливавшимся из специальных алюминиевых сплавов с добавкой лития, имевших повышенную прочность и сниженную удельную массу. Снаружи отсек имел многофункциональное покрытие черного цвета, защищавшее от действия ПФЯВ и аэродинамического нагрева. Отсек соединялся с корпусом третьей маршевой ступени и, помимо аппаратуры системы управления, содержал в себе несколько специальных контейнеров, в которых размещались составляющие КСП ПРО ракеты – по ряду сведений, дипольные отражатели и инфракрасные аэрозоли. Масса КСП ПРО достигала 90 кг. В верхней части отсека управления были предусмотрены крепления для установки платформы, к которой крепился ББ Mk21, комплектовавшийся боевой частью W-87-0 мощностью 300кт. Боевое оснащение прикрывалось сверху отстреливаемым на конечном участке работы 2-й ступени триконическим титановым головным обтекателем. Во время полета ракеты отсек системы управления от третьей ступени ракеты не отделялся. БЦВК обеспечивал управление полетом на активном участке траектории, на этапе разведения боевого оснащения, а также в процессе несения боевого дежурства и при подготовке к старту. Высокое качество приборов ИСУ NS-50A, учет погрешностей и применение новых алгоритмов обеспечили высокую точность стрельбы. Дрейф ИСУ NS-50A составляет менее 1.5x10-5 градуса за час работы. Для создания необходимого температурного режима работы система управления в полете охлаждается фреоном. Электроника ракеты выполнена на радиационностойкой полупроводниковой электронике RAM-типа. Система управления обеспечивала ракете очень высокую точность (КВО ~ 90м). В настоящее время, после снятия с боевого дежурства МБР "Peacekeeper", данная система применяется на модифицированных МБР "Minuteman-III".

Для обеспечения старта ракеты XMGM-134A американские конструкторы использовали т.н. "минометную" схему. Стартовые комплексы МБР "Midgetman" должны были представлять собой четырехосный тягач с трехосным полуприцепом, на котором в горизонтальном положении размещался, закрытый створками из специальной броневой стали, транспортно-пусковой контейнер, выполненный из органического волокна нового поколения. На испытаниях прототип мобильной пусковой установки - "Phoenix" показал скорость 48км/ч на пересеченной местности и до 97км/ч на шоссе. Силовая установка – дизельный двигатель с турбонаддувом мощностью 1200 л.с., трансмиссия - электрогидравлическая. При получении команды на запуск ракеты, тягач останавливался, сгружал полуприцеп с ТПК на землю и тянул его вперед. Благодаря наличию особого плугоподобного устройства полуприцеп самозакапывался, обеспечивая дополнительную защиту от поражающих факторов ядерного взрыва (см.схему). Далее створки полуприцепа открывались и транспортно-пусковой контейнер приводился в вертикальное положение. Твердотопливный газогенератор, размещенный в нижней части контейнера, при срабатывании выбрасывал ракету на высоту до 30м от верхнего среза ТПК, после чего включался маршевый двигатель первой ступени. Для уменьшения ошибки в определении координат стартовой позиции БГРК должен был снабжаться системами спутниковой навигации.
Ракета фиксировалась в транспортно-пусковом контейнере с помощью восьми рядов специальных полиуретановых плиток (см.фото), покрытых тефлоноподобным материалом. Они выполняли амортизирующе-обтюрирующие функции и автоматически снимались после выхода ракеты из контейнера. При испытательных пусках запуск ракеты осуществлялся из специального пускового контейнера, установленного на поверхности Земли в вертикальном положении.



Тактико-технические характеристики

Дальность стрельбы, км	11 000
Масса ракеты стартовая, т	16,78
Масса боевого оснащения, т	0,3 (ББ+КСП ПРО)
Длина ракеты в сборе, м	14,02
Диаметр ракеты, м	1,17
Тяга 1-й ступени на уровне моря, кН	979
Тип боевой части	моноблочная, термоядерная
Мощность боевой части, кт	300
КВО, м	90
Масса БГРК (ETU) в сборе, т	108,41
Максимальная грузоподъемность БГРК (ETU), т	36,29
Длина БГРК (ETU), м	34