[ezup]

Базирование:
Наземная ПУ
Система управления:
Программное управление
Боевая часть:
Спецбоеприпас, Фугасная
Применение:
Земля-земля
Страна:
США
Дальность:
800 км.
Год разработки:
1958 г.


В 1950 году Вернер фон Браун и его команда в колличестве 130 инженеров приступили работе над совершенствованием конструкции ракеты А-4. Ракетный центр обосновался в городе Форт Блис на арсенале "Redstone". В 1951 году командование армии США заказало ракету, пригодную для использования в войсковых частях. Ракета должна была быть мобильной, нести ядерную головную часть и иметь дальность полета 200 миль. После напряженной двухлетней работы ракета была представлена на испытания.
Первый пуск ракеты, получившей название "Redstone", состоялся 20 августа 1953 года с смыса Канаверал. После серии пусков ракету передали на войсковые испытания. Для этой цели была сформирована специальная войсковая часть (40-я ракетная группа полевой артиллерии). В мае 1958 года было решено принять ракету на вооружение армии США.
Ракеты "Redstone" были установлены на стартовых площадках в Германии в 1958 году. Надежность ракеты характеризуется 35-ю успешными запусками из 38-и, осуществленных в течение пяти с половиной лет. В это число входят и три боевых запуска, проведенных войсками. Высокая надежность ракеты позволила применять ее в качестве ракеты-носителя на первых этапах освоения космоса. Летом 1958 года две ракеты "Redstone" забросили атомные боевые головки, которые были взорваны на высоте 80 км над Тихим океаном в районе острова Джонстон.
B настоящее время pакета снята с вооружения и не используется.
Состав

Ракета "Redstone" состоит из :

• головного отсека, включающего в себя боевую часть и систему управления;
• двигательного отсека, состоящего из бака горючего, бака окислителя и жидкостного ракетного двигателя.

Головной отсек
Головной отсек ракеты, отделяющийся от двигательной установки, состоит из двух основных частей: боевой части и системы управления.
Боевая часть: В ракете "Redstone" может применяться как обычная, так и ядерная боевая часть. Боевая часть включает в себя: кольцевую заглушку, стрингеры конической части корпуса, обратный носовой конус, кольцевое крепление носового конуса, люки для доступа к боевой части и к системе управления, а также шарнир люка и место крепления подъемных талей. Боевая часть вместе с системой управления крепится к ракетной части при помощи многошпилечного соединения. Разделительное кольцо на границе отсеков имеет восемь болтов. Головная часть отделяется в полете от корпуса после прекращения работы двигателя гидравлическим разделителем. При входе в плотные слои атмосферы ее полет управляется клиновидными, крестообразно расположенными рулями, размещенными на задней юбке корпуса головной части.
Система управления:
В ракете применяется полностью автономная инерциальная система управления. Как только ракету запускают с платформы, она следует к цели по заданной траекториии независимо от внешних воздействий. Данные о цели подаются в программное устройство, которое затем снабжает необходимой информацией различные элементы системы. Система управления оснащена гироскопами с воздушным подвесом, которые обеспечивают постоянную ориентацию в пространстве приборной платформы. Исполнительными органами системы управления являются газоструйные и аэродинамические рули.

Двигательный отсек
Этот отсек составляет большую часть ракеты. Oтсек состоит из бака окислителя, бака горючего и жидкостного ракетного двигателя.
Баковая секция: Состоит из баков окислителя и горючего. Баковая секция смонтирована таким образом, что бак окислителя расположен непосредственно над двигателем. Баки имеют цилиндрическую форму. Корпус топливного отсека, изготовленный из алюминия , состоит из восьми цилиндрических оболочек длиной от 610 до 1530мм, подкрепленных шпангоутами и одним стрингером, расположенным у продольного шва оболочки. Торцовка и разделка кромок оболочек под сварку производится с точностью 0,37мм на специальном станке. Топливный отсек разбит на три подсборки: первая состоит из верхнего днища спиртового бака и двух оболочек, средняя - из прoмежуточного днища и четырех оболочек и третья - из нижнего днища бака жидкого кислорода и двух оболочек. Оболочки, образующие подсборки,свариваются между собой впритык на аргонно-дуговой сварочной машине, работающей со средней скоростью 645мм/мин. Для сварки употребляется проволока из алюминия 4043. Все швы проходят рентгеноскопию. На сварку кольцевого шва оболочки, длина которого равна 5588мм, уходит 10-12 минут, на подготовку и проверку шва затрачивается около трех часов. Испытания на герметичность топливного отсека производится при помощи ультрафиолетового облучения. Для этого в воду, наполняющую бак горючего или окислстеля, добавляется флоуресцирующая жидкость, и течь обнаруживается облучением швов ультрафиолетовым светильником. Окончательную проверку размеров отсеки проходят в камере оптического контроля, где проверяется прямолинейность оболочек и расположение монтажных отверстий. После этого баки промываются трихлорэтиленом и окрашиваются снаружи белой эмалью. Отсеки стыкуются болтами и после заклейки бумагой всех отверстий корпус ракеты поступает на завод, где устанавливается оборудование.

Двигатель
В ракeте "Redstone" используется однокамерный жидкостной ракетный двигатель "Рокитдайн А-7". Этот двигатель был разработан отделением "Рокитдайн" фирмы "Норт-Америкэн" и находился в производстве с 1952 года. Этот двигатель работает на двухкомпонентном топливе и развивает тягу 34 т. Он состоит из камеры сгорания, реактивного сопла, турбонасосного агрегата и газогенератора. B качестве горючего используется этиловый спирт, а в качестве окислителя - жидкий кислород.
Камера сгорания - установлена неподвижно и имеет воспламенитель для начального воспламенения топлива. У торца камеры располагается форсуночная головка. Температура в камере сгорания 2670 градусов Цельсия. Основное количество тепла, поступающего на стенку от горячих газов, снимается горючим. Камера для этого выполняется двухстенной, и охлаждающий компонент поступает в сопловой коллектор, откуда противотоком направляется к форсункам, снимая необходимое количество тепла с внутренней стенки камеры.
Реактивное сопло - охлаждается горючим. Диаметр выходного среза сопла 840 мм. Вокруг сопла имеются четыре исполнительные механизма для поворота графитовых рулей, с помощью которых производится отклонение газовой струи.
Турбонасосный агрегат - состоит из активной турбины мощностью 780 л.с., работающей на продуктах распада перекиси водорода, и двух центробежных насосов. Турбина и насосы устанавливаются на общем валу и монтируются в едином корпусе: два фланцевых входа для топливных компонентов, два - для выхода тех же компонентов под высоким давлением, вход горячего газа, поступающего на лопатки турбины и один фланец для подключения трубопровода отходящих газов. Для питания турбины предусмотрен запас перикиси водорода, при разложении которой выделяется достаточное количество тепла. Турбина сообщает насосам необходимое число оборотов.
Газогенератор - имеет небольшой вес и работает на концентрированной перекиси водорода. Перекись водорода -соединение нестойкое и легко разлагается в присутствии некоторых веществ (не вступающих при этом в реакцию) на пары воды и газообразный кислород. Эта смесь называется парогазом. Перикись водорода и катализатор под давлением подаются в газогенератор, где происходит реакция распада. Полученный таким образом парогаз, поступает на лопатки турбины, раскручивая их. Отдав им часть энергии, он выбрасывается наружу. Выхлоп производится через специальный патрубок, и отработанные газы создают небольшую дополнительную тягу.
Обслуживание и предстартовая подготовка ракеты: Для получения сжатого воздуха, необходимого при подготовке ракеты к запуску, используется компрессор на 350атм. Компрессор монтируется на грузовике и приводится в действие легким двигателем с воздушным охлаждением. Компрессор предназначен для зарядки воздушной батареи, из которой чистый и сухой воздух поступает через редукторы и клапанную коробку стартового стола в шаровые балоны ракеты. Этот воздух используется для предстартовой проверки ракеты, для ее пневматической системы и для наддува баков. В качестве наземного источника электропитания во время предстартовой проверки и старте ракеты используется дизель-генератор, дающий переменный ток частотой 60 Гц. Получаемая электроэнергия используется для питания системы управления воздушных клапанов, а также для зарядки бортовых батарей. Для системы ракеты "Редстоун" применяются установки для получения жидкого кислорода на месте в полевых условиях. В 1954 году была начата разработка установки производительностью 20-25т жидкого кислорода в сутки. Такая установка может работать при температуре от -32 до 52 градусах. Проектная производительность установки - 20т чистого (99,5%) жидкого кислорода в сутки при нормальном атмосферном давлении. Полученный чистый жидкий кислород откачивается и сливается в резервные баки или автозаправщики с емкостью цистерны 9 т. Заправка ракеты производится непосредственно из автозаправщика. Для хранения кислорода существует 35-ти тонный контейнер с вакумной изоляцией.
Ракета транспортируется на девяти тележках. Наибольшая тележка-подъемник. С ее помощью вначале устанавливается пусковой стол. Огневой расчет, используя домкраты, выравнивает стол в горизонтальной плоскости с необходимой точностью. В то же время разгружаются и стыкуются две раздельно перевозимые секции и производится настройка программного устройства системы управления. К нижней кромке крестообразных стабилизаторов снаряда крепится квадратная рама. После установки ракеты в вертикальное положение замыкаются электрические и пневматические связи между пусковым столом и снарядом. Производится заправка ракеты спиртом, жидким кислородом и концентрированной перикисью водорода. После заправки стартовый стол нивелируется. Верхнее кольцо пускового стола поворачивается по азимуту так, что стабилизированная платформа системы управления точно ориентируется в направлении на цель. За 5 минут до старта отключается кислородная линия.
Запуск ракеты: Запуск ракеты осуществляется командиром огневого взвода, который замыкает стартовую цепь. Воздух из шаровых балонов начинает поступать в системы ракеты. Происходит воспламенение начального порохового заряда. Воздух поступает в баки окислителя и горючего, создавая давление наддува. Благодаря воздуху происходит вытеснение перекиси водорода из емкости, в которой она находится. Перикись поступает в газогенератор, где происходит ее разложение. Парогаз раскручивает турбину и начинается нагнетание топлива в камеру сгорания.



Тактико-технические характеристики

Длина,м	19.3
Диаметр корпуса,м	1.83
Длина головного отсека,м	8.84
Диаметр головного отсека,м	1.77
Длина ступени,м	10.4
Длина двигателя,м	1.78
Диаметр двигателя,м	1.83
Стартовая масса,кг	24000
Масса топлива,кг	18000
Масса двигателя,кг	660
Масса боевой части,кг	1360
Масса приборов управления,кг	80
Максимальная дальность c легкой боевой частью,км	800
Максимальная дальность c тяжелой боевой частью,км	320
Скорость полета,м/c	2020
Время работы двигателя,с	140
Расход топлива,кг/c	136
Удельный импульс,м/с	2360