Баллистическая ракета Redstone

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.