Первые описания будущей противоспутниковой системы появились в конце 1970-х гг. Также как и в начале работ над HIT они были преисполнены оптимизма. Так, например, ее описывала «Нью-Йорк Таймс»: «Под фюзеляжем F-15 подвешена длинная тонкая ракета весом в полтонны. Двигаясь со скоростью в два раза превышающую звуковую, истребитель поднимается почти по вертикали вверх до высоты более 30 тысяч метров, а затем по команде пилот выстреливает ракету и вводит самолет в вираж. С помощью своего двигателя ракета пролетает 50 миль, затем двигатель выключается, в то время как полезный груз, размером с небольшую коробку, отделяется от ракеты и после колебания, продолжающегося какую-то долю секунды, меняет направление. Менее чем через минуту он врезается во вражеский спутник».
Впрочем, противоспутниковая ракета со стартовой массой в 500 кг никак не получалась даже по расчетам, тем более создаваемая на основе уже имеющихся элементов. Предложенная двухступенчатая ракета была не в состоянии догнать двигающийся по орбите спутник, поэтому его перехват мог выполняться только при атаке навстречу. Также ракету требовалось запускать в орбитальную проекцию цели, а траекторию ее движения следовало выбирать такой, чтобы получить оптимальные размеры области зрения ИК-датчика, т.е. угол между траекторией боевой ступени и траекторией спутника-цели был как можно меньше.
В целом, создание подобной ракеты, имеющей относительно небольшие размеры и массу, вызвало ряд проблем, связанных с миниатюризацией ее систем и элементов. При этом вариантов разгонных ступеней ракеты, подходящих ей по энергетике, размерам и массе, оказалось не так уж и много.
В конечном счете, разработчики решили использовать в качестве ее первой ступени РДТТ авиационной ракеты «воздух-земля» SRAM-А (AGM-69A), которая находилась на вооружении с 1972 г. Эта двигательная установка, имевшая обозначение SR-75-LP-1, была создана фирмой «Lockheed Propulsion» и представляла собой РДТТ диаметром 447 мм и длиной 2,54 м. Развиваемая им тяга составляла около 40 кН, и он был способен работать в температурном диапазоне от -54 до +63 °С. Особенностью этого РДТТ была возможность двукратного включения, которая обеспечивалась его двухсекционным твердотопливным зарядом массой 454 кг. Его включения продолжительностью около 14 сек могли осуществляться либо друг за другом, либо с интервалом от 1,5 до 80 сек.
Для использования в составе ASAT этому РДТТ потребовалась доработка, которая была выполнена фирмой «Boeing» и состояла в установке в его хвостовой части аэродинамического оперения, состоящего из пяти поверхностей. Две из них были закреплены неподвижно, а три являлись рулями управления.
Фирмой «Boeing» также было создано оборудование для доработанного «Macdonnel-Douglas» самолета-носителя и для экспериментального центра управления полетами РМОС (Prototype Missions Operations Center), функционировавшего в составе системы Объединенного командования аэрокосмической обороны Северной Америки (НОРАД). В дальнейшем управление работой ASAT предполагалось вести с комплекса Стратегического авиационного командования в горе Шайен.
В свою очередь, вторая ступень ракеты была разработана фирмой LTV на основе РДТТ «Altair-3» (FW-4S фирмы «Thiocol»), развивавшего в течение 27 сек среднюю тягу 27,4 кН. Исходный вариант этого двигателя имел диаметр 0,5 м, массу около 300 кг и являлся четвертой ступенью легкой ракеты-носителя «Scout». В этом случае потребовалось выполнение более значительных переделок, поскольку в исходном варианте стабилизация ступени «Scout» осуществлялась за счет вращения с угловой скоростью около 3 об/сек. Для использования в составе ASAT «Altair-3» был оснащен реактивной системой управления по трем осям, созданной на основе ЖРД, работающих на гидразине. Также для использования «Altair-3» в составе ASAT его конструкция была дополнительно усилена, чтобы позволить ему выдержать полет в горизонтальном положении в течение часа перед возможным запуском с самолета-носителя.
В итоге, расчетная стартовая масса ракеты составила 1194 кг, длина 5.4 м. При этом, первая ступень ракеты могла выводить ее на высоту 160 км, а вторая – выводить полезную нагрузку на высоту 460 и более км.
Для использования в качестве «полезной нагрузки» ракеты была разработана боевая ступень MHV (Miniature Homing Vehicle – миниатюрный аппарат прямого попадания), которая по компоновке и конструкции была аналогична HIT, но имела большие размеры - диаметр 0,305 м, длину 0,51 м и массу в снаряженном виде около 16 кг. Макет этой боевой ступени был впервые продемонстрирован в марте 1979 г. на заседании сенатского подкомитета по военным ассигнованиям.
В разработке отдельных элементов MHV вместе с LTV участвовали фирмы «Hughes» (оптические датчики подсистемы наведения); «Zinger Kirfot» (подсистема наведения) и «Harris» (бортовые вычислительные средства). В состав MHV также входили сложенный Грегорианский телескоп, сосуд Дюара с жидким гелием для охлаждения ГСН, приемоответчик С-диапазона, лазерный кольцевой гироскоп фирмы «Honeywell» для определения скорости вращения аппарата, двигательная установка маневрирования и ориентации. Все подсистемы были выполнены предельно легкими и миниатюрными. Так, БЦВМ, обладавшая быстродействием 24 кбит/сек, весила 0,36 кг.
MHV устанавливалась в составе ракеты на опорном устройстве, которое обеспечивало перед отделением ее приведение во вращение со скоростью до 30-33 об/сек для стабилизации и обеспечения наведения на цель.
Основу ИК-датчика MHV составляло восемь «линеек», изготовленных на основе висмута индия, охлаждавшегося перед началом работы до 4 К. Этот датчик, созданный отделением фирмы «Hughes» в Санта-Барбаре, включал в себя 4 линейки, располагавшихся в виде квадрата и 4 линейки – в виде спиральных кривых. С их помощью можно было определять относительное местоположение перехватываемого спутника по измерениям времени пересечения линеек его образом. В то же время MHV не располагал какой-либо информацией о своем местоположении, о скорости своего движения и расстоянии до цели. Логика его работы и наведения на цель заключалась в сведении к нулю любых изменений его линии визирования на цель путем включения двигателей управления, и это должно было происходить даже в том случае, если бы MHV удалялся от атакуемой цели. Естественно, что при использовании подобной схемы наведения даже незначительная ошибка в координатах и времени запуска ракеты делала перехват невозможным.
В качестве исполнительных органов системы управления были использованы микро-РДТТ управления и ориентации, созданные фирмой «Atlantic Research». Каждый двигатель управления состоял из двух заполненных топливом тонкостенных металлических корпусов цилиндрической формы общей длиной 0,508 м и диаметром 12,7 мм, а также расположенного между ними сопла. Время работы каждого из этих двигателей составляло около 0,01 сек, при этом развиваемое внутри них давление достигало 70 мПа.
Создание этих двигателей оказалось достаточно сложной задачей, поскольку их разработчикам, наряду решением традиционных проблем, связанных с созданием РДТТ на быстрогорящем топливе, потребовалось обеспечить минимизацию ИК-загрязнений, возникающих при их работе. Это было связано с высокой чувствительностью ИК-датчика установленного на MHV, который мог реагировать на оказывавшиеся в его поле зрения микроскопические частицы догоравшего твердого топлива, выброшенного из сопла. Решение этой проблемы было найдено благодаря разработке специального быстрогорящего топлива.
Всего в состав MHV входило 64 микро-РДТТ управления: 56 из них были снаряжены полностью, а 8 – наполовину, для использования в соответствии с требованиями системы наведения на завершающем этапе перехвата.
Четыре блока двигателей ориентации, каждый из которых представлял собой миниатюрную петарду, располагались в задней части MHV. Они предназначались для управления или демпфирования его колебаний и могли включаться при обнаружении колебаний или же в соответствии с логикой работы системы управления.
В процессе стендовой отработки MHV прошла вибрационные испытания, которые подтвердили, что она способна выдержать вибрационные нагрузки, которым она будет подвергаться в составе самолета-носителя. Также были проведены испытания по точному отделению MHV из опорного и раскручивающего устройства ракеты.
В последующей отработке MHV был выполнен этап летно-стендовых испытаний на специально построенном фирмой LTV наземном комплексе. Здесь, находясь в состоянии свободного падения, макетные и штатные образцы MHV выполняли отслеживание перемещения и наведение на модели спутников. По заявлениям представителей ВВС США в процессе этих испытаний не было выявлено больших технических проблем - была отмечена лишь необходимость внесения незначительных изменений в ГСН MHV, увеличения мощности ЭВМ, повышение прочности конструкции и пр.
В целом, проведенные в 1980-1981 гг. испытания подтвердили способность MHV наводиться на спутники и выводить их из строя при соударении на большой скорости.
Наряду с работами по созданию запускаемой с самолета противоспутниковой ракеты изучались и перспективные варианты использования ее элементов. Так, одной из концепций предусматривалось использование MHV, размещаемых на спутнике или сопровождающем его космическом аппарате, для поражения атакующих противоспутниковых ракет («программа 2136»).
Оценивая в то время потенциальные возможности системы ASAT сотрудники Массачусетского технологического института, сообщали, что боевая ступень МНV могла быть выведена разгонными ступенями на высоту до 720 км за 140 сек, при обеспечении начальной скорости около 9 км/сек. Более того, по их мнению, система могла быть использована против спутников, находящихся на орбитах высотой до 1000 км. При этом большая скороподъемность противоспутниковой ракеты практически исключала возможность выполнения атакуемым спутником каких-либо маневров уклонения.
Продолжение следует.
Автор: Владимир Коровин
15.12.2013
