Зенитная управляемая ракета Найк Аякс

Ракета Nike Ajax

Ракетное оружие. Класс «земля - воздух». Зенитная управляемая ракета c двигателем, работающим на жидких компонентах топлива и твердотопливным стартовым ускорителем. США 1952-1957 гг.

Оглавление страницы:

1. Краткая информация о зенитно-ракетном комплексе Найк Аякс
2. Технические характкристики ракеты Найк Аякс
3. История разработки ракеты Найк Аякс
4. Общие сведения о пусках ракет Найк Аякс
5. Пуски ракет Найк Аякс в 1952 году
6. Пуски ракет Найк Аякс в 1953 году
7. Пуски ракет Найк Аякс в 1954 году
8. Пуски ракет Найк Аякс в 1955 году
9. Пуски ракет Найк Аякс в 1956 году
10. Пуски ракет Найк Аякс в 1957 году
11. Пуски ракет Найк Аякс в 1958 году

1. Краткая информация о зенитно-ракетном комплексе Найк Аякс

«Найк Аякс» (англ. MIM-3 Nike Ajax) — американский зенитный ракетный комплекс, один из первых зенитных ракетных комплексов в мире. Принят на вооружение в 1953 году (в производстве с 1951 года).

Собственно ракета MIM-3 Найк Аякс - сверхзвуковая, управляемая, жидкостная (маршевая ступень) с твердотопливным стартовым ускорителем (разгонная ступень).

Разгонная ступень HJ Nike Nike-3 (используемое обозначение - Nike) имела полную массу 599 кг, массу сухой ступени 256 кг, один твердотпливный двигатель M5E1, время работы до выгорания топлива 3,40 секунды, длину 3,60 м, диаметр 0,42 м.

Маршевая ступень Nike Ajax-2 (используемое обозначение - Ajax) имела полную массу 500 кг, массу сухой ступени 372 кг, один жидкостный однокамерный двигатель Ajax, производства фирмы Bell Aircraft Company Buffalo, штат Nexv York, время работы до выгорания топлива 30,00 секунд, длину 4,50 м, диаметр 0,30 м.

Боевая часть ракеты - обычная осколочно-фугасного действия. Она разделялась на три части, размещенные в носовой, массой 5,44 кг, средней — 81,2 кг и хвостовой — 55,3 кг, секции корпуса. Предполагалось, что их детонация позволит создать более протяжённое облако осколков и повысит эффективность поражения самолёта. Боевая часть подрывалась у цели по команде от средств наведения с земли.

Ракета имела две пары подвижных и неподвижных аэродинамических поверхностей.

Пусковая установка стационарная или полустационарная на одну ракету. Заряжание пусковой установки механизированное. Пуск ракеты происходил при постоянном угле возвышения 85 градусов.

Вспомогательное и контрольно-измерительное оборудование комплекса размещалось в специальных помещениях на площадках и в подземных укрытиях, где производилясь сборка ракет, заправка ее двигателя компонентами топлива, предстартовый и периодический контроль.

Наименьшее подразделение комплекса - батарея. Каждая батарея «Nike Ajax» состояла из двух частей: Battery Control Area — центрального поста, где располагались радары, счётно-решающее оборудование, здания персонала — и Launch Area, сектора вокруг, в котором располагались пусковые установки, склады ракет, топливные цистерны. Launch Area как правило включала 2-3 хранилища ракет и 4-6 пусковых установок.

В состав комплекса входили РЛС обнаружения целей LOPAR (Low-Power Acquisition Radar), пункт управления, РЛС сопровождения цели TTR (Target Tracking Radar), РЛС сопровождения ракеты, одна или несколько стартовых площадок размером 150х150 м с четырьмя пусковыми установками зенитных управляемых ракет MIM-3 на каждой, вспомогательное и контрольно-измерительное оборудование в специальных помещениях и подземных укрытиях.

К 1958 году было развернуто около 200 батарей. В дальнейшем на смену комплексу стал поступать более совершенный Nike Hercules. Последний Nike Ajax снят с вооружения армии США в конце 1963 года. ЗРК поставлялся также Греции, Италии, Нидерландам, Турции и ФРГ.

2. Технические характкристики ракеты Найк Аякс

Исследователь и популяризатор науки Вили Лей приводит следующие параметры ракеты Найк-Аякс:

Зенитный управляемый реактивный снаряд. Длина 6 м, общая длина с ускорителем на твердом топливе 10,7 м, диаметр корпуса 30 см, диаметр хвостового оперения 1,4 м. Топливо: бензин и красная дымящая азотная кислота. Вес ракеты без ускорителя 680 кг. Наведение по лучу радиолокатора. Практическая дальность по траектории 29—37 км, полетное время 8—110 сек. Имеется улучшенный вариант — более крупная ракета «Найк-Геркулес» с дельтавидным крылом.

3. История разработки ракеты Найк Аякс

3.1. Основная идея проекта и спецификации

Комплекс «Найк Аякс» разрабатывался с 1945 года, как средство эффективного поражения высоколетящих скоростных бомбардировщиков, способных летать со скоростью 600 миль в час на высоте 60 000 футов. Ракета должна была быть высокоскоростной, высокоманевренной, наводиться на цель и управляться при перхвате цели по сигналам, полученным от радиолокационной системы слежения. Перехват цели должен происходить в радиусе не менее 12 миль от места дислокации наземной стартовой установки.

Ракета получила производственное обозначение — SAM-G-7, с середины 1951 года — SAM-A-7 (где: SAM - surface-to-air missile - ракета класса «земля-воздух», А - Army - Армия, 7 - номер разработки), а с 1962 года - MIM-3 (где: MIM - Mobile Interceptor Missile - мобильный перехватчик ракет, 3 - номер разработки).

Предполагалась ракета длиной около 19 футов с общим весом 1000 фунтов, 300 фунтов из которых были бы весом топлива и окислителя. В кормовой части корпуса ракеты предусматривалось наличие большого четырёхплоскостного стабилизатора, а в передней части четыре подвижных аэродинамических поверхности для управления и наведения ракеты. Ракета должна была стартовать вертикально по рельсовой направляющей стартовой установки и достигать сверхзвуковой скорости через две секунды при помощи стартового ускорителя, состоящего из восьми твёрдотопливных ракет с общей тягой 93 000 фунтов, расположенных концентрически около хвоста ракеты. Вес стартового ускорителя со стабилизаторами не должен превышать 2020 фунтов.

Прсле завершения разгона стартовый ускоритель должен быть сброшен, и ракета будет ускоряться с помощью маршевого жидкостного двигателя до тех пор, пока топливо не будет израсходовано. Эксплуатационные характеристики жидкостного маршевого ракетного двигателя были рассчитаны на основе использования тяги в 3000 фунтов, регенеративно охлажденного ракетного двигателя, с анилиновой смесью в качестве топлива и красной дымящей азотной кислотой в качестве окислителя, имеющего выгорание через 24,3 секунды после запуска. Система подачи топлива была вытеснительная, давление создавалось сжатым азотом.

Расчетная скорость ракеты в момент отделения стартового ускорителя (через 1,8 сек. после старта) должна состалять 1 750 футов в секунду. Затем скорость почти постоянно возрастала до 2 500 футов в секунду в конце полёта.

Система стабилизации должна была включать управление движением ракеты по крену, тангажу и рысканию. Система наведения удерживала бы ракету на оптимальной траектории основываясь на данных, предоставленных двумя радиолокаторами. Один из них отслеживал цель, а другой отслеживал ракету. Полученные данные коррелировались и преобразовывались, с помощью компьютера, в информацию для управления рулями ракеты.

3.2. Предварительные проектные исследования

Вторая половина 1945 года и начало 1946 года были потрачены на планирование детальных потребностей различных компонентов и на ранние проектные исследования и испытания. Специалисты DAC (Douglas Aircraft Company) приступили к исследованию аэродинамики будущей ракеты. Конструирование стартового ускорителя также было начато компанией Aerojet.

Первой большой проблемой при создании управляемой зенитной ракеты стало отсутствие радиолокатора, способного точно отслеживать маневры цели и зенитной ракеты. Поэтому потребовалось разработать специальную радиолокационную систему для ракеты проекта SAM-G-7. После проведенных исследований в радиолокационную систему включили радиолокационный передатчик, расположенный на борту ракеты. Это позволило определять ракету на пусковой устонаке перед стартом, определять ракету после отделения от стартового ускорителя, ослаблять влияние радиопомех, возникающих от газовой струи двигателя, отличать ракету от цели при маневре уклонения.

Также на раннем этапе проектирования стало очевидно, что приводы для подвижных аэродинамических поверхностей управления полётом ракеты потребуют сервомеханизмов, скорость и крутящий момент которых превышали скорость и крутящий момент сервомеханизмов любого, известного на тот момент типа. В случае крена ракеты полное отклонение подвижных аэродинамических поверхностей на пятнадцать градусов должно быть достигнуто примерно за 0,1 секунды. Изучение проблемы показало, что можно выполнить эти требования с помощью гидравлической сервосистемы, управляемой электрически управляемым клапаном. Была инициирована специальная программа разработки для производства серии гидравлических клапанов, которые в конечном итоге использовались во всех ракетах семейства NIKE.

Схема управления сервосистемой включала основную обратную связь может исходить из свободного положения гироскопа управления по крену и из поперечных акселерометров для управляющей команды. Гироскопы различных марок уже были разработаны для других целей и в основном требовали установки подходящих потенциометров. Была начата программа разработки специального датчика акселерометра NIKE с магнитным демпфированием. Гидровлическая электрическая система сервопривода состояла из поршеней привода, сосудов под давлением, и трубопровода и была заимствована у авиаторов.

В DAC (Douglas Aircraft Company) приступили к проведению интенсивных исследований для определения аэродинамических характеристик, которые могут быть получены из конфигурации ракет, предусмотренной идеей проекта. Преимущество установки большого четырёхплоскостного стабилизатора в кормовой части ракеты было подтверждено исследованиями, и этот элемент конструкции оставался неизменным для всех модификаций проекта. Однако, расположенные в передней части корпуса ракеты, четыре подвижных аэродинамических поверхности претерпели значительные изменения. Была уменьшина их площадь, расположение сместилось ближе к носу для большего плеча, они приобрели дельтовидную форму с углом в двадцать три градуса для более низкого сопротивления и меньшего смещения центра давления. Затем были проведены испытания в аэродинамической трубе на масштабной модели новой конфигурации с числом Маха 1,72 в лаборатории баллистики (Ballistics Research Laboratory) на Абердинском полигоне (Aberdeen Proving Ground - APG). Результаты испытаний дали первые непосредственно применимые данные об аэродинамическом поведении этого типа летательного аппарата.

Конструкция ракеты должна была обеспечивать достаточную прочность и жесткость при наименьшем возможном весе. Поскольку повторное использование ракеты после пуска было невозможным, не предполагалось использование для изготовлении ракеты стратегических материалов везде, где это было возможно, без ущерба для соотношения прочности к весу. Корпус ракеты должен был выдерживать перегрузки, возникающие во время старта, а также при управляемом маневрировании для перехвата цели. Кроме того, на кострукцию корпуса влияли аэродинамическая гладкость поверхности корпуса, схема расположения боевой части, компоновка узлов и агрегатов. Основными критериями, влияющими на конструкцию стабилизаторов, являлись гладкость поверхности и минимальная толщина, позволяющая обеспечить необходимую прочность.

В предварительном проектном исследовании рассматривались такие проблемы, как оценки веса, смещение центра тяжести из-за расхода топлива, расхода топлива, а также простота изготовления и сборки ракеты.

На основании опыта, накопленного при испытаниях ракеты ВАК-Корпорал, инженеры фирмы AeroJet Corporation приступили к разработке охлаждаемых и неохлаждаемых жидкостных двигателей для ракеты проекта SAM-G-7.

Главным подрядчиком была выбрана компания Western Electric. Системой радиолокации занималась Bell Telephon Laboratoris (BTL). Определение оптимальной формы ракетного снаряда проводилось в Ballistics Research Laboratory at Aberdeen Proving Ground, штат Maryland. Разработкой осколочно-фугасных боевых зарядов и систему их размещения в боевой части ракеты осуществлял Picatinny Arsenal, штат New Jersey. Взрывательные устройства готовил Frankford Arsenal, штат Pennsylvania. Крупным субподрядчиком, ответственным за аэродинамические исследования ракеты-перехватчика стала Douglas Aircraft Company. Твердотопливный двигатель для стартовой ступени и жидкостный маршевый двигатель (вторая ступень) предоставила Aerojet Engineering.

Указанные выше, проектные исследования и решения были рассмотрены на конференции по планированию 28 января 1946 года, на которой была создана программа развития NIKE 1946 года.

3.3. Разработка компонентов системы и первые испытания

Этот период был целенаправлено посвящен разработке основных компонентов системы, проведению стендовых и лётных испытаний опытно-экспериментальных образцов ракеты.

Были спроектированы и изготовлены опытно-экспериментальные ракеты, получившие обозначение Nike-46. Они предназначались для лётных испытаний с целью получения информации о способах запуска, работе двигательной установки, разделении составных ступеней, характеристиках ракетного двигателя и стабильности полёта.

Относительно боевой части ракеты проводились исследования и полигонные испытание различных поражающих компонентов, направления и мощности подрыва взрвчатых веществ и поражающих элементов.

Кроме того, огромная работа была проведена для реализации системы радиолокационного сопровождения цели и наведения управляемой ракеты. При этом, помимо новых радиолокационных станций, были созданы новые вычислительные машины (компьютеры) для анализа поступающей информации и выдачи, на основе анализа, соответствующих команд управления полётом ракеты.

В сентябре-октябре 1947 года были испытаны модифицированные неуправляемые ракеты Nike-47.

К 1948 году в качестве стартовой ступени ракеты «Найк Аякс» решили адаптировать стартовый ускоритель зенитной ракеты Военно-морского флота Bumblebee, разрабатываемой Allegheny Ballistics Laboratory, Jet Propulsion Laboratory и Johns Hopkins University. Были испытаны модифицированные образцы Nike-481, Nike-480, Nike-482 на управление рулями, стабилизации крена. Проблемы управления ракетой в полёте решались только после кропотливого изучения телеметрических записей. Однако ввиду затруднений с финансированием проекта первоначальный этап испытаний удалось завершить в январе-апреле 1950 года, проведя 16 пусков модифицированных образцов Nike-484.

В октябре 1951 года все компоненты были сведены в одну ракету и были отсреляны на полигоне Уайт Сэндс (White Sands Proving Ground). 27 ноября 1951 года было зафиксировано первое поражение управляемым снарядом воздушной цели — радиоуправляемого самолёта QB-17 в небе над штатом Нью-Мексико. Еще 22 ракеты модификации Nike X201 Ajax были выпущены под контролем радара по наземным (3) и воздушным (19) беспилотным целям. В апреле 1952 года пуски ракет на полигоне Уайт Сэндс (White Sands Proving Ground) проходили в присутствии высокопоставленных персон. В то же время был снят демонстрационный фильм об успешном перехвате и уничтожении, летящего на большой высоте бомбардировщика QB-17.

Производство серийных ракет началось с 1952 года. В 1953 году, первые батареи «Nike Ajax» были приняты на вооружение и комплекс встал на боевое дежурство. Комплекс «Nike Ajax» предназначался для прикрытия крупных политических, административных и промышленных центров, военно-морских баз, аэродромов и других важных военных объектов.

Техническим недостатком комплекса было наличие лишь одного канала управления ракетой. Также, изначально, между отдельными батареями «Nike Ajax» не существовало никакой эффективной связи, в результате чего несколько батарей могли выбрать для сопровождения одну и ту же цель. Этот недостаток был исправлен в дальнейшем, путём введения системы AN/FSG-1 Missile Master компании Martin, осуществлявшей обмен данными между счетно-решающими устройствами отдельных батарей и координацию наведения на различные цели.

Большие проблемы вызывали эксплуатация и обслуживания «жидкостных» ракет комплекса «Найк Аякс» из-за использования взрывоопасных и токсичных компонентов топлива и окислителя. Это привело к форсированию работ по «твёрдотопливной» ракете и стало одной из причин снятия с вооружения ЗРК «Найк Аякс» в середине 60-х годов.

После снятия с вооружения ракеты Найк применялись в качестве одной из ступеней зандирующих ракет разных типов.

4. Общие сведения о пусках ракет Найк Аякс

В скобках указано количество пусков. Красным цветом выделено количество пусков, завершившихся неудачей.

5. Пуски ракет Найк Аякс в 1952 году

6. Пуски ракет Найк Аякс в 1953 году

7. Пуски ракет Найк Аякс в 1954 году

8. Пуски ракет Найк Аякс в 1955 году

9. Пуски ракет Найк Аякс в 1956 году

10. Пуски ракет Найк Аякс в 1957 году

11. Пуски ракет Найк Аякс в 1958 году