Техника и вооружение 2005 08 (Журнал «Техника и вооружение») - страница 48

Окончание следует

Пуск ракеты РАС-3.

Владимир Коровин

Продолжение.

Начало см. в «ТнВ» №5-7/2005 г.

Начало истории ракеты РАС-3 следует отнести к 1983 г., когда Центр разработки в области новой техники ПРО армии США приступил к проведению НИОКР по созданию перспективных противоракет, обеспечивающих прямое попадание в головную часть МБР на средних высотах в атмосфере при обороне особо важных объектов. Основной целью этой программы, получившей название SRHIT (Small Radar Homing Intersept Technology), стало проведение исследований и летных испытаний экспериментальных противоракет, в процессе которых должна была оцениваться эффективность их систем наведения и управления, которые предполагалось использовать в составе перспективных образцов.

Работы но программе SRHIT, стоимость которой составила 69,5 млн. долл., выполнялись в период с января 1983 г. по июнь 1985 г. отделением «Воут Миссайлз» фирмы «Линг-Темко-Воут Аэроспейс» (LTV). Создавая экспериментальную противоракету SRHIT, специалисты LTV взяли за основу конструкцию корпуса и двигательной установки неуправляемой ракеты, используемой в ракетной системе залпового огня MLRS, незадолго до этого также разработанной LTV. Установка боевой части на SRHIT не предусматривалась, поскольку ракета должна была уничтожать цель прямым попаданием при скоростях сближения с ней до нескольких км/с.

При проектировании противоракеты в первую очередь преследовалась цель обеспечения ее высокой маневренности при полете в относительно плотных слоях атмосферы. Этого предполагалось достичь за счет снижения аэродинамической устойчивости ракеты: ее центр масс и центр давления были расположены недалеко друг от друга.

Основной же отличительной особенностью SRHIT стала ее система управления полетом. Стабилизация ракеты в полете осуществлялась за счет ее вращения с помощью хвостовых стабилизаторов. Маневрирование ракеты производилось управляющей двигательной установкой, расположенной в передней части ракеты, на значительном удалении от центра масс.

В результате ее включения продольная ось ракеты должна была отклоняться от направления полета и вследствие этого на корпусе и аэродинамических поверхностях ракеты возникали значительные поперечные аэродинамические силы, которые и обеспечивали выполнение ракетой маневров с перегрузками до 100д. Для прекращения выполнения маневра управляющая двигательная установка включалась в противоположном направлении.

Эта двигательная установка представляла собой конструкцию, включающую в себя более чем 100 микро-РДТТ одноразового действия. Сопла этих двигателей были равномерно расположены по окружности перпендикулярно продольной оси ракеты и выходили ее поверхность.