| Atlas | |
|---|---|
| Atlas-raketin laukaisu | |
| Yleistä tietoa | |
| Maa | USA |
| Indeksi | SM-65 Atlas (entinen B-65, vuoden 1963 jälkeen - CGM-16/HGM-16) |
| Tarkoitus | ICBM |
| Kehittäjä | Convair |
| Valmistaja | Convair |
| Pääpiirteet | |
| Vaiheiden lukumäärä | 1.5 |
| Pituus (MS:n kanssa) |
22,9 m (SM-65D) 25,1 (SM-65E/F) |
| Halkaisija | 3,05 m (4,9 m) |
| aloituspaino | 117,9 t |
| Heitetty massa |
1,34 tonnia (SM-65D) (SM-65E/F) |
| Polttoaineen tyyppi | nestettä |
| Suurin kantama | 10 200 km |
| Tarkkuus, QUO | 600-1200 m [1] |
| Taistelukärki |
lämpöydin: W-49 (SM-65D) W-38 (SM-65E/F) |
| pään tyyppi |
yksilohko : Mk.2 tai Mk.3 (SM-65D) Mk.4 (SM-65E/F) |
| Latausteho |
1,45 Mt (SM-65D) 4,45 Mt (SM-65E/F) |
| Ohjausjärjestelmä |
radioinertia (SM-65D) autonominen inertia Bosch Arma (SM-65E/F) |
| Perustusmenetelmä |
SM-65D: pinta SM-65E: puoliksi maanalainen SM-65F: maanalainen kaivo |
| Käynnistä historia | |
| Osavaltio | poistettu palveluksesta |
| Hyväksytty | syyskuuta 1959 |
| Ensimmäinen aloitus | kesäkuuta 1957 |
| Palvelusta poistettu | 1965 |
| Ensimmäinen vaihe - Atlas MA-2, irrotettavat moottorit | |
| Pituus | 0 |
| Halkaisija | 4,90 m |
| Kuiva paino | 3050 kg |
| aloituspaino | 3050 kg |
| Marssivat moottorit | 2 × Rocketdyne XLR89-NA-5 |
| työntövoima | 1400-1500 (2×666-758) kN |
| Spesifinen impulssi |
282 sek. (tyhjiössä) 248 s. (meren tasolla) |
| Työtunnit | 135 |
| Polttoaine | Kerosiini RP-1 |
| Hapettaja | nestemäistä happea |
| Toinen vaihe | |
| Pituus | 21,20 m |
| Halkaisija | 3,05 m |
| Kuiva paino | 2347 kg |
| aloituspaino | 113050 kg |
| huoltomoottori | Rocketdyne XLR105-NA-5 |
| työntövoima | 267-270 kN (363,22 kN) |
| Spesifinen impulssi |
309 sek. (tyhjiössä) 215 s. (meren tasolla) |
| Työtunnit | 303 |
| Polttoaine | Kerosiini RP-1 |
| Hapettaja | nestemäistä happea |
| Mediatiedostot Wikimedia Commonsissa | |
Convair SM-65 Atlas ( eng. Convair SM-65 Atlas , kirjaimellisesti " Atlant " ja kehittäjän emoyhtiön - Atlas Corporationin kunniaksi ) on maailman ensimmäinen mannertenvälinen ballistinen ohjus , joka on kehitetty ja otettu käyttöön Yhdysvalloissa . . Kehitetty MX-1953-ohjelman alla vuodesta 1951 lähtien. Se muodosti USA: n ilmavoimien ydinarsenaalin perustan vuosina 1959-1964, mutta poistettiin sitten nopeasti palvelusta kehittyneemmän Minuteman -ohjuksen myötä. Se toimi perustana Atlas - avaruuskantorakettien perheelle , joka on ollut toiminnassa vuodesta 1959 nykypäivään.
Atlas ICBM : n kehityksen historia voidaan jäljittää toisen maailmansodan lopun päiviin , jolloin saksalaisten ohjustekniikoiden tutkiminen ja Yhdysvaltoihin vietyjen ohjusten talteenotetut näytteet stimuloivat amerikkalaisten määrän nopeaa kasvua . ohjusprojektit [2] . Joten sodan päättyessä vuonna 1945 erityyppiset ja -tyyppiset joukot työskentelivät 19 ohjattujen ja ohjaamattomien ohjusten projektissa, tammikuussa niiden määrä kasvoi 21 hankkeeseen ja huolimatta useiden vanhentuneiden projektien sulkemisesta. , jatkoi kasvuaan saavuttaen huipentuman puoliväliin mennessä 1946 - 47 ohjusprojektia. Tätä helpotti se, että Yhdysvaltain armeijan ilmailu, joka pyrki departementtien itsenäisyyteen [3] ja näki pitkän kantaman aseiden mahdollisuuden, yritti asettaa itselleen uuden roolin [4] .
Paperclip-operaation osana internoitujen saksalaisten ohjusten ”vangittujen” asiakirjojen ja tietojen tutkiminen paljasti Yhdysvalloille Kolmannen valtakunnan suunnitelmat Amerikka-projektille – A9/A10-ultrapitkän kantaman ohjusten luomiseen. Pohjois-Amerikasta Euroopasta. Monet Yhdysvaltain armeijassa uskoivat, että tällaisen aseen luominen oli mahdotonta, mutta tämä vaati tieteellistä vahvistusta [5] . Lokakuussa 1945 Yhdysvaltain armeijan ilmavoimat pyysivät ehdotuksia tällaisten pitkän kantaman ohjusten mahdollisista suunnitelmista, ja 10. tammikuuta 1946 Consolidated-Vultee-insinöörit, joita johti belgialainen Carl Bossart , esittivät ehdotuksensa kahdesta ohjuksesta. kantama noin 10 tuhatta km. Yksi niistä oli hitaampi risteilyohjus, jossa oli suihkumoottori, ja toinen oli yliääninen ballistinen ohjus nestemäistä polttoainetta käyttävällä rakettimoottorilla. Ballististen ohjusten projektissa ehdotettiin seuraavien innovatiivisten ideoiden toteuttamista tuolloin:
19. huhtikuuta 1946 Consolidated-Vultee (tuleva Convair) sai 1,893 miljoonan Yhdysvaltain dollarin sopimuksen armeijan ilmavoimista 10 ohjuksen valmistukseen ja testaamiseen ehdotettujen innovatiivisten ideoiden testaamiseksi. Projektin nimi oli MX-774 . Hankkeen asettama tavoite: luoda V-2- raketti puolet rakenteen passiivisesta (kuivasta) painosta samalla polttoainemäärällä koneessa ja samalla saavuttaa lentomatkan kaksinkertainen kasvu.
Mutta joulukuussa 1946 kyvyttömyys pitää sodan jälkeiset budjettimenot samalla tasolla ja ohjushankkeiden jatkuva kasvu johtivat Yhdysvaltojen hallinnon leikkaamaan niiden rahoitusta tilivuonna 1947 29 miljoonasta dollarista 13 miljoonaan dollariin. Tämä pakotti ilmavoimat sulkemaan joukon alhaisen prioriteetin ja "reservi"-projekteja, joten heinäkuussa [6] 1947 Consolidated-Vultee ilmoitti aliääninopeuden risteilyohjusprojektin sulkemisesta MX-771 "Matador" ja MX hyväksi. -775 "Snark" -projektia , ja jo heinäkuussa, kolme kuukautta ennen suunniteltua ensimmäistä lanseerausta, MX-774-projekti peruutettiin. Tähän projektiin jäljellä olevat varat mahdollistivat kolmen RTV-A-2 Hiroc- ohjuksen valmistelemisen ja testaamisen ( englanninkielisestä High Altitude Rocketista ). Laukaisut tehtiin White Sandsin testipaikalla heinä-, syys- ja joulukuussa 1948, ja moottoreiden ongelmien vuoksi ne onnistuivat vain osittain, mutta silti sai kokeilla joitain toteutukseen suunniteltuja innovaatioita: ohutseinäistä. kantava runko, joka on polttoainesäiliöiden seinät, nelikammioisen rakettimoottorin kardaanijousitus ja raketin irrotettava nokka. Säiliöiden paineistamista ei toteutettu tässä hankkeessa.
Hankkeen peruuttamisesta huolimatta Convair hyväksyi pitkän kantaman ballististen ohjusten alan kehityksen riittävän arvokkaiksi ja jatkoi työskentelyä niiden parissa kolmen vuoden ajan omasta aloitteestaan rajoitetulla sisäisellä budjetilla. Tammikuussa 1949 tämä yritys pääinsinöörinsä Karl Bossartin valvonnassa ehdotti puolitoistavaiheista (ehdollisesti erä) rakettiasettelua - tulevan Atlaksen ominaispiirre, kun sekä käynnistys- että päämoottorit käynnistyivät, kun raketti oli maassa, ja kahden minuutin lennon jälkeen ne sammuivat ja vain käynnistysmoottorit aerodynaamisilla suojakuorilla hylättiin (eikä koko vaihetta), kun taas tukimoottori jatkoi toimintaansa koko aktiivisen vaiheen ajan. Käynnistysmoottoreiden voimanlähteenä oli tällä järjestelyllä päälavasäiliöiden polttoaine. Tällainen suunnittelu mahdollisti ylemmän vaiheen rakettimoottoreiden mahdollisen syttymisongelman kiertämisen korkealla, mikä vaikutti tuolloin merkitykselliseltä (ei vain amerikkalaisille tiedemiehille ja insinööreille [7] ). Matemaatikko John von Neumann , yksi ensimmäisistä, joka perusti mahdollisuuden luoda pitkän kantaman ammus ydinpanoksella, osallistui rakettikonseptin kehittämiseen .
Tammikuussa 1951, Korean sodan puhkeamisen ja sitä seuranneen kasvavan kansainvälisen jännityksen jälkeen, Yhdysvaltain ilmavoimat käänsivät huomionsa takaisin ohjusohjelmaan. Convair on saanut sopimuksen pitkän kantaman ballistisen ohjuksen MX-1593 kehittämisestä. Myöhemmin, kun Yhdysvaltain ilmavoimat päättivät antaa ohjuksille lentokoneiden koodeja, ohjus sai ensimmäisen virallisen nimen B-65 Atlas ( englanniksi Bomber ).
Keskeinen vaatimus MX-1593-ohjelmassa oli ohjuksen kyky kuljettaa tehokkaimpia Yhdysvalloissa äskettäin kehitettyjä lämpöydinpommeja. Näiden ensimmäisten ammusten valtavat mitat määrittelivät etukäteen raketin tarpeen, jolla on erittäin suuri hyötykuorma.
Convairin insinöörit keksivät epätyypillisen ratkaisun ongelman ratkaisemiseksi. Heidän konseptinsa mukaan raketin runko tehtiin hyvin ohueksi, joka ei kestänyt omaa painoaan. Ohjuksen vahvuus ja eheys ylläpidettiin kantoaineen polttoainesäiliöiden ylipaineella . Siten raketti muistutti ilmapalloa, jonka muotoa ylläpitää sisäinen ylipaine. Tällaisen ratkaisun luotettavuus oli kyseenalainen, mutta vaihtoehtoja ei ollut. Ensimmäisillä lämpöydinpommeilla – kuten Mark 16 : lla – oli hirvittävät mitat ja paino. Paineistettujen rakettitankkien käyttö mahdollisti merkittävästi kuivapainon vähentämisen, mutta silti suunniteltu Atlas osoittautui tuon ajan standardien mukaan valtavaksi - yli 27 metriä korkeaksi. Sen piti toimia 5 moottorilla.
Kehitysohjelma suunniteltiin 10 vuodeksi, ja taisteluvalmius saavutettiin vuonna 1963. Riskin minimoimiseksi työt päätettiin suorittaa peräkkäin. Ensimmäisessä vaiheessa oli tarkoitus kehittää yksimoottorinen X-11 prototyyppi , toisessa - kolmimoottorinen X-13 ja viimeisessä - viisimoottorinen XB-65.
Vuonna 1954 Tyynellämerellä tehdyt lämpöydinkokeet osoittivat suhteellisen pienten lämpöydinkärkien toteutettavuuden. Tämän seurauksena valtavaa viisimoottorista rakettia ei tarvittu, ja sen kehitys peruutettiin. Kehittäjien huomio keskittyi kolmimoottoriseen prototyyppiin, jolle annettiin nimi XB-65.
Atlas-raketin lopullinen suunnittelu valmistui vuonna 1955. Kehitetyllä raketilla piti olla kolme moottoria - kaksi korkean työntövoiman laukaisuvahvistimia ja matalan työntövoiman propulsiomoottori korkealla ominaisimpulssilla. Lisäksi raketin runkoon asennettiin kaksi pientä ohjausmoottoria, jotka oli suunniteltu vakauttamaan raketin asentoa ja ohjaamaan sitä lennon aikana.
Ohjuksen kehittämisen olisi pitänyt kestää melko kauan, mutta vuonna 1955, Neuvostoliiton ICBM-kehityksestä saatujen tietojen valossa, ohjelmalle annettiin lisäetu. Prosessin nopeuttamiseksi testirakettien laukaisut sallittiin ilman täysin muunnettuja järjestelmiä.
Ensimmäinen yritys laukaista XSM-65A-prototyyppi (vuonna 1955 Yhdysvaltain ilmavoimat lopettivat ilma-alusnimitysten käytön ohjuksille) tapahtui 11. kesäkuuta 1957. Yritys epäonnistui kaasupolkimen epäonnistumisen vuoksi. Prototyyppi XSM-65A oli yksimoottorinen versio raketista ja se oli tarkoitettu järjestelmien testaamiseen.
Rakettiprototyypin ensimmäinen onnistunut laukaisu tapahtui 17. kesäkuuta 1957. Kun XSM-65A:n kokeet saatiin onnistuneesti päätökseen, vuonna 1958 seuraava prototyyppi, XSM-65B, toimitettiin testattavaksi. Se oli jo lähes täysin valmis kolmimoottorinen raketti, johon työstettiin projektin tärkeimmät ominaisuudet: "puhallettavat" tankit ja irrotettavat laukaisutehostimet.
Atlasin viimeinen prototyyppi oli XSM-65C. Vuosina 1958-1959 suoritettiin sarja laukaisuja ohjausjärjestelmän testaamiseksi. Yhden lennon aikana saavutettiin teknistä vaatimusta vastaava maksimikantama 10 200 km, ja huhtikuussa 1959 sarjaraketti XSM-65D esiteltiin jo testattavaksi. Sen onnistuneet testit heinäkuussa 1959 vahvistivat suunnittelijoiden laskelmat ja ohjus otettiin käyttöön tunnuksella SM-65D .
SM-65 "Atlas" oli 1,5-vaiheinen raketti, joka käytti yhtä polttoainesäiliötä ja irrotettavia käynnistysmoottoreita. Tämä suunnittelu mahdollisti sen, että vältyttiin vaikeudelta korkealla korkeudella olevien tukimoottoreiden automaattisen sytytyksen suorittamisessa - kaikki rakettimoottorit käynnistettiin alussa ja toimivat, kunnes kantoraketit erotettiin.
Raketin ainutlaatuinen ominaisuus oli ohuesta teräksestä valmistettujen ahdettujen polttoainesäiliöiden käyttö (kevennyksenä). Raketti ei pystynyt ylläpitämään muotoaan omin voimin, sen rakenne ei kestänyt omaa painoaan ja jäykkyyden varmisti jatkuva ylipaine tankeissa. Varastoinnin aikana säiliöt täytettiin typellä paineessa 0,34 atm (5 psi ). Raketin suunnittelussa ei ollut juuri lainkaan jäykkiä vahvistuksia, mikä tarjosi ainutlaatuisen massa-kuormitussuhteen.
Raketissa oli kolme moottoria, jotka käyttivät kerosiinia (RP-1) ja nestemäistä happea (LOX). Kaksi Rocketdyne XLR89-NA-5 -käynnistysmoottoria antoi noin 700 kN työntövoiman ja laukaisivat pian laukaisun jälkeen. Tukimoottorin - Rocketdyne XLR105-NA-5 - työntövoima oli noin 250 kN ja se toimi koko lennon ajan. Raketin vakauttamiseksi siihen asennettiin kaksi ohjattavaa Rocketdyne LR101-NA-7 -moottoria, joista kummankin työntövoima oli 4,4 kN.
Kaikkiin moottoreihin syötettiin polttoainetta ja hapetinta yhteisestä polttoainesäiliöstä, kun taas irrotetuissa moottoreissa oli itsenäinen syöttöjärjestelmä.
Raketin ensimmäiseen malliin - SM-65D - asennettiin radiokomento-ohjausjärjestelmä. Ohjuksen lentoa seurattiin varhaisessa vaiheessa maanpäällisillä tutoilla, ja autopilotin korjaukset välitettiin koneeseen. Radiokomentojärjestelmä oli epäluotettava ja altis häiriöille, joten seuraavissa malleissa se korvattiin Bosch Arman HGM-25A Titan I : lle kehittämällä inertiajärjestelmällä. Raketin tarkkuus ja luotettavuus ovat lisääntyneet merkittävästi: erityisesti SM-65E-mallin CEP oli noin 600 metriä, mikä mahdollisti raketin osumisen jopa hyvin suojattuihin kohteisiin.
SM-65D oli aseistettu yhdellä Mk-2 tai Mk-3 lämpöydinkärjellä. Raketin taistelukärjessä oli W79 lämpöydinpanos, joka vastasi noin 1,44 megatonnia. Mk-2-malli oli varustettu kupariseoksella olevalla lämpösuojalla, joka johti tehokkaasti lämpöä ja hajauttaa sen taistelukärjen materiaaliin. Mk-3-malli varustettiin tehokkaammalla ablatiivisella suojauksella.
Myöhemmät mallit - SM-65E ja SM-65F - käyttivät Mk-4-kärkiä, joka oli aseistettu W38 -ydinkärjellä, joka vastasi 4,4 megatonnia. Tällaisen tehokärjen räjähdys loi laajan tuhon alueen, jonka halkaisija oli lähes 12 km, lämpöaalto aiheutti 3. asteen palovammoja jopa 21 km:n säteellä.
Teknisesti SM-65-rakettia voidaan pitää ensimmäisenä yksivaiheisena (puolitoistavaiheisena) avaruuskantorakettina.
Ohjusten kehittäminen ja testaus 1950 - luvun alkupuoliskolla oli käytännössä teollisuuden ja ilmatutkimus - ja kehityskomennon käsissä . Sen jälkeen kun Yhdysvaltain presidentti Eisenhower vaati ohjuskehityksen nopeuttamista vuonna 1955, ilmavoimien päämaja marraskuussa 1955, pyrkiessään säästämään aikaa jakamalla ponnisteluja ohjusten tulevaan käyttöön, ohjasi Strategic Air Command (SAC) -lentokoneen tarpeesta osallistuminen ohjusten ja niiden myöhemmän operaation valmisteluihin [8] . Näistä ilmavoimien toimista huolimatta 1950-luvun ensimmäisellä puoliskolla kiistat Yhdysvaltain armeijan haarojen välillä eivät laantuneet ohjusten käytön strategiasta ja periaatteista ja erityisesti niiden eri luokkien toiminnallisesta alistamisesta. 26. marraskuuta 1956 Yhdysvaltain puolustusministeri Charles Wilson päätti tämän ongelman siirtämällä maassa olevat IRBM- ja ICBM-koneet ilmavoimien operatiiviseen alaisuuteen [9] .
Ohjusten käyttö aloitettiin vuonna 1959. Vaikka ohjusten valmistelu ei ollut vielä täysin valmis, Yhdysvaltain ilmavoimilla oli kiire omaksua ne keinona osoittaa poliittisesti amerikkalaisen ydinarsenaalin kyvyt. Yhteensä SAC käytti vuosina 1959-1962 11 Atlas ICBM:n strategista ohjuslentuettä. Jokainen näistä Atlas D-, E- ja F-ohjuksista kolmesta tyypistä sijoitettiin yhä turvallisempiin laukaisutiloihin.
Ballististen ydinohjusten kykyjen osoittamiseksi ensimmäinen kokopäiväinen yksikkö, joka oli aseistettu SM-62D:llä syyskuussa 1959. Ohjukset sijoitettiin Vandenbergin ilmavoimien tukikohtaan Kaliforniassa, ja ne määrättiin 704. ohjussiiven 576. strategiseen ohjuslentueen.
Kolme lentueen SM-62D-ohjuksia oli sijoitettu avoimesti suojaamattomille maalaukaisupaikoille. Huollon teknisten ongelmien vuoksi vain yksi kolmesta ohjuksesta oli jatkuvasti valmiustilassa. Laivue otettiin virallisesti taistelutehtäviin 31. lokakuuta 1959, jolloin siitä tuli ensimmäinen sotilasyksikkö maailmassa, joka on taistelutehtävissä aseistettu mannertenvälisillä ballistisilla ohjuksilla.
SM-65D-ohjusten lisäkäyttöä suorittivat 6-9 ohjuksen laivueet 1959-1961, jotka koostuivat seuraavista:
Kuuden ohjuslentueen sisälsi 6 kantorakettia, jotka yhdistettiin kompleksiksi, jossa oli kaksi ohjausrakennusta. Tätä kokoonpanoa pidettiin liian vaarallisena - onnistunut atomihyökkäys voi tehdä koko aseman käytöstä - ja myöhemmät laivueet lähetettiin ns. 3 × 3 -kokoonpanot - kolme kolmen kantoraketin ryhmää ja ohjausrakennus 20-30 mailin etäisyydellä toisistaan.
Kantorakettien suojaamiseksi luotiin suojarakenteita, joita kutsutaan "sarkofageiksi". Jokainen "sarkofagi" oli teräsbetonirakenne, jossa rakettia säilytettiin vaakatasossa. Ennen laukaisua "sarkofagin" katto liikkui ja raketti nousi pystysuoraan asentoon.
Ohjukset säilytettiin valmiustilassa, täytettynä polttoaineella - kerosiinilla. Kun raketti oli asennettu laukaisulaitteeseen, sitä tankkattiin hapettimella 15 minuutin ajan. Rajoitetun radiokomentokyvyn vuoksi ohjuksia tehtiin jokaiselle laivueelle 5 minuutin välein, mikä vaati lähes 45 minuuttia kaikkien 9 ohjuksen laukaisuun.
Autonomisella inertiaohjausjärjestelmällä varustettujen SM-65E-ohjusten käyttöönotto aloitettiin syyskuussa 1961, ja se toteutettiin seuraavissa yksiköissä:
Koska ohjukset eivät enää tarvinneet radio-ohjausta, tavallinen 9-ohjuksen laivue sijaitsi nyt 9-to-1-periaatteella, eli jokainen laukaisulaite oli muista riippumaton ja työskenteli yhdellä ohjuksella yhdessä paikassa. Kantoraketit oli sijoitettu huomattavan etäisyyden päähän, jotta ne eivät joutuisi ydiniskun peittämäksi.
Ohjukset perustuivat edelleen vaakasuoraan "sarkofagiin", mutta suojan parantamiseksi "sarkofagit" olivat nyt maanpinnalle haudattuja rakenteita, jotka pystyivät kestämään tehokkaasti ydinräjähdyksen shokkiaallon jopa 25 psi:n ylipaineella. Jokaisen laukaisukompleksin vieressä oli maanalainen polttoaineen ja nestemäisen hapen varasto. Ennen laukaisua raketti asetettiin pystysuoraan laukaisutelineelle; maanalaisia tunneleita käytettiin poistamaan pakokaasut haudatusta "sarkofagista". Tällaisten kantorakettien kestävyyttä pidettiin kuitenkin jo riittämättömänä kestämään 1950-luvun lopulla syntyneiden suuritehoisten lämpöydinpanosten räjähdyksen.
Haudattuja teräsbetonirakenteita käyttävää Atlas-ohjuksen laukaisujärjestelmää kritisoitiin toistuvasti, koska se ei vastannut ajan vaatimuksia eikä kestä nykyaikaisten (silloin) ohjuskärkien iskuja. Lisäksi vaakasuuntainen varastointi vaati suhteellisen pitkän ajan ICBM:n nostamiseen ja sen valmisteluun laukaisua varten. Tämän ongelman ratkaisemiseksi Yhdysvaltain ilmavoimat alkoivat ottaa käyttöön uutta ohjusmallia, SM-65F, joka on suunniteltu pysyviin siiloihin.
Atlas-F laukaisukompleksi koostui kahdesta maanalaisesta rakenteesta [10] ; ensimmäinen niistä oli sylinterimäinen akseli, jonka yläosaan sijoitettiin pystysuoraan raketti, ja alaosassa oli polttoaineen ja nestemäisen hapen varasto. Toinen rakennelma, joka oli yhdistetty kaivokseen maanalaisella käytävällä, oli suojattu komentokeskus, jossa oli henkilökunnan mukavuudet. Teräsbetonisuojien ansiosta raketit kestivät jopa 6,8 atm:n (100 psi ) ydinräjähdyksen ylipaineita. Miinaa ei ollut tarkoitettu ohjusten laukaisuun, vain varastointiin ja huoltoon; ennen laukaisua raketti nostettiin pintaan erikoisnostimella, sitten raketti laukaistiin pinnalta, erityiseltä laukaisutelineeltä.
Kaivoksessa suoritettiin raketin tankkaus polttoaineella ja nestemäisellä hapella. Samaan aikaan pitkäaikaisen polttoaineen käytön vuoksi ohjukset varastoitiin täytettyjen polttoainesäiliöiden kanssa; Ennen laukaisua tarvittiin vain täyttää hapettimen säiliöt nestemäisellä hapella. Säilyttämällä raketteja täynnä polttoainetankkeja oli mahdollista lyhentää laukaisua edeltävää valmisteluaikaa 5 minuuttiin ja yksinkertaistaa menettelyjä. Rakettien täyttö oli kuitenkin edelleen vaarallinen yritys, ja siiloissa tapahtui useita rakettien räjähdyksiä.
SM-65F-ohjukset sijoitettiin 12 ohjuksen laivueisiin neljässä kolmen siilon ryhmässä:
Taulukko näyttää Yhdysvaltain ilmavoimien käytössä olevien ohjusten lukumäärän (mukaan lukien koulutus ja reservi).
| vuosi | SM-65D | SM-65E | SM-65F |
|---|---|---|---|
| 1959 | 6 | 0 | 0 |
| 1960 | 12 | 0 | 0 |
| 1961 | 32 | 32 | yksi |
| 1962 | 32 | 32 | 80 |
| 1963 | 28 | 32 | 79 |
| 1964 | 13 | kolmekymmentä | 75 |
Käyttöönoton huippu saavutettiin vuonna 1962, jolloin 129 ohjusta oli taisteluvalmiusasennossa.
Vuonna 1963, LGM-30 Minuteman-ohjuksen käyttöönoton jälkeen, vanhat Atlas-nestepolttoaineraketit alettiin poistaa käytöstä. Kiinteän polttoaineen raketit, kätevät ja turvalliset varastoida, ylittivät huomattavasti Atlasin kaikissa suhteissa, paitsi taistelukärjen massa ja teho. LGM-30 Minutemanin valtava tuotantonopeus (keskimäärin yksi raketti käytettiin päivittäin) johti siihen, että vanhoja nestemäisiä polttoaineita käyttäviä raketteja ei tarvinnut pitää käytössä, ja vuonna 1964 ne kaikki poistettiin käytöstä.
Eläkkeelle jääneet Atlaset siirrettiin NASA:lle ja muutettiin kantoraketiksi , jotka olivat Yhdysvaltojen laukaisulaivaston perusta Saturn -rakettiperheen tuloon asti .
Mannertenvälisestä ballistisesta SM-65 Atlas -ohjuksesta tuli lentokokeilussa jälkeen Neuvostoliiton R-7 :stä huolimatta maailman ensimmäinen ICBM, joka on otettu virallisesti käyttöön ja ensimmäinen, joka on otettu käyttöön merkittävinä määrinä. Yhteensä valmistettiin yli 350 ohjusta, joista yli 100 oli jatkuvasti taistelutehtävissä käyttöönoton huippuhetkillä. Näin merkittävä määrä mannertenvälisiä ballistisia ohjuksia tarkastelujaksolla lisäsi merkittävästi Yhdysvaltain ilmavoimien ydinarsenaalin tehokkuutta .
Vertaamalla SM-65 Atlas ICBM:ää Neuvostoliiton R-7 ICBM:ään, joka oli ajallisesti samanlainen kuin käyttöönoton , voidaan nähdä, että Atlas oli taisteluohjuksena huomattavasti parempi kuin Neuvostoliiton vastine. Joten Atlasin massa ja mitat olivat huomattavasti pienemmät. Siinä käytetty "yksi ja puolivaiheinen" järjestelmä ja "superladatut" polttoainesäiliöt mahdollistivat suhteellisen pienikokoisten ja -painoisten ICBM:ien luomisen merkittävällä taistelukuormalla.
Atlaksen valmisteluaika laukaisua varten vaihteli 15 - 30 minuutin välillä (muokkauksesta ja säilytysmenetelmästä riippuen). Atlas-laukaisukompleksi oli myös suhteellisen pienikokoinen, kun taas tilaa vievä R-7 , jossa oli "paketti"-asetelma sivutehostimia, tarvitsi valtavat ja erittäin kalliit laukaisutilat. Lisäksi CVO R-7 oli huomattavasti suurempi kuin SM-65E.
Seuraavan sukupolven ohjusten, kuten R-16 :n , tulo antoi Neuvostoliitolle mahdollisuuden kaventaa kuilua merkittävästi. Vuonna 1961 hyväksytty R-16- ohjus vastasi perusominaisuuksiltaan SM-65 Atlas E:tä, ja sen myöhempi kaivosmuunnos, R-16U , oli muunnos SM-65F:stä.
| Perustiedot ja tekniset ominaisuudet ulkomaisista nestemäisellä rakettimoottoreilla varustetuista raketteista | |||||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Raketin nimi ja valmistusmaa |
Moottori | Massa ja yleisominaisuudet |
Lennon suorituskyky |
Muut | |||||||||||||
| Alkuperäinen | Venäjän kieli | Maa | askeleet | Polttoaine | Ruokintajärjestelmä | Työntö maahan, kgc | Työaika, s | Pituus, m | Halkaisija, m | Bruttopaino, kg | Polttoaineen massa, kg | Hyötykuorman paino, kg | Suurin nopeus, m/s | Korkeus max. tai reittiä pitkin, km | Kantama, km | Massatuotanto | Merkintä |
| pitkän kantaman maa-maa-ohjuksia | |||||||||||||||||
| V-2 (A-4) | "V-2" | Nestemäinen happi + 75 % etyylialkoholi | pumppaamo | 25 000 | 65 | neljätoista | 1.65 | 3000 | 9000 | 1000 | 1500 | 80 | 300 asti | Joo | Vanhentunut muotoilu. Toiminut monien rakettien prototyyppinä | ||
| W.A.C. korpraali | "Ruumiillinen" | Typpihappo + aniliini | siirtymä | 9070 | — | 12.2 | 0,762 | 5440 | — | 600 ÷ 800 | 1000 ÷ 14501 | 80 | 120 ÷ 240 | Joo | Kantojen ja nopeuksien nostaminen saavutetaan asentamalla eri painoisia taistelukärkiä | ||
| PGM-11 Redstone | "Punainen kivi" | Nestemäinen happi + alkoholi | pumppaamo | 31880 | — | 18.3 | 1.52 | 20 000 | — | — | 1800 | — | 320 (800) | Joo | Siitä tuli prototyyppi ohjusten kehittämiseen, joiden kantama on jopa 2400 km | ||
| SM-65 Atlas | "Atlas" | Ensimmäinen taso | Nestemäinen happi + dimetyylihydratsiini | pumppaamo | 2×45360 (2×54000) | — | — | — | 100 000 ÷ 110 000 | — | — | 6700 | 1280 | 8000 | Joo | Kaikki kolme moottoria ovat käynnissä käynnistyksen yhteydessä. | |
| Toinen vaihe | Nestemäinen happi | — | 61 000 | — | 24h30 | 2,4 ÷ 3 | 225 000 | — | |||||||||
| Yläilmakehän raketit | |||||||||||||||||
| General Electric RTV-G-4 puskuri | "Puskuri" | Ensimmäisen vaiheen tyyppi A-4 | (katso A-4-rakettitiedot) | 26 kg (laitteiden paino) | 3000 | 420 | — | Useita kopioita tehty ↓ |
Käytetään tutkimustarkoituksiin | ||||||||
| WAC Corporal toinen vaihe | Typpihappo + aniliini | siirtymä | 680 | 45 | 5.8 | 0.3 | 300 | — | |||||||||
| RTV-N-12 Viking | "Viking" | Nro 11 | Nestemäinen happi + alkoholi | pumppaamo | 9070 | — | 12.7 | 1.2 | 7500 | — | 320 | 1920 | 254 | — | Julkaistu 12 kpl. eri muunnelmissa | Erityinen tutkimusraketti. Siinä on irrotettava pää | |
| Nro 12 | pumppaamo | 9225 | 105 | 12.7 | 1.14 | 6800 | 2950 ÷ 2500 | 450 | 1800 | 232 | — | ||||||
| Aerobee | "Aerobi" | Ensimmäinen taso | Jauhe | — | — | 2.5 | 1.9 | — | 265 | 117 | 68.4 | 1380 | 100 ÷ 145 | — | Ilmestynyt noin 100 kappaletta. erilaisia vaihtoehtoja | ||
| Toinen vaihe | Typpihappo + aniliini | ilmapallo | 1140 | 45 | 6.1 | 0,38 | 485 | 283 | |||||||||
| Aerobee 150 | "Aerobi" | Ensimmäinen taso | Jauhe | — | — | — | — | — | 265 | — | 55-91 | 2150 | 325 ÷ 270 | — | Joo | ||
| Toinen vaihe | Typpihappo + (aniliini + alkoholi) | JAD | 800 | 53 | 6.37 | 0,38 | — | 500 | |||||||||
| Veronica AGI | "Veronica" | Typpihappo + kerosiini | JAD | 4000 | 32 ÷ 35 | 6.0 | 0,55 | 1000 | 700 | 57 | 1400 | 120 | 240 | Prototyypit | |||
| Ilmatorjuntaohjukset | |||||||||||||||||
| wasserfall | "Wasserfall" | Typpihappo + vizoli | ilmapallo | 8000 | 40 | 7,835 | 0,88 | 3800 | 1815 | 600 ÷ 100 | 750 | kaksikymmentä | 40 | Ei ole viimeistelty | |||
| MIM-3 Nike Ajax | Nike | Ensimmäinen taso | Jauhe | — | — | — | 3.9 | — | 550 | — | 140 kg asti | 670 | kahdeksantoista | kolmekymmentä | Joo | Oli palveluksessa Yhdysvaltain ilmapuolustusjärjestelmän kanssa | |
| Toinen vaihe | Typpihappo + aniliini | ilmapallo | 1180 (3000 metrin korkeudessa) | 35 | 6.1 | 0,300 | 450 | 136 | |||||||||
| Matra SE 4100 | "Matra" | — | ilmapallo | 1250 | neljätoista | 4.6 | 0,400 | 400 | 110 | — | 500 | 4.0 | — | Prototyypit | |||
| Oerlikon RSC-51 | "Oerlikon" | Typpihappo + kerosiini | ilmapallo | 500 | 52 | 4.88 | 0,37 | 250 | 130 | kaksikymmentä | 750 | viisitoista | kaksikymmentä | Joo | |||
| Tietolähde: Sinyarev G. B., Dobrovolsky M. V. Nestemäiset rakettimoottorit. Teoria ja suunnittelu. - 2. painos tarkistettu ja ylimääräisiä - M .: Valtio. Puolustusteollisuuden kustantamo, 1957. - S. 60-63 - 580 s. | |||||||||||||||||
| Amerikkalaisten ohjusten SM-65 ja muunnelmien -D, -E, -F vertailuominaisuudet Neuvostoliiton ohjusten R-7, R-7A ja R-16 kanssa | ||||
|---|---|---|---|---|
| Parametri | SM-65D USA | R-7 / R-7A Neuvostoliitto | SM-65E/SM-65F USA | R-16 Neuvostoliitto |
| Adoptiovuosi | 1959 | 1960 | 1961 | 1962 |
| Pituus | 22,9 m | 33 m | 25,1 m | 30,44 m |
| Paino | 118 t | 250 t | 118 t | 140 t |
| Vaiheiden lukumäärä | 1.5 (palautettavat käynnistysmoottorit) | 2 | 1.5 (palautettavat käynnistysmoottorit) | 2 |
| Polttoaine/hapetin | Kerosiini/happi | Kerosiini/happi | Kerosiini/happi | UDMH / AT |
| Alue | 10200 km | 8600/12000km | 10200 km | 10500 km |
| Tarkkuus (KVO) | Noin 1500 m | 3400 m | 600 m | 2700 m |
| Ohjausjärjestelmä | radio inertia | Autonominen inertia lateraalisella radiokorjauksella | Autonominen, inertiaalinen | Autonominen, inertiaalinen |
| Taistelukärki | Lämpöydin, 1,4 Mt | Lämpöydin, 3 Mt | Lämpöydin, 4,4 Mt | Lämpöydin, 3-6 Mt |
| Aloita valmistusaika | 15-30 minuuttia | 80 minuuttia (1. valmiustilasta) | 10 minuuttia | 18 minuuttia |
| Perustusmenetelmä | Ulkona / maassa teräsbetonikatokset | Avata | Haudatuissa teräsbetonikatoissa / Kaivosvarasto maakäynnistyksellä | auki/minun |
| Käytössä töissä, max | 30 (1962) | 5 (1962) | 99 (1962) | 186 (1965) |
| Rockets Atlas | |||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Tärkeimmät artikkelit | |||||||||||||||
| raketteja |
| ||||||||||||||
| Käynnistyspaikat |
| ||||||||||||||
| Komponentit |
| ||||||||||||||
| Yritykset |
| ||||||||||||||
| Aloittaa |
| ||||||||||||||
| Yhdysvaltain ohjukset ydinkärjellä _ _ | |
|---|---|
| ICBM:t ja varhaiset IRBM: t | |
| SLBM | |
| KR | |
| myöhäinen IRBM ja taktinen | |
| V-V, P-V ja P-P | |
| ei kuulu sarjaan |
|
| Yhdysvaltain ohjusaseet | |||||||||||||||||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| "ilmasta ilmaan" |
| ||||||||||||||||||||||||||||
| "pinnasta pintaan" |
| ||||||||||||||||||||||||||||
| "ilmasta pintaan" |
| ||||||||||||||||||||||||||||
| "pinnasta ilmaan" |
| ||||||||||||||||||||||||||||
| Kursivointi tarkoittaa lupaavia, kokeellisia tai ei-sarjatuotantonäytteitä. Vuodesta 1986 lähtien hakemistossa alettiin käyttää kirjaimia osoittamaan laukaisuympäristöä/kohdetta. "A" lentokoneille, "B" useille laukaisuympäristöille, "R" pinta-aluksille, "U" sukellusveneille jne. | |||||||||||||||||||||||||||||
| Convair ja General Dynamics -lentokoneita | |
|---|---|
| Tuotemerkit _ |
|
| Pommittajat | |
| Hävittäjät ja hyökkäyskoneet | |
| Siviililentokone | |
| Sotilaskuljetuskoneet _ |
|
| kokeellinen |
|
| Yleinen dynamiikka | |