Компоновка БРПЛ «Поларис А-3».

БРПЛ «Поларис А-3» была выполнена двухступенчатой с последовательным разделением ступеней. При ее создании были учтены новейшие достижения в области материаловедения, что позволило разработать новую технологию изготовления корпусов твердотопливных двигателей. С целью максимального снижения ее веса в конструкцию внесли ряд усовершенствований. В частности, корпуса обеих ступеней были выполнены фирмой «Юнайтед Раблер» на заводе в г. Азусе (шт. Калифорния) из стеклопластика S-994 методом намотки стекловолокна (ровницы) с проклейкой эпоксидной смолой. Этот стеклопластик удельным весом 2,0 г/см³ хорошо зарекомендовал себя в ракетах «Поларис А-2».

Намотка производилась на оправку из отдельных секций, изготовленных из алюминиевого сплава. Чтобы при намотке не происходила деформация оправки под действием собственного веса, она устанавливалась в вертикальное положение верхним днищем вниз. Оправка покрывалась тонким слоем гипса, на поверхность которого накладывались профилированные секции теплоизоляции, а на них наносилось специальное покрытие, после чего начиналась намотка, во время которой оправка вращалась вокруг продольной оси. Вначале стеклопластиковая ровница наматывалась с помощью машины вертикальной намотки, затем с помощью машины кольцевой намотки. Для регулирования ширины ровница пропускалась через систему валиков, Натяжение ровницы регулировалось с точностью до 0,27 кг, при этом применялись устройства на основе вихревых токов.

После намотки корпус помещался в вертикальную печь для отверждения, где медленно вращался для обеспечения равномерного нагрева. После этой операции корпус оправки разбирался на отдельные секции и извлекался из корпуса РДТТ, затем разрушалось и извлекалось гипсовое покрытие и производилась очистка теплоизоляции.

Считается, что прочность корпуса из стеклопластика в четыре раза выше прочности стального корпуса. Применение стеклопластика, по расчетам специалистов, позволило снизить вес корпуса двигателя первой ступени ракеты до 327 кг, а стоимость его изготовления примерно на 66%.

При проектировании двигателя первой ступени А-3Р фирмы «Аэроджет Солид Пропалшн» ракеты «Поларис А-3» первоначально предполагалось применить новый вид топлива, разработанный на основе синтетического нитрополимера с теоретической температурой горения 3650°С при давлении 63 кг/см². Однако оказалось, что материал сопел не выдерживал столь форсированного температурного режима, поэтому для первых образцов ракеты использовалось топливо с температурой горения 3200—3260°С. Рабочее давление в камере сгорания первой ступени принималось равным 60 атм. За счет нового топлива на основе полиуретана, перхлората аммония (NH₄ClO₄) и нитропластификатора, а также экономии веса конструкции двигателя удалось практически без изменения геометрических размеров заметно увеличить дальность стрельбы при одновременном увеличении забрасываемого веса полезной нагрузки.

Пластификатор, представляющий собой смесь двух нитроалифатических соединений (бис-2,2-динитропропилформаль и бис-2,2-динитропропилацеталь), обеспечивал создание топливных зарядов с повышенной плотностью и увеличенной удельной тягой. Выбор этих нитроалифатических соединений объяснялся их стабильностью, простотой получения и безопасностью в обращении. Применение указанного пластификатора позволяло топливу отверждаться при комнатной температуре, при этом усадки топлива не происходило. Наоборот, заряд имел тенденцию к расширению, обеспечивая адгезию с теплоизоляцией на стенках корпуса двигателя. Для получения указанных соединений и изготовления из них 190 т нитропластификатора использовалась установка непрерывного действия, созданная фирмой «Аэроджет Дженерал» в г. Сакраменто. Стоимость установки составила 4,6 млн. долл.

Охлаждение — абляционное и пленочное. Однако максимальная дальность при этом оказалась менее требуемой — всего 4250 км. В дальнейшем после подбора для сопел более жаропрочного материала (вольфрама с включениями серебра), а также бронирования топливного заряда было найдено новое топливо, которое обеспечивало расчетную дальность полета ракеты 4600 км.

Маршевый РДТТ первой ступени (вес 10,886 т, длина 4,623 м, диаметр 1,372 м) имел четыре поворотных сопла. Способ управления вектором тяги за счет поворотных сопл прошел проверку на МБР «Минитмен», где себя полностью оправдал, так как позволил существенно увеличить к.п.д. двигателя. Серийное производство РДТТ первой ступени осуществлялось фирмой  «Аэроджет Солид Пропалшн» на заводе в г. Сакраменто (шт. Калифорния).

Работа двигателя второй ступени Х-260-А-3 фирмы «Геркулес» ракеты «Поларис А-3» проходила в менее сложных условиях, чем двигателя первой ступени, даже несмотря на то, что температура газов в его камере сгорания была ниже всего лишь на 50—60° С. В то же время давление в камере оказалось невысоким — 22 атм. Массу корпуса двигателя удалось снизить до 80 кг. Разработкой РДТТ второй ступени ракеты «Поларис А-3» занималась фирма «Геркулес» в Аллеганской баллистической лаборатории ВМС в г. Камберленде (штат Мэриленд).

РДТТ второй ступени (вес 4,309 т длина 2,25 м, диаметр 1,37 м) работал на смесевом топливе, состоящем из нитроглицерина и нитроцеллюлозы с присадкой порошкообразного алюминия и перхлората аммония (NH₄ClO₄). По техническим условиям удельный вес этого топлива 1,74—1,77 г/см³, а удельная тяга 243—249 с. Вес заряда топлива был больше на 680 кг, чем у РДТТ второй ступени «Поларис А-2» и составлял 4309,6 кг. Его длина 225,5 см, диаметр 137,2 см.