1960 г. удельный импульс топлива для ракеты был повышен на 15 %.

Топливная смесь заливалась в корпус (камеру сгорания) из смесителя непрерывного действия и затем отверждалась. Образовавшиеся шашки имели каналы звездообразной формы с шестью гранями, с постоянной поверхностью горения для обеспечения тяги постоянной величины. Для дефектоскопии топливных зарядов РДТТ ракеты «Поларис А-1» использовалась радиографическая рентгеновская установка, разработанная фирмой «Аэроджет Дженерал» совместно с научно-исследовательскими организациями ВМС. Плотность прилегания топливного заряда к стенкам корпуса двигателя проверялась при помощи ультразвуковой установки. Затем устанавливались сопла и воспламеняющие устройства. Специально для этой ракеты фирма «Конвейр» разработала наружное покрытие корпуса, снижавшее силу аэрогидродинамического трения на 90 %. Собранный РДТТ подвергался окончательной проверке.

Двигатель первой ступени AJP-1F весом 9,98 т развивал тягу 45 т (на уровне моря), при этом заряд топлива был выполнен в виде шашки длиной 2,66 м и диаметром 1,35 м. Он имел четыре сопла с шарнирно укрепленными дефлекторами для управления полетом. Температура в камере сгорания двигателя первой ступени достигала 2700 °C. Давление в камере сгорания составляло 70 кг/см 2, время работы двигателя — 54 с. Двигатель включался электромеханическим приспособлением и мощным запалом, при этом хвостовые крышки сопл, предохраняющие двигатель от попадания воды при подводном ходе ракеты, выталкиваются давлением рабочих газов, выделяющихся в момент включения двигателя. Система включения РДТТ первой ступени блокироваласьтаким образом, что воспламенитель заряда срабатывал только после осуществления всех операций, предшествующих запуску, а ракета достигала расчетной скорости в заданный момент.

Двигатель второй ступени AJP-2F имел тягу 9 т и работал на полиуретане в смеси с сополимером полибутадиена и акриловой кислоты. Давление в камере» сгорания двигателя достигало 35 кгс/кг, время работы двигателя — 70 с. Двигатель второй ступени, разрабатывавшийся совместно фирмами «Аэроджет Дженерал» и «Тиокол», имел топливный заряд диаметром 1,35 м и длиной 1,2 м. РДТТ второй ступени, так же, как и двигатель первой ступени, снабжался четырьмя соплами.

Двигатели соединялись посредством переходного отсека, а к передней части РДТТ второй ступени пристыковывался конический переходник. На заводе фирмы «Локхид» предварительная сборка производилась с использованием макетов двигателей, система наведения устанавливалась в коническом переходном отсеке между второй ступенью и головной частью, а затем ракета проходила проверку. Собранная БР доставлялась на транспортере с завода на базу.

В 1960 г. фирма «Лайон» получила контракт на постройку корпусов РДТТ второй ступени ракеты «Поларис А-1». Она предложила изготавливать корпус камеры и заднее днище как единое целое методом глубокой вытяжки, что позволило обойтись без сварки и механической обработки.

Большую проблему вызвал поиск материалов для сопл РДТТ. особенно в критической их части, способных функционировать без дополнительного охлаждения в течение заданного времени без чрезмерной эрозии и изменения геометрических размеров. В 1960 г. сопла двигателя второй ступени ракеты изготавливались частично из пластмассы с вкладышем из огнеупорного материала в критическом сечении. По сравнению с цельнометаллическими соплами это дало 30 %-ный выигрыш в весе.

Поскольку полет баллистических ракет на активном участке траектории происходил только за счет тяги двигателя, то управление их полетом производилось изменением вектора тяги по величине и направлению. На ракете «Поларис А-1» были применены кольцевые поворотные дефлекторы (джетевейторы), перемещением которых создавалась асимметрия истечения газовой струи из реактивного сопла и, как следствие, соответствующее изменение составляющей реактивной силы, а значит, и изменение положения ракеты в пространстве. Однако отмечалось, что это устройство несколько снижает удельную тягу.

Согласно расчетам, скорость ракеты на подводном участке траектории оказалась настолько велика, что морская вода не могла проникать в сопла. Однако для большей надежности в критическом сечении каждого сопла двигателя первой ступени помещалось графитовое уплотнение, а в закритической части сопла — заглушка из пенопласта, имевшая клапан, стравливающий избыточное давление наддува. При запуске двигателя заглушка выбрасывалась из сопла.

Схемы переходных отсеков.

Схемы дефлекторов.

Включение двигателя первой ступени баллистической ракеты «Поларис А- 1» производилось по сигналу прибора, измеряющего ускорение ракеты, выброшенной сжатым воздухом из пусковой трубы, в тот момент, когда оно становилось равным нулю. Устройством для отсечки тяги РДТТ снабжалась только вторая ступень ракеты. Верньерный движок на второй ступени (тоже на твердом топливе) мог придать дополнительный импульс величиной от 450 до 4500 кгс/кг для корректировки конечной скорости ракеты.

Специальными опытами было установлено. что серийный двигатель ВР «Поларис А-1» нормально срабатывает после 1,5-годичного хранения на складе в специальном контейнере с микроклиматом штатной пусковой шахты подводной лодки.

На ракете «Поларис А-1» применили инерциальную систему управления Мк-1 с программным механизмом и отсечным устройством, разработанную Массачусетским технологическим институтом и изготовленную фирмой «Дженерал Электрик». Система обеспечивала управление полетом ракеты на активном участке траектории и КВО в пределах 3700 м. Ее бортовая аппаратура располагалась в приборном отсеке, который находился в средней части корпуса ракеты. Инерциальный измерительный блок состоял из тиростабилизированной платформы (ГСП) на трехосном карданном подвесе с тремя одностепенными поплавковыми интегрирующими трос копам и 25JRJG «Хониуэлл» и тремя маятниковыми гироакселерометрами 25PJGA «Хониуэлл». На торце блока, на каркасе были смонтированы программный автомат управле1гия полетом, блок вспомогательной электроаппаратуры, состоявший в основном из сервоускорителей и серводвигателей, цифровая счетно-решающая машина, источники питания и другие приборы. Общий вес бортовой аппаратуры наведения ракеты «Поларис А-1» составлял около 90 кг. В предстартовый период система Мк-1 работала совместно с инерциальной корабельной системой Мк-80.

Органами стабилизации и управления в полете служили кольцевые дефлекторы в газовой струе на концах сопл РДТТ с г идроприводами. Они создавали управляющие моменты по осям тангажа, рыскания и крена. Управлялись сервоприводами по сигналам системы наведения.

На предварительных стадиях проектирования комплекса «Поларис» между представителями ВМС и ВВС возникли разногласия по поводу характеристик боевой части. Представители ВВС утверждали, что сравнительно небольшая мощность ядерного боевого заряда ракеты «Поларис» ограничит ее применение. Этот довод парировали представители ВМС, уверяя, что высокая точность ракеты «Поларис» делает ее более подходящей для поражения малых объектов, чем менее точных ракет ВВС, несущих более мощные ядерные заряды.

Отделяющуюся в полете моноблочную головную часть ракеты «Поларис А- 1», состоявшую из оплавляющегося носового конуса и ядерного заряда W-47, разработала фирма «Локхид» в кооперации с другими соисполнителями. Сбрасываемый носовой обтекатель должен был выдерживать температуру до 1100 °C на внешней и до 540Ь С на внутренней поверхности в течение 125 с. Метод изготовления обтекателя предложили специалисты фирм «Локхид Эйркрафт» и «Даймон Мануфактуринг».

Первоначально на специальную оправку накладывались последовательно семь слоев стеклоткани (до наложения каждого последующего слоя предыдущий подвергался специальной обработке). Затем на стеклоткань производилась спиральная намотка ленты из двуокиси кремния (на носок обтекателя) и стекловолокна (на остальную его часть) Ленты перед намоткой пропитывались жаростойкими фенольными слоями. После намотки обтекатель <утверждался в течение одного часа при температуре 150 °C. Вес носового конуса достигал 300 кг. Взрывательное устройство спроектировали на фирме «Реймонд».

Тротиловый эквивалент боевого заряда «Поларис А-1» составлял 0,5 мгт. Среднее вероятное