Охлаждение — абляционное и пленочное. Однако максимальная дальность при этом оказалась менее требуемой — всего 4250 км. В дальнейшем после подбора для сопл 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 50–6 °C. 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 (шт. 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 (NН4CIO4). 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 1309.6 кг. Его длина 225,5 см, диаметр 137.2 см.

На ракетный двигатель второй ступени установили четыре неподвижных сопла, а управляющие усилия по тангажу и рысканию создавались за счет впрыска фреона в закритическую часть сопл через специальные отверстия в стенках. Запас фреона хранился в тороидальном баке, который столпился в заводских условиях. Примененная на второй ступени система управления вектором тяги двигателя показала себя намного эффективнее других известных подобных способов управления. Преимущества этой системы, по мнению американских специалистов, включались в большем управляющем моменте, меньшем времени срабатывания, более высокой надежности двигателя, улучшении его некоторых тяговых характеристик, возможности упрощения конструкции системы и сокращении расходов на ее изготовление… Производство РДТТ второй ступени осуществлялось на заводе фирмы «Геркулес» в г. Банусе (шт. Юта).

Таким образом, задача увеличения дальности действия ракеты «Поларис А-3» была достигнута благодаря применению следующих основных усовершенствовании:

— увеличения массы заряда топлива двигателя;

— применения нового, более теплотворного топлива с увеличенных» (не более чем на 15 %) удельным импульсом:

— снижения массы корпуса ракеты благодаря применению стеклопластиков;

— нового способа управления вектором тяги двигателя с помощью подвижных сопел вместо джетевейторов;

— уменьшения массы бортовой аппаратуры ракеты.

Значительные изменения внесли также и в систему управления полетом этой ракеты. Усовершенствованная инерциальная система управления обеспечивала управление полетом на активном участке траектории и выдачу команды на отделение боевых блоков.

Система Мк-2. созданная Массачусетским поли техническим институтом и фирмами «Джеперал Электрик» и «Хайджес Эйркрафт», состояла из трех поплавковых стабилизирующих гироскопов с магнитными подвесами JRJG mod. 2, одного гиромаятникового с импульсным выходом (16PJPA) и двух интегрирующих маятниковых акселерометров 16PJGA с гироэлементом, имеющим электромагнитный датчик (дьюкосин) двойного назначения. Одни из акселерометров был снабжен электромагнитным устройством, выполняющим функции гироскопической подвески и датчика моментов.

Новая система являлась усовершенствованным вариантом инерциальной системы наведения Мk-1, стоявшей на ракетах «Поларис А-2». Вес и занимаемый объем Мk-2 оказались примерно в три раза меньше, чем Мk-1, при этом обеспечивалась более высокая точность стрельбы. Расчетное КВО при стрельбе — около I км.

Специалисты считали, что точность и надежность системы Мk-2 повышены за счет применения электронных модулей, а также новых акселерометров и сферической карданной подвески.

Для БРПЛ «Поларис А-3» фирма «Локхпд Миссайлз энд Спэйс» первоначально разработала моноблочную головную часть с ядерным боевым зарядом (эквивалент в 0.75 Мт). Ракета могла также оснащаться моноблочной термоядерной головной частью с несколько увеличенной мощностью в 1 Мт (вариант «Поларис А-ЗР») или (за счет снижения дальности с 4600 до 3150 км) разделяющейся головной частью (РГЧ) Мк-2 рассеивающегося типа с тремя боевыми блоками W-58 мощностью 200 кт каждый. Ее отработка закончилась уже после принятия на вооружение ракеты 1*, и первые БРПЛ оснащались моноблочной головной частью.

Ядерный боевой заряд размещался в носовом конусе фирмы «Локхпд» со съемным обтекателем, сбрасываемым при выходе ракеты из атмосферы с помощью вспомогательного РДТТ Мк-20 (09КС-1400) «Атлантик Рисерч» весом 5,99 кг (тяга 635 кт, длина 0,34 м. диаметр 0,14 м). Мк-20 установлен в носовой части обтекателя.

Существенной модернизации подверглась навигационная система SINS комплекса «Поларис А-3». Старую модель Мк-3 заменила усовершенствованная Мк-4, отличавшаяся от первой меньшими габаритами, весом и обеспечивавшая повыше! нгую точность определения своих координат кораблем-носителем.

Данные о целях для различных вариантов обстрела территории противника, записанные на магнитные ленты, находились на каждой подводной лодке, несущей боевое патрулирование. Эти данные, а также информация от навигационной системы и системы, выдающей сведения о состоянии моря (в том числе о течениях), после переработки направлялись в систему управления стрельбой, которая передавала их через интервалы в несколько секунд в вычислительные устройства бортовых систем управления всех ракет.

1* Работы над многозарядными (разделяющимися) головными частями начались в США в 1962 г. по программе 627А. Первой стала MRV, которая представляло собой сравнительно несложное устройство, предназначенное для сбрасывания из одного корпуса головной части трех неуправляемых боевых блоков. РГЧ предназначались для поражения одной наиболее важной и крупной по площади цели.