Первоначально ракета «Поларис А-2» была задумана как «эволюционное» развитие ее предшественницы «Поларис А-1». Планировалось достичьтребуемой дальности полета за счет применения в двигателях первой и второй ступеней топлив с высокими характеристиками и облегчением конструктивных элементов. Однако в конечном счете в ней были реализованы многие прогрессивные технические решения, особенно в конструкции второй ступени.
Ракета «Поларис А-2», как и «Поларис А-1», выполнена двухступенчатой с последовательным расположением ступеней, имевших одинаковый максимальный диаметр: первая ступень, соединительный отсек, вторая ступень, приборный отсек, головная часть.
Основным требованием явилось увеличение дальности полета ракеты «Поларис А-2» до 1500 миль (2800 км), поэтому модификация UGM-27B имела следующие основные отличия от UGM-27A:
— масса заряда РДТТ первой ступени была увеличена примерно на 25 % за счет удлинения корпуса двигателя и, как следствие, увеличения объема, заполняемого топливом, при этом длина БРПЛ выросла примерно на 0,8 м;
— масса корпуса РДТТ первой ступени была снижена за счет уменьшения толщины стальной стенки примерно на 15 %;
— существенно уменьшилась масса корпуса РДТТ второй ступени за счет применения стеклопластика на основе стекловолокна марки S-994 (эпоксидная смола, армированная стекловолокном) и изготовления методом продольной намотки;
— внедрение модифицированного двухосновного топлива в РДТТ второй ступени;
— использование четырех поворотных сопл на второй с тупени для управления вектором тяги вместо дефлекторов газовой струи, снижавших величину тяги;
— масса моноблочной головной части ракеты была уменьшена примерно на 40 кг.
В результате указанных изменений дальность стрельбы БРПЛ «Поларис А-2» увеличилась на 600 км.
Двигатель первой ступени А-2-Р ракеты «Поларис А-2» фирмы «Аэроджет Дженерал» был создан на основе смесевого топлива (полиуретан с присадками алюминия и перхлората аммония) с более высоким удельным импульсом, чем топливо ракеты «Поларис А-1». Охлаждение абляционное, пленочное. Температура в камере сгорания 2700 °C. Корпус изготовлялся из стали марки AMS-6434 плотностью 7,8 г/см
На второй ступени был установлен двигатель Х-250-В-4 фирмы «Геркулес Паудер». Этот двигатель работал на двухосновном топливе (нитроцеллюлоза и нитроглицерин с присадками алюминия) с высоким удельным импульсом (температура в камере сгорания 3300 °C). Охлаждение пленочное. Корпус двигателя изготовлен из стеклопластика «спираллой» плотностью 2,1 г/см
Использование поворотных сопл на второй ступени позволило уменьшить вес системы и сократить потери тяги. Ось вращения сопла находилась под некоторым углом к его геометрической оси. При нейтральном положении сопла боковая составляющая тяги отсутствовала. при вращении сопла она появлялась. Поворотное сопло позволяло осуществлять управление вектором тяги с минимальными потерями тяги. При повороте противолежащих сопл в одном направлении обеспечивалось управление по тангажу или рысканию, при повороте их в противоположных направлениях — по крену.
При испытаниях двигателя Х-250-В-4 на заводе фирмы «Геркулес Паудер» в г. Бакусе (шт. Юта) испытательный стенд был оснащен системой датчиков и 12 скоростными кинокамерами (3000 кадров в секунду). Показания датчиков передавались в центр обработки данных по 240 каналам с пропускной способностью 20000 единиц информации в секунду.
| Тип | UGM: U (Underwater launched) — запускаемая из подводного положения, G (surface target) — для поражения наземной (надводной) цели, М (missile) — управляемая ракета |
| Головная фирма | Lockhead Missiles and Space |
| Габаритные размеры: | |
| — длина, м | 9,45 |
| — диаметр, м | 1,37 |
| Стартовая масса, т | 13,6 |
| Максимальная дальность полета, км | 2800 |
| Двигатели, топливо | I ступень: РДТТ фирмы Aerojet General, тяга 36,6 т. топливо — полиуретан + перхлорат аммония; |
| II ступень: РДТТ фирмы Aerojet General, тяга 9 т, топливо — полиуретан + перхлорат аммония |
