Чтение онлайн

для противовоздушной обороны;

как оружия, способного использоваться авиацией;

как дальнобойное оружие.

После определенных колебаний, принимая во внимание мощь ВВС Германии и уязвимость Британии, было принято решение отдать приоритет противовоздушной обороне. Следующей по важности была разработка ракет, которые можно было бы использовать с истребителей, и последней – разработка ракет дальнего радиуса действия. Остальное было решено отложить до лучших времен. Совет проводил регулярные заседания, исследования поручили доктору Олвину Кроу (Alwyn Crow) из отдела исследований. Из соображений секретности проект называли «разработка снаряда», и вскоре, когда работы развернулись в полном объеме, был создан специальный отдел со штаб-квартирой в районе Уилд графства Кент и отделениями в Уэльсе. Угроза войны заставляла принимать особые меры предосторожности вокруг мест проведения экспериментов. Поэтому слово «ракета» было под запретом и заменено на код up, означавший «невращающийся снаряд» (unrotated projectile). Вскоре эта аббревиатура стала произноситься как «Юпии» (Upee) (созвучно Whoopee – возглас восторга, а также имеющий значение «пирушка, кутеж») к недовольству военных офицеров, отвечающих за ракетостроение, которых каждый раз, когда они проходили коридорами этого солидного здания, встречали приветствием «Whoopee King» (Да здравствует король!). Интенсивные исследования, включая серию испытаний на Ямайке, проведенные осенью 1939 года, показали бесспорную целесообразность применения современных ракет против вражеских самолетов, и план их производства был утвержден. В производство были запущены три типа ракет: 2-, 3– и 5-дюймовые, но для целей противовоздушной обороны были задействованы в основном 3-дюймовые, запускаемые с одиночных или сдвоенных установок. Эти ракеты изготовлялись из стальных труб, порядка 6 футов длиной и весивших 54 фунта; они несли на себе бризантное взрывчатое вещество с детонатором, срабатывающим от давления воздуха. Горючим служил полый цилиндр кордита при безопасной температуре 80 °F, поджигаемый электрическим контактом, установленным на пусковой установке. Этот предел 80 °F оказался на практике слишком низким, притом что даже более высокая температура не сказывалась на транспортировке и хранении, однако при такой температуре ракетное топливо начинало смягчаться и, не имея достаточной поддержки, разбухало и забивало сопло. Как следствие, резко возрастало давление газов, и ракета могла взорваться на старте. В апреле 1943 года ракеты модернизировали, заменив пруткообразный заряд топлива на крестообразный. Это увеличило безопасную температуру до 45 °F, обеспечило равнозначную поверхность горения и эквивалентное газообразование. Кроме того, плотная посадка заряда ракетного топлива теперь хорошо держала форму почти до конца горения. Тогда же, после интенсивных испытаний стали применять фотоэлектронный детонатор, повысивший их эффективность в борьбе против вражеских самолетов. К сожалению, все, что взлетело, должно когда-то упасть, это касалось и 3-дюймовых ракет. Это были значительные по размеру изделия, падавшие на жилые кварталы и прозванные «ломами».

Последовала адаптация к новым требованиям, поскольку ход Второй мировой войны показал, сколь широко возможное применение новых ракет. Война послужила катализатором развития этого вида оружия, определив его назначение и подчеркнув его значимость. Ракетное оружие применимо на суше и на море, в воздухе против самолетов противника, подводных лодок, танков, против отдельных целей и сосредоточений людей и техники. Изобретательность находит ему столь широкое применение, о котором Конгрев, при всем его богатом воображении, и мечтать не мог. Было разработано множество типов специальных пусковых установок. Одна из них, называемая «матрац» (mattress), позволяла запускать 5-дюймовые ракеты на 3800 ярдов (3,5 км) и монтировалась на десантных судах в помощь десантированию, другие устанавливались на кораблях и эсминцах. Последней модификацией была 32-спиральная рельсовая цилиндрическая установка, «выстреливающая» 5-дюймовые боеголовки с 3-дюймовым хвостовым оперением, монтируемая на 20-cwt тягаче общевойсковой поддержки. Это оборудование, используемое для заградительного огня реактивными снарядами на дальность до 8000 ярдов (7,3 км), с большим успехом использовалось при форсировании рек Шельда и Рейн на заключительной стадии войны.

В то же время к 1942 году удалось реализовать и второй, воздушный, приоритет проекта. Была найдена возможность вооружить истребитель «Харрикейн» восемью ракетами, по четыре под каждым крылом. Эти ракеты, выпущенные с расстояния 400 ярдов (366 м) опытным воздушным наводчиком, могли навести панику на врага. Предназначенные изначально для борьбы с подводными лодками, они были успешно применены против наземных целей. После высадки в Нормандии эти рокафоны (rockaphoons), как их называли, наделали большой переполох среди танковых частей немцев и перегруженных транспортом противника дорог.

Для анализа положения с ракетами дальнего радиуса действия нам придется обратиться к Германии, где на это было направлено больше внимания, чем страна могла себе позволить. История разработки последней модели такой ракеты А4, известной в этой стране как V2 (Фау-2), насчитывала 11 лет. Ее прототип А1, разработанный в 1933 году, был относительно небольших размеров – 4,5 фута длиной, 1 фут в диаметре и 330 фунтов весом. За этим в 1934 году последовала модель А2, ракета тех же размеров, но более мощная, способная подняться на 6500-футовую высоту. В 1938 году появилась А3. Эта модель была значительно больше. Ее длина составляла 25 футов, диаметр 2,5 фута, вес – 1650 фунтов, дальность полета 11 миль (17,7 км), высота подъема – до 40 000 футов. Модель А4 была представлена в 1940 году. После успешных экспериментов, проведанных в июле 1942 года, ракета была запущена в производство в конце этого же года и в сентябре 1944 года впервые появилась в небе над Англией. Она была значительно крупнее своих предшественников. Ее длина составляла 46 футов, диаметр 5,5 фута, вес 12,5 т, из которых порядка 8 т составляло жидкое топливо; боеголовка содержала 2150 фунтов амматола; ракета при полете достигала 60 миль в высоту, двигатель работал порядка минуты, время всего полета порядка 4 минут, максимальная скорость приблизительно 5000 футов (1,5 км) в секунду, дальность полета от 180 до 220 миль (290–354 км). Боеголовка размещалась в носовой части ракеты, а за ней основное контрольное и радиооборудование. Продолжение корпуса за этим оборудованием было оснащено большой поворотной панелью, обеспечивающей доступ к оборудованию. Два бака горючего из легких сплавов, один с 75 %-м раствором этилового спирта в воде, а второй с жидким кислородом, размещались в центральной части ракеты. В остальной части корпуса размещались турбины, приводящие в действие два топливных насоса и дополнительное топливо. В хвостовой части находилась основная камера сгорания и выходные сопла, окруженные стабилизирующим оперением. За выходные сопла выступали лопатки, направляющие газовый поток. Направляющие лопатки управлялись с центрального пульта, автоматически отслеживающего плоскость тангажа. Система управления обеспечивала:

1) удержание ракеты в определенной плоскости;

2) стабилизацию вращения;

3) вращение с заданным шагом;

4) измерение скорости полета, прерывание подачи топлива в заданном месте полета.

Ракета запускалась вертикально с небольшой поворотной платформы, устанавливаемой в положение, при котором, переходя в горизонтальный полет, она летела бы перпендикулярно плоскости цели. После запуска она отклонялась от вертикали, пока не наклонялась под углом 45° к горизонту в точке «все сожжено» на высоте 22 мили (35,5 км). Контроль во время полета позволял запускать ее с минимальной начальной скоростью порядка 32 футов в секунду. На пусковую площадку ракета доставлялась незаправленной, на специальном транспорте, и устанавливалась на площадке до заправки. Заправка занимала достаточно долгое время – порядка трех часов. Поэтому максимальное число пусков с одной площадки было 8 за 24 часа. Максимальная температура корпуса во время полета составляла 647 °С.

Если бы ракета была строго цилиндрической, у нее была бы тенденция вращаться вокруг своей короткой оси. Эта тенденция в сочетании с постоянно меняющимся центром тяжести по мере потребления горючего сделала бы полет неравномерным и трудно управляемым. Потребовалось принять специальные меры, чтобы держать нос по курсу. Древние изготовители фейерверков знали эту проблему, несмотря на несовершенные знания в области механики полетов. Стабилизация полета достигается четырьмя способами, представим их в последовательности применения:

1. Крепление стабилизирующего стержня на хвостовой части или сбоку.

Это смещает центр тяжести ближе к носу ракеты, и обтекание воздуха во время полета удерживает ее на курсе. Так что в спокойную погоду полет такой ракеты достаточно прямой. Однако в ветреную погоду ракета будет отклоняться от курса под действием равнодействующей силы сопротивления воздуха в заданном направлении полета и давления со стороны ветра. При этом траектория полета чем дальше, тем больше смещается в сторону «глаза ветра».

Некоторый усредненный размер такого направляющего стержня определялся эмпирически. Было разработано руководство по определению длины направляющей для каждого размера ракеты. Этот метод «руля» контроля полета ракеты используется и поныне для боевых ракет.

2. Применение хвостового оперения.

Ветер, действующий на оперение, создает силы, противодействующие повороту ракеты вокруг своей оси, поскольку центр приложения силы его давления сдвинут к головной части, в результате суммарная действующая сила приложена позади центра тяжести и удерживает ее носовую часть в направлении ветра.

В древних ракетах оперение выполнялось в виде направляющих ребер, жестко закрепленных вдоль практически всей длины корпуса, в современных ракетах обычно они изготавливаются отдельно и крепятся на ракете непосредственно перед пуском.

3. Вращение под действием образующихся при горении ракетного топлива газов.

Это относительно новый метод, основанный на принципах стабилизации полета продолговатых снарядов нарезных орудий. Требуемая скорость вращения пропорциональна отношению длины к диаметру ракеты. Поскольку состав ракетного топлива не выдерживает больших перегрузок, высокая скорость вращения не применяется. Соответственно, этот способ стабилизации полета применяется только на «приземистых» типах ракет. Вращение создается дополнительными соплами, располагаемыми наклонно к оси ракеты; газ, выходящий через эти сопла, создает вращательный момент ракеты.

На этом принципе, который можно назвать «гироскопическим», летали ракеты Хэйла.

4. Автоматический контроль во время полета.

Это новейший метод контроля полета ракеты. Он был использован в немецких ракетах дальнего действия. Аналогичный принцип используется в управляемых ракетах.

Несмотря на то что стабилизация полета в значительной мере может быть обеспечена одним из вышеперечисленных методов, еще остаются факторы, влияющие на точность наведения ракет. В отличие от артиллерийского снаряда, на который воздействуют сила тяжести, сопротивление воздуха и ветер – все факторы, которые можно компенсировать, на полет ракеты воздействуют дополнительные факторы, такие как малейшая неточность в изготовлении и постоянно выгорающее топливо, что смещает центр тяжести ракеты. В течение всего времени сгорания топлива (работы двигателя) на ракету действует толкающая сила (сила тяги), и если не обеспечить аксиальное действие этой силы, при котором оно проходит через центр тяжести ракеты, то это также приведет к отклонениям в полете. Таким образом, неточности изготовления играют важнейшую роль в ракетостроении и могут быть устранены только путем совершенствования конструкций и производства.

В XVII веке умы многих ученых занимали проблемы принципов, управляющих полетом ракет, и возникающих при этом сложностей. Все соглашались с тем, что при запуске ракета взлетает с «удивительной скоростью» и что ее полет зависит от окружающей среды, но споры разгорались вокруг механики движения. Было выдвинуто несколько теорий, среди которых интерес представляют теории, предложенные Мариоттом (1620–1684, французский физик), Дезагюлье (Desaguliers) (1683–1744, английский естествоиспытатель французского происхождения – из гугенотов Ла-Рошели) и Хаттоном (Геттоном) (Hutton) (1726–1797, шотландский естествоиспытатель, физик и химик). Мариотт объяснял взлет ракеты сопротивлением воздуха, создаваемым истечением газов, образовавшихся в результате горения заряда. Гипотеза была отклонена на основании того, что уменьшение движущей силы, увеличивающей скорость, образовало бы частичный вакуум в некоторой точке полета, что неприемлемо для природы. Доктор Дезагюлье предложил другое решение. Он утверждал следующее. Предположим, мы зажжем ракету без выходного сопла, тогда она либо разорвется в слабом месте корпуса, либо прогорит без движения, если корпус окажется достаточно прочным. Предположим, мы проделаем отверстие для выхода газа, тогда сила, с которой газ будет давить вниз, вызовет равную силу в обратном направлении, поднимающую ракету. Объяснение доктора Хаттона, пожалуй, наиболее близко к истине. Он заявил, что при горении ракетного топлива расширение газа создает поток упругой текучей среды, действующей одинаково во все стороны, в том числе и на верхнюю часть корпуса ракеты, и на окружающую среду. Однако давление газов (текучей среды) будет больше, чем вес ракеты, за счет чрезвычайно высокой скорости, с которой эта текучая среда вытекает из сопла ракеты, что заставляет ракету подниматься, поскольку подъемная сила будет больше массы ракеты. Он также говорил, что преобладание подъемной силы может быть достигнуто только при проколе ракетного горючего на определенную глубину, поскольку в противном случае горение будет ограничено внешним поверхностным слоем, равным по диаметру корпусу ракеты, и будет недостаточным для образования необходимого количества текучей среды, создающей подъемную силу. Таким образом, горючий состав должен быть просверлен изнутри в форме конуса, таким образом, чтобы коническая структура увеличивала поверхность горения и создавала достаточное количество газа – «текучей среды».