Третий советский искусственный спутник Земли.15 мая 1958 г. был осуществлен запуск третьего советского искусственного спутника Земли. Целью запуска являлось проведение научных исследований в верхних слоях атмосферы и космическом пространстве в соответствии с программой МГГ.
Создание третьего советского спутника было значительным шагом вперед по пути совершенствования конструкции искусственных спутников Земли.
Вес спутника ранен 1327 кг, общий нес. установленной на нем научной и измерительной аппаратуры и источников питания - 968 кг. Спутник имел конусоооразную форму. Длина его 3,57 м, наибольший диаметр, без учета выступающих антенн, 1,73 м. Герметичный корпус спутника был изготовлен из алюминиевых сплавов и подвергнут специальной обработке с целью придания его поверхности определенных значений коэффициентов излучения п поглощении солнечной радиации. Перед пуском спутник был заполнен газообразным азотом. При выведении на орбиту передняя часть спутника предохранялась от тепловых и аэродинамических воздействий защитным конусом-обтекателем, а большая часть его боковой поверхности - четырьмя специальными щитками. После выведения на орбиту спутник был отделен от ракеты-носителя. При отделении защитный конус был сброшен, а щитки остались соединенными с корпусом ракеты-носителя (рис. 1).
Рис. 1. Схема отделения спутника от ракеты-носителя:
1-спутник; 2- ракета-носитель, 3-отделяющийся
защитный конус; 4 - отделяемые от спутника щитки.
Значительный вес и размеры третьего советского искусственного спутника позволили установить на нем разнообразную аппаратуру для проведения научных исследований по широкой комплексной программе. В состав научной аппаратуры входили: магнитный и ионизационные манометры для измерения давления в верхних слоях атмосферы; масспектрометр, определяющий состав ионов на больших высотах; два электростатических флюксметра, позволяющих измерить величину электрического заряда спутника; магнитометр для измерения напряженности магнитного поля Земли; аппаратура дли определения концентрации положительных ионов в верхних слоях атмосферы; аппаратура для изучения состава и интенсивности первичного космического излучения, распределения фотонов и тяжелых ядер и космических лучах; аппаратура для исследования корпускулярного излучения; аппаратура для регистрации ударов микрометеоритов и определения их энергии. Схема размещения научной аппаратуры на спутнике дана на рис. 2.
Передача результатов измерений, проведенные на спутнике, на наземные регистрирующие станции производилась с помощью многоканальной радиотелеметрической системы, снабженной несколькими запоминающими устройствами для фиксации результатов измерений при полете спутника вне территории СССР. Передача запомненной информации осуществлялась при очередном полете спутника над определенными наземными станциями,
Па спутнике была установлена специальная радиоаппаратypa для измерении его координат и определения параметров его орбиты. Один из радиопередатчиков-«Маяк», работавший па частоте 20, 005 мгц, был рассчитан на длительное функционирование и возможность приема его сигналов на обычные коротковолновые приемники.
Автоматическое управление работой научной и измерительной аппаратуры осуществлялось электронным программно-временным устройством. Энергопитание аппаратуры производилось от электрохимических источников тока и кремниевых солнечных батарей.
Для поддержания стабильного температурного режима на спутнике имелась автоматическая система терморегулирования. Эта система воздействовала на тепловой режим спутника путем изменения циркуляции газообразного азота в спутнике, а также путем изменения коэффициента собственного излучения его поверхности, для чего на боковой поверхности спутника были установлены специальные жалюзи.
Спутник был выведен на орбиту с высотой апогея 1881 км. Основные параметры его орбиты в начале движения приведены в таблице. Там же даны для сравнения параметры орбит первых советских искусственных спутников Земли.
искусственных спутников Земли.
Дата запуска Вес спутника (кг) Вес научной и измеритель- ной аппаратуры и источ- ника питания (кг) Максимальная высота ор- биты в начале движе- ния (км) Минимальная высота ор- биты в начале движе- ния (км) Начальный эксцентриси- тет орбиты (км) Период обращения вокруг Земли в начале движе- ния (мин) Суточное уменьшение пе- риода обращения в на- чале движения (сек/сут- ки) Наклонение орбиты к пло- скости земного экватора Продолжительность су- ществования спутника (сутки) Продолжительность суще- ствования ракеты-носи- теля, сутки Продолжительность рабо ты аппаратуры |
Первый спутник |
Второй спутник |
Третий спутник |
| 4 окт. 1957 г. 83,6 * 947 227 0,0518 96,17 1,8 65°,1 92 58 ок. 3 недель |
3 ноября 1957 г. * 508,3 1671 225 0,0988 103,75 3,08 65°,3 162 162 1 неделя |
15 мая 1958 г. 1327 968 1881 226 0,1115 105,95 0,75 65°,2 более 1,5 лет 202 основная на- учная аппа- ратура до 1 мес., радио- передатчик «Маяк» более 1 года. |
*Данные не опубликованы.
Ракета-носитель двигалась вначале но орбите, близкой к орбите спутника. Затем, вследствие более сильного торможения ее в атмосфере, орбита ее стала все больше отличаться от орбиты спутника. 3 декабря 1958 г., совершив 2907 оборотов вокруг Земли, ракета-носитель вошла в плотные слои атмосферы и прекратила свое существование.
 Рис. 2. Научная аппаратура третьего советского искусственного спутника Земли: 1 - магнитометр; 2 - фотоумножители для регистрации корпускулярного излучения Солнца; 3 - солнечные батареи; 4 - прибор для регистрации фотонов в космических лучах; 5 - магнитный и ионизационным манометры; 6 - ионные ловушки; 7 - электростатические флюксметры; 8 - масс-спектрометрическая трубка; 9 - прибор для регистрации тяжелых ядер в космических лучах; 10 - прибор для измерения интенсивности первичного космического излучения; 11 - датчики для регистрации микрометеоров. Электронные блоки научной аппаратуры, радиоизмернтельные системы, программно-временное устройство и электрохимические источники питания расположены внутри корпуса спутника. |
8 мая 1959 г. спутник совершил 5000 оборотов вокруг Земли. К пятитысячному обороту апогей орбиты спутника снизился до 1275 км, а период обращения уменьшился до 99,51 мин. И течение всего этого времени продолжал непрерывно работать радиопередатчик «Маяк», питаемый от солнечных батарей. Бесперебойная работа передатчика свидетельствует о нормальности температурного режима и о сохранении герметичности спутника.
Для определения параметров орбиты спутника с высокой точностью, был создан специальный измерительный комплекс, оснащенный радиотехнической и электронной аппаратурой. Отдельные наземные измерительные станции были связаны с координационно-вычислительным центром комплекса специальными линиями для быстрой передачи информации. Поступающие в координационно-вычислительный центр данные о координатах спутника автоматически обрабатывались с помощью быстродействующих электронных счетных машин.
Кроме специального измерительного комплекса, к наблюдениям спутника было привлечено большое количество других радиотехнических средств, а также станции оптических наблюдений и астрономические обсерватории. В оптических наблюдениях спутника и его ракеты-носителя принимали участие более 80 оптических станций, расположенных иа территории СССР, и более 110 станций в других странах. За первый год существования третьего советского-спутника было обработано св. 90 тыс. радиопеленгов передатчика «Маяк» и ок. 15 тыс. результатов оптических наблюдений. Получены также многочисленные фотографии следа спутника и его ракеты-носителя.
Одним из наиболее важных научных результатов, полученных при исследованиях на третьем советском искусственном спутнике Земли, является обнаружение вокруг Земли своеобразного ореола заряженных частиц, удерживаемых магнитным нолем. Сопоставление результатов измерений, проведенных на спутнике и первой советской космической ракете, позволило установить структуру этого ореола и примерные значения интенсивности излучения в нем. Оказалось, что ореол состоит из двух зон-внешней и внутренней. Внешняя зона простирается до расстояний около 50 тыс. км. Энергия злектронов в ней имеет порядок 100 кэв и ниже. Внутренняя зона начинается с высот 600-1000 км. Заряженные частицы во внутренней зоне обладают значительно большей энергией, чем во внешней. Интенсивность излучения в отдельных частях ореола чрезвычайно высока.
Открытие околоземного излучении дает возможность получить объяснение целого ряда геофизических явлений. Оно весьма существенно также с точки зрения проблемы межпланетных полетов, поскольку при движении космического корабля в пределах околоземного ореола в результате бомбардировки его корпуса заряженными частицами возникает мощное рентгеновское излучение, которое, может оказаться опасным для живых существ и потребовать разработки специальных мер защиты. Можно ожидать, что ореолы заряженных частиц существуют и у других планет, обладающих магнитным полем.
Наряду с данными по околоземному излучению на спутнике были получены весьма интересные данные по интенсивности и составу первичного космического излучения. В частности установлено, что поток тяжелых ядер в космических лучах весьма мал.
Другим ценным научным результатом является получение данных по давлению, составу и степени ионизации верхних слоев атмосферы.
Прямые измерения давления, проведенные на третьем советском искусственном спутнике Земли, а также изучение эволюции орбит советских искусственных спутников впервые позволили получить достоверные данные о плотности атмосферы на высотах от 200 до 600-800 км над различными широтами, на освещенной и теневой сторонах Земли.
Измерения ионного состава на высотах до 1000 км показали, что основной компонентой на этих высотах является атомарный кислород. Изучение концентрации положительных ионов с помощью ионных ловушек и наблюдений за распространением радиоволн дали возможность определить изменение электронной концентрации выше ее главного максимума. Зарегистрированная концентрация ионов на высотах порядка 1000 км свидетельствует о том, что земная атмосфера простирается на значительно большие высоты, чем это предполагалось ранее.
Магнитные измерения, проведенные на третьем советском спутнике Земли, позволяют сделать ряд существенных выводов геофизического характера. Был непосредственно обнаружен эффект ионосферных токовых систем, вызывающих возмущения магнитного поля Земли, что является весьма важным для построения физической модели ионосферы. Получены также данные по влиянию на постоянное магнитное поле Земли Восточно-Сибирской магнитной аномалии, позволяющие сделать вывод о глубинных источниках аномалии. Этот результат существен для решения вопроса о природе и структуре земного магнитного поля. Исследования метеорных частиц дали возможность получить сведения об интенсивности потоков микрометеоров, их массе и энергии.
Разработка и запуск третьего советского искусственного спутника Земли явились первым опытом создания больших искусственных спутников - автоматических космических лабораторий. Данные, полученные в результате проведенных на нем экспериментов, имеют огромное научное значение, позволяя значительно продвинуться вперед в решении ряда важнейших геофизических и астрофизических проблем.
Американские искусственные спутники Земли. 31 января 1958 г. был запущен первый в США искусственный спутник Земли- «Исследователь I» («Эксппорер I»). Запуск был осуществлен с помощью экспериментальной ракеты средней дальности «Юпитер-С». Спутник не отделялся от последней ступени ракеты и вместе с ней имел длину ок. 2 м, диаметр 15 см и вес 14 кг. Орбита спутника была наклонена к плоскости земного экватора на 33°; минимальная высота над поверхностью Земли (в перигее) составляла ок. 360 км, максимальная (в апогее) - ок. 2550 км, период обращения по орбите 115 мин. Размещенная на спутнике научная аппаратура, общий вес которой составлял ок. 5 кг, позволяла измерять интенсивность космических лучей, число соударений с микрометеорами и температуру на поверхности и внутри спутника. Один из радиопередатчиков спутника работал в течение 2 недель, а второй прекратил работу через 2 месяца после запуска.
17 марта 1958 г. был запущен второй американский спутник - «Авангард I», который был отделен от своей ракеты-носителя. Спутник представлял собой шар диаметром 15 см и весом ок. 1,5 кг. Научной аппаратуры на нем не имелось. Радиопередатчик спутника работал на солнечных батареях. Максимальная высота орбиты над земной поверхностью составляла примерно 3950 км. Наклон его орбиты к плоскости земного экватора 34°.
26 марта 1958 г. был запущен третий американский спутник «Исследователь III». Этот спутник, как и первый американский спутник, не отделялся от последней ступени ракеты («Юпитер-С») и весил вместе с ней 14 кг. Высота над земной поверхностью в перигее составляла ок. 190 км, а в апогее 2800 км; наклон орбиты спутника к плоскости земного экватора 33°. На спутнике были установлены приборы для изучения космических лучей, микрометеоров и для измерения температуры.
26 июля 1958 г. был запущен четвертый американский спутник «Исследователь IV», представлявший собой последнюю ступень ракеты. Вес спутника ок. 17 кг, длина 2 м, диаметр 15 см. На нем были установлены приборы для измерения интенсивности космических лучей. В отличие от предыдущих американских спутников, его орбита была наклонена к экватору Земли под углом 50°, минимальная высота орбиты над земной поверхностью примерно 260 км, максимальная ок. 2200 км.
19 декабря 1958 г. в США был запущен с помощью ракеты «Атлас» пятый спутник, представляющий собой также последнюю ступень ракеты. Вес его полезного груза составлял 67,5 кг. Высота орбиты над поверхностью Земли составляла: в перигее- ок. 190 км, в апогее- ок. 1470 км. Наклон орбиты спутника к плоскости земного экватора 32°. На спутнике была установлена аппаратура, предназначенная для приема сигналов с наземных радиостанций, «запоминавшая» их и передававшая их затем вновь на Землю.
Помимо указанных 5 удачных запусков американских спутников в 1958 г., сообщалось о ряде неудачных попыток запуска.
Советская космическая ракета. 2 января 1959 г. в СССР была запущена многоступенчатая космическая ракета, которая впервые в мире превысила вторую космическую скорость и, пройдя вблизи Луны, превратилась в первую искусственную планету Солнечной системы.
Космическая ракета стартовала вертикально. Во время полета программный механизм автоматически изменял направление тяги двигателя таким образом, что в конце участка разгона направление скорости имело с горизонтом заданный угол. Через определенное время после старта двигатель последней ступени был выключен и произошло отделение контейнера с научной аппаратурой.
Вес последней ступени ракеты после израсходования рабочего запаса топлива составлял 1472 кг, в т. ч. научная аппаратура и источники питания весили 361,3 кг.
На высоте 1500 км скорость ракеты относительно центра Земли несколько превышала 10 км/сек, на высоте 100 000 км она равнялась примерно 3,5 км/сек.
3 января в 3 часа 56 мин. 20 сек. московского времени ракета была на высоте 119 500 км и находилась в созвездии Девы, примерно в середине треугольника, образованного звездами Арктуром, Спикой и α Весов. В этот момент специальным устройством ракеты была создана искусственная «комета» - облако паров натрия, светящихся в лучах Солнца. «Комету», имевшую шестую звездную величину, можно было в течение нескольких минут наблюдать с ночной стороны Земли. Искусственная комета была сфотографирована на Горной станции Главной астрономической обсерватории АН СССР вблизи Кисловодска М. Н. Гневышевым.
4 января в 5 час. 57 мин. московского времени расстояние между Луной и ракетой достигло минимума ок. 5000 км, а затем стало возрастать. В период наибольшего сближения ракета находилась на небесной сфере выше Луны и несколько правее ее, если смотреть с Северного полушария Земли. В этот момент ракета находилась на небесной сфере между звездами Спика и α Весов.
Время вспышки «кометы» и время сближения ракеты с Луной были выбраны с таким расчетом, чтобы эти явления могли быть наблюдаемы с территории СССР, Зап. Европы, Азии, Африки и Австралии.
После прохождения около Луны космическая ракета продолжала удаляться от Земли, скорость ее относительно центра Земли продолжала убывать, приближаясь к 2,1 км/сек.
7-8 января и позже, когда ракета находилась на расстояниях порядка 1 млн. км и более, влияние Земли на ракету стало настолько слабым, что движение ракеты стало в основном определяться силой тяготения Солнца. Ракета стала самостоятельным телом Солнечной системы - искусственной планетой, движущейся вокруг Солнца по эллиптической орбите (рис. 1).
Наклон орбиты искусственной планеты к плоскости эклиптики составляет ок. 1°, эксцентриситет 0,148, минимальное и максимальное расстояние от Солнца соответственно 146 млн. км и 197 млн. км. Период обращения искусственной планеты - примерно 450 суток. В начале сентября 1959 г., когда ракета будет в афелии, она приблизится к орбите Марса на расстояние порядка 15 млн. км, т. е. примерно в 4 раза ближе, чем Земля в периоды великих противостояний.
Рис. 1. Расчетная орбита искусственной планеты.
На космической ракете, кроме герметического отделяемого контейнера с научной и измерительной аппаратурой, были расположены два радиопередатчика, работавших на частотах 19,997 и 19,995 мгц, счетчик космических лучей, аппаратура для образования искусственной кометы и радиосистема, с помощью которой определялась траектория полета ракеты и прогнозировалось ее дальнейшее движение.
Контейнер (рис. 2) был расположен в верхней части последней ступени ракеты под конусом, защищавшим его от аэродинамического нагрева. После прохождения плотных слоев атмосферы этот конус был сброшен. Внутри контейнера размещалась следующая аппаратура: 1) Радиопередатчик, работавший на частоте 183,6 мгц, и блок приемников, служивший для радиоконтроля траектории движения. 2) Радиопередатчик, работавший на частоте 19,993 мгц. 3) Телеметрическая аппаратура для радиопередачи на Землю результатов научных измерений и данных о температуре и давлении в контейнере. 4) Аппаратура для изучения межпланетного газа и корпускулярного излучения Солнца. 5) Магнитометр для измерения магнитного поля. 6) Аппаратура для измерение количества и силы ударов микрометеоров. 7) Счетчик тяжелых ядер в космическом излучении. 8) Аппаратура для измерения интенсивности космического излучения и его вариаций, а также для регистрации фотонов в космической радиации. Источниками электропитания приборов были серебряно-цинковые и окисно-ртутные батареи.
Контейнер имел сферическую форму и состоял из двух тонкостенных полуоболочек. На одной из них снаружи был расположен полый алюминиевый штырь датчика магнитометра, четыре антенны, раскрывающиеся после сбрасывания защитного конуса, две протонные ловушки и два пьезоэлектрических датчика для изучения метеорных частиц. На другой полуоболочке снаружи были расположены две протонные ловушки, а внутри укреплена приборная рама с аппаратурой. Контейнер был наполнен газом с давлением 1,3 атм. Принудительная циркуляция газа, обеспечиваемая вентилятором, позволила поддерживать в контейнере температуру ок. 20° С.
В контейнере были расположены также два металлических вымпела с Государственными гербами СССР и надписями «СССР, январь 1959 г.». Один из вымпелов выполнен к виде тонкой ленты, а другой - в виде сферы, символизирующей искусственную планету, с поверхностью из пятиугольных элементов, с изображением герба СССР.
Для определения траектории ракеты и приема телеметрических данных использовался большой комплекс измерительных средств: автоматизированные радиолокационные станции для определения координат ракеты; радиотелеметрические станции для приема научной информации, передаваемой ракетой; радиосистема для контроля траектории ракеты на больших расстояниях от Земли, работавшая на частоте 183,6 мгц; радиостанции для приема сигналов на частотах 19,993, 19,995 и 19,997 мгц; различные оптические средства для наблюдения и фотографирования вспышки искусственной кометы.
Данные радиолокационных траекторных измерений с помощью специальных счетно-решающих устройств преобразовывались в двоичный код, осреднялись, привязывались к астрономическому времени с точностью до нескольких миллисекунд и поступали по линиям связи в координационно-вычислительный центр, где автоматически вводились в электронные счетные машины, производящие совместную обработку результатов, измерений, расчет начальных данных и прогнозирование движения ракеты. Впервые в истории техники была осуществлена радиосвязь на расстоянии порядка 500 000 км.
Рис. 2. Контейнер с научной аппаратурой.
Научные исследования, выполненные с помощью космической ракеты, дали ряд результатов фундаментального значения. Был исследован ореол излучения вокруг Земли. По современным представлениям, этот ореол имеет две концентрические зоны повышенной интенсивности: внутреннюю и внешнюю (рис. 3). Ранее с помощью искусственных спутников Земли удалось исследовать прилегающую к Земле часть внутренней зоны, а также обнаружить в районе 55° геомагнитной широты постоянное электронное излучение с энергией в несколько килоэлектронвольт (кэв). С помощью космической ракеты было установлено, что внешняя зона радиации состоит из электронов и что излучение, обнаруженное в районе 55° геомагнитной широты, есть не что иное, как примыкающая к атмосфере часть этой зоны. Энергия частиц внешней зоны гораздо меньше, чем энергия частиц внутренней зоны, и находится в диапазоне от нескольких электронвольт до 100 кэв. Область максимальной интенсивности внешней зоны радиации, исследованная при полете ракеты, находится вблизи плоскости геомагнитного экватора на расстоянии 4-5 земных радиусов от центра Земли. С дальнейшим ростом расстояния от центра Земли интенсивность радиации монотонно убывает, приближаясь к интенсивности первичного космического излучения, составляющей примерно 2 частицы на см2 в сек., что касается тяжелых ядер (тяжелее ядер железа) в первичном космическом излучении, то их поток оказался весьма малым.
Рис. 3. Ореол радиации вокруг Земли.
Рис. 4. Изменение напряженности магнитного поля Земли с расстоянием
от центра Земли
Результаты изучения космической радиации показывают, что для экипажей космических ракет будущего области повышенной интенсивности излучения могут представлять известную опасность. Однако при пересечении ореола радиации в полярных широтах и во время полета в межпланетном пространстве при спокойном состоянии Солнца эта опасность значительно снижается.
С помощью космической ракеты был впервые непосредственно обнаружен ионизованный газ в межпланетном пространстве. На расстояниях 20-25 тыс. км от поверхности Земли измеренная концентрация его составила ок. 700 частиц в см3, а на расстояниях 100-150 тыс. км - ок. 300- 400 частиц в см3.
Исследование магнитного поля с помощью космической ракеты показало, что замеренная напряженность поля убывает с высотой быстрее расчетной, достигая минимума 400 γ (I γ = 10-5 эрстеда) на расстоянии 20 800 км от центра Земли; затем она возрастает до 800 γ на расстоянии 22 000 км и далее медленно убывает (рис. 4). Наличие максимума напряженности приводит к важному выводу о том, что даже при спокойном состоянии Солнца на расстоянии 21 000-22 000 км находится внеионосферная токовая система.
Счетчики ударов микрометеоров на космической ракете могли регистрировать частицы с массой от 3 · 10-10 г и выше. Результаты исследования показывают, что метеорная опасность при полетах в межпланетном пространстве невелика.
Американские запуски ракет в сторону Луны. Согласно данным, опубликованным в печати, в 1958 г. в США произведены четыре попытки запуска ракет с целью достижения района Луны. Запуски производились с полигона во Флориде. Работами руководило Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства. Первые три попытки были предприняты ВВС США, а четвертая - армией США.
Проектом ВВС намечалось осуществить полет космического снаряда (контейнера с аппаратурой) в зону радиусом ок. 80 тыс. км вокруг Луны. Продолжительность полета до Луны должна была составлять ок. 2,5 суток. Предполагалось, что с помощью вспомогательной тормозной ракеты удастся замедлить скорость движения настолько, что снаряд превратится в спутника Луны.
Ракета-носитель ВВС (Тор-Эйбл) была трехступенчатой и имела начальный вес ок.52 т. Головная часть ракеты представляла собой снаряд весом 38,6 кг, состоящий из 8 малых ракет в нижней части, тормозной ракеты и приборов. Этот снаряд должен был отделяться от третьей ступени ракеты-носителя после конца работы ее двигателей. С помощью телеуправления должно было зажигаться столько малых ракет, сколько необходимо для доведения скорости головной части до заданной.
В головной части ракеты находились следующие приборы: развертывающее телевизионное устройство, предназначенное для получения изображения невидимой с Земли стороны Луны и передачи его на Землю; прибор для счёта числа ударов микрометеоров; прибор для обнаружения магнитного поля Луны; прибор для измерения космической радиации (счетчик частиц); радиопередатчик, работающий на частоте 108,06 мгц, источники электропитания.
При первом запуске 17 августа 1958 г. ракета взорвалась на высоте 15 км.
При втором запуске 11 октября 1958 г. вследствие недобора скорости (примерно 250 м/сек) снаряд, названный «Пионер I», достиг высоты около 120 тыс. км (примерно 1/3 расстояния до Луны), после чего вернулся к Земле и, войдя в земную атмосферу через 43 часа после старта, сгорел в районе, расположенном к югу от Гавайских островов.
Наблюдение за полетом велось главным образом с помощью уникального радиотелескопа в Джодрелл-Бэнк (Великобритания). Кроме того, наблюдения вели четыре другие крупные наблюдательные станции: на Гавайских островах, в Сингапуре, во Флориде и в штате Массачусетс (США).
После обнаружения отклонения траектории снаряда от расчетной 11 и 12 октября предпринимались неоднократные попытки запустить тормозную ракету с целью создания постоянного спутника Земли, обращающегося на большом расстоянии от нее. Однако эти попытки не увенчались успехом.
В печати сообщались некоторые сведения о распределении космической радиации по высоте, полученные со снаряда «Пионер I». Однако некоторые ученые считают, что аппаратура снаряда «Пионер I» не была приспособлена для точной регистрации пределов интенсивности радиации и поэтому ставят под сомнение сведения о распределении космической радиации. Измерения температуры показали, что в полете в снаряде температура составляла около +4°С.
При третьем запуске ракеты к Луне, предпринятом ВВС США 8 ноября 1958 г., не запустились двигатели третьей ступени. Снаряд, названный «Пионер II», поднялся на высоту около 1600 км и при падении на Землю сгорел в атмосфере.
Четвертая попытка запуска снаряда к Луне была предпринята в США 6 декабря 1958 г. Проектом, разработанным армией США, намечалось осуществить полет космического снаряда с попаданием его в зону радиусом около 20 тыс. км вокруг Луны. Прохождение снаряда вблизи Луны предполагалось зафиксировать с помощью фотоэлектрического устройства, регистрирующего свет, отраженный от Луны. После сближения с Луной снаряд должен был удалиться от системы Земля - Луна и стать спутником Солнца - искусственной планетой.
Снаряд был назван «Пионер III». Его четырехступенчатая ракета-носитель весила около 60 т и называлась «Джуно II». Космический снаряд представлял собой контейнер с аппаратурой весом 6,8 кг. В снаряде были расположены: два счетчика Гейгера для измерения интенсивности космической радиации; фотоэлектрическое устройство для регистрации прохождения снаряда вблизи Луны; передатчик, работавший на частоте 960,05 мгц; источники питания.
В полете имели место нарушения в работе системы управления. В результате недобора скорости (примерно 350 м/сек) снаряд «Пионер-III» не достиг района Луны и вернулся к Земле через 38 час. полета. При этом была достигнута максимальная высота около 100 тыс. км.
Наблюдения за полетом велись четырьмя армейскими станциями Лаборатории баллистических исследований США: Берлин (штат Мэриленд), Форт-Стюарт (штат Джорджия) и Майами (штат Флорида) - в США и Маягуэс - в Пуэрто-Рико, а также основной станцией - Голдстон в Эруине (штат Калифорния, США), построенной специально для наблюдения за полетом космических снарядов, и другими станциями.
При полете снаряда «Пионер III» счетчиками Гейгера была измерена интенсивность околоземного радиационного ореола, состоящего из заряженных частиц и имеющего два пояса повышенной интенсивности. Максимальная интенсивность в обоих поясах оказалась примерно одинаковой. Она характеризуется величиной ок. 10 рентгенов в час, если частицы являются электронами, и ок. 100 рентгенов в час, если частицы являются протонами. Тип частиц определен не был. Между поясами повышенной интенсивности на высотах порядка 10 000 км находится область, где интенсивность радиации сравнительно невелика и составляет 0,2-0,3 рентгена в час.
Самолёты
 Рис.3. Экспериментальный самолет Норт-Америкэн X-15 |
Экспериментальные самолеты летали со скоростями, близкими к утроенной скорости звука, и достигали высоты 38 000 м. В США в конце 1958г. вышел на летные испытания экспериментальный самолет Норт-Америкэн X-15 (рисунок 3), рассчитанный на достижение максимальной скорости 5800 км/час и высоты полета порядка 160 км.
Управляемые ракеты и снаряды. 1958 г. был годом дальнейших выдающихся достижений советской ракетной техники. 21 февраля одноступенчатая геофизическая ракета поднялась на высоту 473 км, установив мировой рекорд высоты для ракет этого класса. 15 мая был запущен третий советский искусственный спутник Земли (см. ст. в разделе «Астрономия»). Было запущено несколько ракет для биологических исследований при полетах в верхних слоях атмосферы вначале до высот 100-210 км, а в августе 1958 г. до высоты 452 км.
Построена советская многоступенчатая космическая ракета (см. ст. в разделе «Астрономия»), которая 2 января 1959 г. стартовала в космос. Эта ракета впервые в истории человечества достигла второй космической скорости 11,2 км/сек, преодолела аэродинамическое сопротивление атмосферы, силы тяготения Земли, прошла мимо Луны на расстоянии 5-6 тыс. км, преодолев также и ее тяготение, и вышла на орбиту. Впервые в Солнечной системе появилась искусственная планета.
В зарубежных странах продолжались работы по совершенствованию находящихся в производстве и по созданию новых конструкций ракетных средств.
КЛАСС «ЗЕМЛЯ-ЗЕМЛЯ». Космическая ракета «Пионер» (США). В конце 1958 г. в США было проведено пять запусков ракет в сторону Луны. Ракета «Пионер» построена по проекту «Тор-Эйбл», имеет четыре ступени. Первая ступень - ракета «Тор» с диаметром 2,4 м, весом 45,5 т, развивает тягу 68 т. Вторая ступень весом 1,82 т (от ракеты «Авангард», на которой дополнительно были установлены 8 небольших ускорителей на твердом топливе) с тягой 3,4 т. Третья ступень весом 180 кг с тягой 1,135 т с двигателем на твердом топливе. Последняя, четвертая ступень весом в 38,5 кг - стеклотекстолитовый контейнер в форме гриба с диаметром центральной цилиндрической части 725 мм с приборами, надетый на ракетный двигатель твердого топлива фирмы Тиокол - с тягой 1,135т. В нижней части контейнера по периферии двигателя установлены восемь небольших верньерных ракетных двигателей, включаемых попарно, служащих для управления полетом ракеты при помощи программного механизма. Аппаратура «Пионера» позволяла во время полета собирать и передавать данные о магнитных полях Земли и Луны, регистрировать число ударов микрометеоров, измерять интенсивность космической радиации, определять температуру внутри приборного отсека, получать в инфракрасных лучах изображение поверхности Луны. Общий вес приборов четвертой ступени 11,25кг. Ракеты запускались в восточном направлении, позволяющем использовать приращение скорости на 1600 км/час за счет вращения Земли. При первом запуске 17 августа 1958 г. ракета достигла высоты 15 250 км и взорвалась. При втором запуске 11 октября 1958 г. ракета, достигнув за 26 часов высоты 127 630 км, повернула на Землю и, войдя в земную атмосферу, 13 октября сгорела. Последующие три запуска также закончились неудачей. Американская печать считает, что тяга двигателей ракеты оказалась недостаточной. В момент отсечки двигателя третьей ступени должна была быть достигнута теоретическая скорость 10 740 м/сек; действительная же скорость не превышала 10 480 м/сек. Эта скорость не обеспечила полного преодоления сил земного притяжения и достижения расчетной дальности полета ракеты. Ракета сильно отклонилась от заданной траектории. Начальный уход составил не менее 3,5° и затем, прогрессивно нарастая, отклонение дошло до 8,5°, что объясняется неудовлетворительной работой системы наведения.
Межконтинентальная баллистическая ракета «Атлас» SM-65A фирмы «Конвэр» (США). В 1958 г. было проведено 11 испытаний ракеты (опытные образцы были созданы в 1957 г.). Большинство испытаний закончилось неудачно, т. к. отказывали в работе двигатели и системы наведения. К концу 1958 г. проведено два испытания с удовлетворительным результатом. Ракета пролетела расстояние ок. 8 тыс. км. В ноябре 1958 г. с помощью ракеты «Атлас» был запущен и выведен на орбиту самый тяжелый из американских спутников - спутник весом в 67 кг. Ракета «Атлас» (рис. 1) - двухступенчатая, на ней установлено пять двигателей: два стартовых (тяга по 74,8 т), маршевый и два верньерных. Стартовые двигатели работают примерно 180 сек. и затем вместе с хвостовым раструбом отделяются. Двигатель второй ступени имеет тягу 29,5 т. Верньерные двигатели управляют ракетой. Двигатели работают на горючем RP-1 и жидком кислороде (по другим источникам, на керосине и жидком кислороде). Запас топлива ок. 80 т. Емкость отсека горючего 30 тыс. л, а отсека жидкого кислорода 50 тыс. л. Вес топливных отсеков примерно 2,5% от веса содержащегося в них топлива. Ракета стартует вертикально вверх на трех одновременно работающих двигателях. Снижаясь перед входом в верхние слои атмосферы, боевая головка отделяется от корпуса ракеты. Возможно, что корпус ракеты, баки и маршевый двигатель после отделения боевой головки будут подрываться. На очень большой высоте, где произойдет такой подрыв, атмосфера сильно разрежена и поэтому уменьшения скорости осколков не произойдет, они сохранят скорость боевой головки до тех пор, пока не войдут в более плотные слои атмосферы (примерно 40 км от цели). Осколки, рассеянные на площади в несколько квадратных километров, образуют ложные цели, затрудняющие обнаружение радиолокаторами боевой головки. Корпус ракеты - тонкостенный цилиндр из высокопрочного легкого сплава. Внутри цилиндра поддерживается избыточное давление. Корпус облицован несколькими слоями диэлектрических материалов для уменьшения силы отраженных импульсов локаторов обнаружения. В носовой части ракеты размещается термоядерный заряд, равный по тротиловому эквиваленту нескольким мегатоннам. Управление ракетой «Атлас» осуществляется отклонением камер сгорания двигателей, имеющих карданную подвеску. Верньерные двигатели, установленные под углом 90° к плоскости стартовых двигателей, обеспечивают правильное положение ракеты на заданной баллистической траектории после выключения маршевого двигателя, а также стабилизируют снаряд по крену. Система управления - инерциальная. На начальном участке траектории полета ошибки корректируются с Земли с помощью мощного радиолокатора. Длина ракеты 24,4 м, диаметр корпуса 3,2 м, диаметр вместе с обтекателями 5,5 м, стартовый вес 95 т, скорость полета боевой части (носового конуса) М = 15-20.
Двуступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета «Титан» S М - 6 8 фирмы «Мартин» (США). Проект ракеты разрабатывался с 1955 г. Первые образцы построены в конце 1958 г. В конструкции ракеты «Титан» (рис. 2) применено значительное количество деталей, агрегатов, а также наземное оборудование ракеты «Атлас». Силовая установка ракеты состоит из двух жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на керосине и жидком кислороде, однокамерного двигателя первой ступени с тягой 136 т, двигателя второй ступени с тягой ок. 27,2 т. Стартует снаряд на одном двигателе первой ступени, второй двигатель вступает в действие после отделения первой ступени. Корпус и силовая установка ракеты спроектированы специально для ракеты «Титан». Вес корпуса уменьшен за счет применения интегральных несущих топливных баков с тонкими стенками. Однако толщина обшивки первой ступени ракеты «Титан» в среднем больше, чем ракеты «Атлас». Конструкция первой ступени ракеты выполнена из легкого сплава в виде цилиндра диаметром 3 м. К верхней части первой ступени присоединяется вторая ступень, имеющая значительно меньшие размеры. На второй ступени, помимо двигателей и топливных баков, располагаются система наведения, боевая часть и носовой конус. Системы наведения: одна - инерциальная, использующая инерциальную платформу фирмы «Миннеаполис Ханиуэлл», вторая (резервная) - радиоинерциальная по типу «Атлас». Длина ракеты 36,5 м, диаметр первой ступени 3,04 м, стартовый вес 90 т, скорость полета боевой головки (носового конуса) М =15, расчетная максимальная дальность 8800 км. В ноябре 1958 г. и феврале 1959 г. с Кейп-Канаверала была предпринята попытка запуска ракеты, но из-за отказа системы управления ракета не поднялась со стартового стола.
Рис. 1. Межконтинентальная баллистическая ракета «Атлас» SM-65A (опытный вариант): 1 - стержень приемника воздушного давления и термопар; 2 - носовая часть со слоем диэлектрика; 3 - боевая отделяющаяся головка; 4 - цилиндрическая часть корпуса; 5 - электронная аппаратура; 6 - система наведения; 7 - поворотные камеры двигателей; 8 - выхлопная труба турбонасосного агрегата; 9 - маршевый двигатель; 10 - сбрасываемая обшивка двигателя; 11 - сопла верньерных двигателей; 12 - приборное устройство.
Рис 2. Схе-
ма межкон-
тиненталь-
ной балли-
стической
ракеты «Ти-
тан» SM-68.
Ракета «Редстоун» - одна из первых ракет, принятых на вооружение в США. За последние два года (1957-58) ракета подверглась значительной модификации и находится в серийном производстве, Считается, что идеи, положенные в основу ее проектирования (1951 г.), явно устарели. Напр., ракета имеет очень большую длину, т. к. объем термоядерного заряда, на который она в свое время была рассчитана, был значительно больше, чем сейчас. Оборудование для пуска ракеты позволяет в короткое время осуществить предстартовую подготовку. Ракета транспортируется несостыкованной. поэтому перед установкой ее на пусковой стол надлежит соединить ее отсеки. Перед запуском тщательно проверяются все электроцепи. Программному устройству задаются определенные данные для выхода на цель. Для контроля правильности действии механизм перед стартом срабатывает вхолостую. Запуск осуществляется дистанционно. Турбонасос мощностью 780 л. с. состоит из двух центробежных насосов, смонтированных на одном валу с газовой турбиной, работающей на продуктах распада перекиси водорода. Насосы качают топливо в камеру сгорания, где смесь загорается от самовоспламеняющегося пускового горючего (анилин плюс ксилидин). Ракета медленно отделяется от стартового стола. На малой скорости стабилизация ее в вертикальном положении осуществляется с помощью газовых графитовых рулей. С увеличением скорости начинают действовать аэродинамические рули, которые управляются программным устройством. В разреженных слоях атмосферы ракета управляется только газовыми рулями. В определенный момент происходит выключение (отсечка) двигателя, после чего ракета летит в район цели по баллистич. траектории. Спустя некоторое время после прекращения работы двигателей программный механизм отсоединяет первый отсек ракеты, состоящий из баков для топлива и двигателя. Обе части ракеты до входа в плотные слои атмосферы двигаются по одной траектории вместе, затем нижняя часть ее, имеющая большое аэродинамич. сопротивление, затормаживается и падает, а боевая часть по заданному курсу выходит на цель. Длина ракеты 19,2 м, диаметр 1,78 м, скорость в конце активного участка М = 5, максимальная дальность 320 км, высота траектории 130 км. ядерный заряд ракеты эквивалентен одной мегатонне тротила.
 Рис. 3. Бал- листическая средней дальности ракета «Тор». |
Баллистическая одноступенчатая ракета «Юпитер» (США). Большое количество деталей конструкции и агрегатов ракеты заимствованы с ракеты «Редстоун». Первый опытный образец, в 1956 г. получивший обозначение «Юпитер А», представлял из себя специально оборудованную ракету «Редстоун». В процессе доводки была получена дальность полета ракеты 1300 км. Были проведены исследования явлений кинетического нагрева носовой части ракеты при входе ее в плотные слои атмосферы. Для этого был разработан испытательный снаряд «Юпитер С», представляющий собой трехступенчатуюракету. Первая ступень - двигатель ракеты «Редстоун», вторая - связка из четырех опытных ракет «Рекрут», работающих на твердом топливе, третья ступень - ракета «Рекрут», несущая носовой конус. Одна из испытательных ракет «Юпитер С» пролетела 5300 км. С помощью ракеты «Юпитер С» в 1958 г. в США были запущены и выведены на орбиту первый, третий и четвертый искусственные спутники Земли. На ракете «Юпитер» установлен ЖРД «Рокитдайн» S-3, развивающий тягу 68-72,5 т. В камере сгорания двигателя с помощью серворегулятора поддерживается постоянное давление. Камера сгорания смонтирована на карданной подвеске, что обеспечивает изменение направления струи газов. Эта система позволяет управлять полетом ракеты без применения аэродинамических рулей. Боевая головка, несущая термоядерный заряд, после срабатывания двигателя отделяется от корпуса ракеты. При испытании боевая головка ракеты с пластмассовым термостойким покрытием, имея максимальную скорость входа в атмосферу 19 300 км/час, доходит до цели без разрушения. Система наведения-инерциальная. Длина ракеты 18 м, диаметр корпуса 2,54 м, стартовый вес 45 т. Скорость полета после выгорания топлива и отделения боевой головни М = 10. Максимальная расчетная дальность 2400 км.
Баллистическая одноступенчатая ракета «Тор» фирмы «Дуглас» (США) (рис. 3). Носовая часть, двигатель, система наведения ракеты такие же, как и у ракеты «Атлас». Конструкция корпуса более легкая, чем у предшествующих образцов. Диаметр корпуса переменный. На ракете установлен ЖРД «Рокитдайн» S-3, развивающий тягу до 72,5 т. Топливом служит димитил-гидразин и жидкий кислород. Двигатель подвешен на карданном устройстве и за счет отклонения газовой струи от оси ракеты по команде программного механизма может изменять направление ее полета. На хвостовой части корпуса ракеты, окружающей двигатель, установлены четыре небольших стабилизатора, обеспечивающих устойчивость в первые секунды полета. Система наведения - автономная, расположена в носовой части ракеты. Она включает инерциальную платформу с плавающим гироскопом, таким же, как и на ракете «Титан». Ракета «Тор» с 1957 по 1959 г. неоднократно испытывалась. Последние запуски производились на расстояние до 3000 км. Длина ракеты 22,6 м, максимальный диаметр корпуса 2,5 м, стартовый вес 45 т, скорость в момент выключения двигателя М = 10. Максимальная расчетная дальность 2400 км.
КЛАСС «ВОДА-ЗЕМЛЯ». Баллистическая двухступенчатая ракета «Полярис» фирмы «Локхид» (США) (рисунок 4). Предназначена для запуска с надводных кораблей и специальных крупных подводных лодок. Силовая установка ракеты состоит из двигателя фирмы «Аэроджет-дженерал», работающего на твердом топливе, развивающего тягу около 60 т. Время работы двигателя 35 сек. Длина двигателя 7,5-9 м, диаметр-1-1,35 м , вес около 9т. Ракета не имеет аэродинамических рулей. Двигатель имеет камеру высокого давления, в которую поступают газы из камеры сгорания. Из этой камеры продукты сгорания вытекают через несколько сопел, создавая тягу. Эти сопла несколько скошены для придания вращения снаряду при взлете, что обеспечивает его стабилизацию. Между соплами находятся четыре небольших сопла, направленных в сторону полета. На входной части дополнительных сопел установлено распределительное устройство, действующее от программного механизма. Попеременная работа сопел обеспечивает создание требуемых управляющих моментов, выдерживание ракеты на заданной траектории. Одновременное включение сопел создает торможение, способствующее отделению носовой части ракеты от корпуса. Конструкция ракеты предусматривает запуск ее с подводной лодки, находящейся в погруженном состоянии. Ракета транспортируется или внутри лодки, или снаружи.
 Рис. 4. Баллистическая средней дальности ра- кета «Полярис». |
Более десяти лет в США и Великобритании проводятся широкие исследования для решения проблемы перехвата межконтинентальных ракет на безопасной дистанции. Управляемые зенитные снаряды этого назначения получили название антиракет. Эффективность поражения цели антиракетой должна быть равной примерно 90%. Для противоракетной обороны необходимы следящие радиолокационные устройства сверхдальнего обнаружения с мощностью радиочастотного излучения порядка миллионов ватт. В 1958 г. продолжалась постройка таких мощных радиолокаторов, при помощи которых для проверки параметров осуществляется слежение за советскими и американскими искусственными спутниками Земли. При запуске американских ракет «Пионер» в направлении Луны также применяли такие локаторы. Радиолокатор в Милстон-Хилле (лаборатория Линкольна Массачусетского технологического Института) имеет параболическую антенну диаметром 25,6 м, установленную на железобетонной колонке высотой 27,4 м. Вращающаяся часть антенн весит 90 т. Сектор обзора включает всю верхнюю полусферу. Принятые сигналы обрабатываются в реальном масштабе времени счетно-решающим прибором, который выдает азимут, угол места дальности и радиальную скорость цели с привязкой ко времени. При обнаружении советских спутников и ракет «Пионер» достигнута дальность порядка 4800 км. Радиолокатор AN/FPS-17, установленный США в Турции, имеет мощность импульса 2 мгвт и длительность импульса 1 мсек, дальность обнаружения ок. 1600 км. Для наведения антиракет предполагается использовать инфракрасную головку самонаведения. Головка самонаведения имеет гиростабилизированный координатор цели, который принимает излучаемую межконтинентальной ракетой тепловую энергию. При помощи вогнутых зеркал тепловая энергия фокусируется на детектор, сигналы с которого поступают на органы управления антенны, и она точно ориентируется на цель. Эти же сигналы поступают и на автопилот, с помощью которого антиракета выводится на цель. Поиск цели антенной головкой ведется в конусе с углом при вершине, равным 80°. В США проводились работы по ракете «Ника-Зевс» и беспилотному перехватчику «Боумарк». Положительные результаты пока не получены. Состоящий на вооружении в США беспилотный перехватчик «Боумарк» предназначен для обороны районов, удаленных от базы перехватчиков до 400 км. «Боумарк» по схеме - самолет с двумя прямоточными двигателями. Его максимальные скорость (М = 2,7) и высота (25-30 км) позволяют осуществлять лишь перехват самолетов. Перехват межконтинентальных ракет практически исключен. В Великобритании для перехвата баллистических ракет проводятся работы на зенитных управляемых снарядах «Бладхаунд» и «Тандербёрд». Сведений о положительных результатах этих испытаний нет.
Самолет-снаряд «Матадор» ТМ-76 фирмы «Мартин» (США) в 1958 г. прошел успешно испытания и принят на вооружение. Самолет-снаряд «Регюлес II» (США), предназначенный для применения с подводных лодок, в 1958 г. прошел испытания и также принят на вооружение. Для использования этих снарядов переоборудуется ряд подводных лодок («Грейбек», «Гроулер» и др.). Данные об этих самолетах-снарядах см. Ежегодник БСЭ 1958.
КЛАСС «ЗЕМЛЯ-ВОЗДУХ». Зенитные управляемые ракеты (ЗУР) и снаряды - достаточно аффективное средство борьбы с воздушными целями до высот 27-30 км. Минимальные высоты применения (2-3 км) зависят от систем наведения. Практически применение ракет целесообразно с высот более 10 км. Основное назначение - борьба с бомбардировщиками и самолетами-снарядами. Зенитные управляемые ракеты обладают рядом преимуществ по сравнению с пилотируемыми истребителями. Высокая стартовая и маршевая скорости обеспечивают более быстрый перехват. Ракеты можно применять без аэродромов с различных подвижных установок с нулевым разбегом. Обслуживаются небольшими командами, менее квалифицированными, нежели в пилотируемой авиации. В США в 1958 г. на вооружении состояло более десяти типов зенитных управляемых ракет и снарядов.
Наиболее распространена ракета «Ника-Аякс» (прежнее название «Ника-1»). Ракеты изготовляются серийно. Ракета имеет четыре треугольных в плане крыла (рис. 5, а), расположенных крестообразно, и четыре руля, установленных в передней части снаряда. Ракета двуступенчатая. Первая ступень (ускоритель) имеет двигатель, работающий на твердом топливе. Маршевый двигатель фирмы «Белл» работает на керосине и азотной кислоте. ЖРД - однокамерный, развивает на высоте 3 км тягу 1,18 т. Камера двигателя облицована керамикой и может работать без охлаждения. Давление в камере сгорания 23 атм, температура 2800°, удельная тяга двигателя 212 кг/сек, продолжительность работы 35 сек. Боевая часть снаряда осколочного действия имеет оболочку, обеспечивающую дробление на оптимальное число осколков. Ракета запускается в воздух вертикально. Первая ступень - ускоритель, отделяется на высоте 2-3 км. Система наведения вступает в действие после выгорания топлива и отделения стартового двигателя. Радиолокатор наземной станции, все время следящий за целью, через счетно-решающее устройство направляет радио-луч таким образом, что ракета проходит впереди цели непосредственно под ее носовой частью. Боевой заряд подрывается по команде с земли. Длина ракеты с ускорителем 10,6 м, без ускорителя 6 м, диаметр корпуса 0,3 м, размах крыла 1,6 м, размах рулей 0,6 м, вес без ускорителя 500 кг, вес боевой части 136 кг, скорость после выгорания топлива М=2,28, дальность (наклонная) 16-40 км.
 Рис. 5. Схемы зенитных управляе- мых ракет: а-«Ника-Аякс»; б- «Ника-Геркулес». |
Зенитная ракета «Ника-Геркулес» (США) (рис. 5, б). Основное назначение - перехват средств воздушного нападения противника. Считается, что ракета может достичь и поразить любой современный бомбардировщик прежде, чем он войдет в зону бомбометания. При постройке снаряда особое внимание уделялось системе наведения. Более трех четвертей длины корпуса ракеты занимают 4 треугольных, сильно развитых, крыла. На каждом крыле расположены элевоны, которые приводятся в действие кольцом управления, проходящим вокруг трубы маршевого двигателя. Ракета рассчитана на большие перегрузки, чем ракета «Ника-Аякс». Боевая головка изготовлена из неметаллических составов (стекло, текстолит). В 1958 г. ракета испытывалась как средство для борьбы с баллистическими ракетами. Для этого боевая часть приспосабливалась под ядерный заряд. Пусковая установка для зенитных ракет «Ника-Геркулес» располагается в подземном хранилище. При работе установки пусковая платформа гидравлическим приводом поднимается вверх на уровень земли и фиксируется в требуемом положении. Вся операция подъема занимает 32 сек. Длина ракеты с ускорителем 12,6 м, без ускорителя 8,23 м, размах крыла 1,88 м, максимальный диаметр корпуса 0,63 м, вес снаряда без ускорителя 2270 кг, скорость полета после выгорания топлива М = 3,3, максимальная наклонная дальность 110-120 км.
Корабельная зенитная ракета «Терьер» SAM-N-7 (США). Ракетами оснащены крейсеры «Бостон», «Канберра» и эсминец «Гайят». Предполагается установка ракет на новых крейсерах и авианосцах. Ракета двуступенчатая. В носовом конусе ракеты размещена боевая часть осколочного действия, непосредственно за которой находится гидравлический привод управления четырьмя поворотными крыльями. Маршевый двигатель твердого топлива фирмы «Келлог». Запуск осуществляется ускорителем на твердом топливе фирмы «Аллегейни». На ракете два блока наведения, расположенные отдельно - один в носовой, другой в хвостовой части. Наведение осуществляется по лучу большой радиолокационной станции. Из 350 запусков ракеты около 80% оказались эффективными. Длина ракеты 8 м, без стартового двигателя - 4,5 м, диаметр корпуса 0,34 м, размах крыла 1,19 м, вес без стартового двигателя 0,5 т, максимальная наклонная дальность 32 км.
Управляемый зенитный снаряд «Си Слаг» фирмы «Армстронг-Сидли». Предназначен для стрельбы по бомбардировщикам. Запуск с палубы корабля (рис. 6). (Великобритания). Снаряд имеет цилиндрический корпус с короткой конической носовой частью и углом наклона образующей в 20°. Крестообразные крылья с тонким профилем имеют прямоугольную форму в плане. Хвостовые рули управления также прямоугольной формы, расположенные в одной плоскости с крыльями, имеют несколько больший размах, но значительно меньшую хорду по сравнению с крыльями. Силовая установка снаряда состоит из маршевого двигателя, работающего на твердом топливе, и четырех связок ускорителей твердого топлива (в каждой связке по три ускорителя), сбрасываемых по достижении снарядом сверхзвуковой скорости. Система наведения является составной частью корабельной радиолокационной системы. Снаряд снабжен полуактивной головкой самонаведения. Запуск производится со строенной пусковой установки, снабженной автоматической системой учета килевой и бортовой качки корабля. Длина снаряда 6,1 м, диаметр 0,46 м, скорость М =3, наклонная дальность 32-40 км. Высота 20-25 км. В 1958 г. снаряд находился в серийном производстве.
 | |
 | Рис. 6. Управляемый зенитный снаряд «Си Слаг» (а - схема, б - общий вид): 1 - газогенератор; 2 - плавающие поршни топливных баков; 3 - го- рючее (метанол); 4 - окислитель (азотная кисло- та); 5 - камера сгорания; 6 - газовый фильтр; 7 - газовые предохранительные клапаны; 8 - вен- тиляционные клапаны; 9 - выводы венти- ляционных клапанов; 10 - штуцер заправки ме- танола; 11 - штуцер заправки кислоты; 12 - ге- нератор переменного тока с турбоприводом; 13 - аппаратура управления; 14 - блок акселеромет- ров; 15 - антенны; 16 - бортовая аппаратура системы наведения; 17 - топливный фильтр. |
Рис. 7. Управляемый зенитный снаряд
«Бладхаунд»
Зенитный управляемый снаряд «Бладхаунд» фирмы «Бристоль» (Великобритания). Снаряд имеет очень высокие летные характеристики (рис. 7). Запуск снаряда производится с неподвижной установки с помощью четырех ракетных ускорителей на твердом топливе. На снаряде установлены два прямоточных двигателя, работающих на керосине, с тягой 3600 кг. Управление снарядом осуществляется с помощью поворотных консолей крыльев. В хвостовой части снаряда установлен неподвижный горизонтальный стабилизатор. Снаряд наводится на цель радиолучом, на последнем этапе сближения включается полуактивная система самонаведения. В носовой части корпуса снаряда находится дисковая антенна, принимающая радиосигналы, отраженные от самолета противника, облучаемого наземным радиолокатором. При маневрах самолета противника снаряд изменяет свою траекторию автоматически вплоть до поражения цели. Длина снаряда с ускорителем 7,7 м, длина корпуса 6,75 м, размах крыла 2,82 м, размах стабилизатора 1,52 м, длина ускорителя 3,66 м, диаметр ускорителя 0,26 м, диаметр корпуса 0,53 м, стартовый вес 900 кг, скорость М=2-2,5, боевая наклонная дальность 70-80 км, боевая высота 24 км.
Зенитный управляемый снаряд «Тандерберд» фирмы «Инглиш электрик» (Великобритания). Снаряд имеет крестообразное крыло и оперение. Четыре стартовых ускорителя, работающие на твердом топливе, установлены вокруг корпуса снаряда, имеющего форму правильного цилиндра со значительным удлинением. К передней части корпуса крепится конический радиопрозрачный обтекатель. Маршевый двигатель работает на твердом топливе. После выгорания топлива стартовые ускорители под действием набегающего потока воздуха сдвигаются назад, при этом передние замки крепления ускорителей открываются, скошенные носовые конусы ускорителей разворачиваются относительно шпилек задних узлов крепления до положения, в котором происходит сброс ускорителей со снаряда. Ускорители снабжены большими неподвижными стабилизаторами. Наводится по радиолучу, имеет полуактивную систему самонаведения. Гидравлическое устройство стартовой установки позволяет запускать снаряд под любым углом от 0° до 90°. Длина снаряда 5,75 м, диаметр корпуса 0,53 м, размах крыла 1,7 м, размах оперения 1,6 м, длина ускорителя 3,66 м, диаметр ускорителя 0,26 м, размах оперения ускорителя 2,44 м.
Управляемый зенитный снаряд «Контрав-Эрликон» типа 56 (Швейцария). Корпус снаряда выполнен путем намотки на специальную форму трубок из легкого сплава с проклейкой их органическим клеем. Этим достигается хорошая аэродинамическая форма при малом весе и большой жесткости. Треугольное крыло сделано из слоистых панелей. Крылья могут перемещаться в осевом направлении, что компенсирует во время полета смещение центра тяжести снаряда в результате выгорания топлива. На снаряде устанавливается один ЖРД, работающий на керосине и азотной кислоте, с тягой 1 т.
Управление снарядом производится с помощью крестообразного оперения при одновременном повороте камеры сгорания двигателя за счет изменения направления газовой струи. Наведение на цель по радиолучу. Запуск снаряда производится без ускорителя под любым углом к горизонту (от 20° до 90°). Стартовые установки - сдвоенные. Скорострельность установки 1 залп в минуту. Длина снаряда 6 м, диаметр корпуса 0,4 м, размах крыла 1,63 м, стартовый вес 400 кг, скорость в момент окончания работы двигателя М =2,4, боевая высота до 30 км.
КЛАСС «ВОЗДУХ-ВОЗДУХ». Скоротечность воздушного боя значительно снизила эффективность пушечного вооружения самолета. Современные истребители оснащаются ракетным оружием. Важным преимуществом этого типа оружия является то, что самолет-истребитель может атаковать цели на высотах, превышающих практический его потолок. При стрельбе с истребителей F-102A снарядами «Фолкон» с инфракрасной головкой самонаведения (см. Ежегодник БСЭ 1958) по самолету-снаряду «Матадор» ТМ-76 и мишеням QF-80 были достигнуты положительные результаты.
Снаряды «Сайдуиндер» имели практическое боевое применение с самолетов F-86.
Снаряд «Спарроу» фирмы «Сперри гироскоп» (США). С 1955 г. по 1958 г. было разработано 3 модификации- «Спарроу»-1, -2 и -3. Снаряд имеет заостренную носовую часть, неподвижные хвостовые стабилизаторы и крестообразно расположенные подвижные крылья. Большие аэродинамические поверхности улучшают летные характеристики по высоте. Ракетный двигатель работает на твердом топливе. Система наведения и управления включает свободные гироскопы, акселерометры, антенны, приемники сигналов луча радиолокатора самолета-носителя и счетно-решающие контуры обработки сигналов для точного наведения по лучу, а также сервомеханизмы для управления подвижным крылом. Непосредственно после запуска снаряд летит по заданной траектории с помощью инерциальных элементов, затем наводится лучом локатора самолета. Источниками энергопитания являются электрические батареи и гидравлический аккумулятор высокого давления. Снаряд «Спарроу-3» оборудован всепогодной активной радиолокационной системой наведения. Длина снаряда «Спарроу-3» 3,66 м, размах крыла 0,98 м, стартовый вес 158,8 кг, максимальная скорость М =2,8, дальность применения 8 км.
Снаряд «Джини» фирмы «Дуглас» (прежнее обозначение МВ-1) США (рис. 8). Построен для применения с небольшим атомным зарядом. Снаряд неуправляемый, не имеет крыла, а наведение его сводится к учету поправок на снижение под действием силы тяжести и удержании на курсе с помощью четырех стабилизаторов. Такая конструкция упрощает его устройство и повышает надежность действия. На снаряде установлен двигатель фирмы «Аэроджет», работающий на твердом топливе. Активный участок полета 2,7 км. Длина снаряда 2,5 м, диаметр 0,228 м. Боевая головка расположена в передней части корпуса. Тротиловый эквивалент заряда 1 500 т. Снаряд был опробован с атомным зарядом в штате Невада. В качестве самолета-носителя был использован двухместный истребитель-перехватчик «Скорпион» F-89, оборудованный специальными подвесными устройствами. При испытаниях стремились получить экспериментальные данные о количестве поврежденных самолетов на различных расстояниях от места взрыва, а также об уровне радиации, возникающей в результате взрыва. Запуск снаряда с самолета и подрыв его боевого заряда при испытаниях осуществлялись наземными постами управления с помощью телеметрической системы. Подрыв заряда был произведен на высоте 5,5 км через 3-4 сек. после запуска снаряда. С момента запуска до подрыва боевого заряда снаряд прошел расстояние около 5,5 км. В качестве самолетов - носителей снарядов «Джини», предусматриваются новые истребители F-102A и F-106 фирмы «Конвэр».
Рис. 8. Схемы снарядов воздушного боя: а - «Фол-
кон»; б - «Джини»; в - «Сайдуиндер».
Снаряд «Файерстрик» фирмы «Де-Хэвилленд» (Великобритания) принят в качестве унифицированного оружия для всех английских истребителей. Снаряд предназначен для действия на средних высотах. Он выполнен по аэродинамической схеме с крестообразно расположенными крыльями и рулями. Двигатель снаряда работает на твердом топливе. В головке снаряда располагается автономная, пассивная система наведения и все электронное оборудование. Поэтому на самолете не нужен специальный локатор наведения. Длина снаряда 3,2 м, диаметр 0,276 м, вес 136 кг, высота применения 15 км, дальность действия 8 км.
Снаряд «Матрa» R510 (Франция) предназначен для вооружения самолетов «Метеор», «Канберра» и др. Снаряд принят на вооружение и запущен в серийное производство. Двигатель двухступенчатый, работающий на твердом топливе. Первая ступень - ускоритель с большой силой тяги, на второй ступени установлен маршевый двигатель с меньшей тягой. Самонаведение с фотоэлементом. Питание электроэнергией - от аккумуляторной батареи с напряжением в 27 вольт. Система наведения состоит из автопилота с чувствительными элементами по скорости и угловому ускорению и электронного вычислителя, выдающего команды исполнительным механизмам управления рулями. Снаряд разъемный. Одна часть содержит боевой заряд, вторая - двигатель. Длина снаряда 3,2 м, диаметр 0,28 м, размах крыла 1,0 м, стартовый вес 170 кг, скорость в конце выгорания топлива М =2, высота применения от 3 до 15 км, дальность полета 8 км.
КЛАСС «ВОЗДУХ-ЗЕМЛЯ». Развитие и мощь современных средств противовоздушной обороны создают все более тяжелые условия выхода бомбардировщиков в обороняемый район. Поэтому в ряде стран проводятся работы по созданию ракетных средств для применения их с самолетов-носителей на большом удалении от цели, вне зоны действия ПВО.
Снаряд «Булпап» (США) предназначен для поражения сухопутных войск и тактических целей. Запущен в серийное производство в начале 1958 г. Боевая часть содержит обычную авиационную бомбу весом 110 кг (предусматривается установка ядерной головки). Пробивная способность по наземным целям на 40% выше, чем бомбы в 110 кг, сброшенной с пикирующего бомбардировщика. В головном отсеке снаряда расположена система управления и рули, в среднем - боевая часть, в хвостовом - двигательная установка и крылья. В полете стабилизируется вращением (влево). На снаряде установлен ракетный двигатель фирмы «Аэроджет», работающий на твердом топливе. Снаряд сбрасывается с самолета-носителя при сверхзвуковом пикировании. Управление осуществляется подачей радиокоманд с самолета. Летчик, пикируя на цель, визуально наблюдает за полетом снаряда по огню хвостового трассера. Длина снаряда 3,3 м, диаметр 0,3 м, размах крыла 0,94 м, вес 272 кг, максимальная скорость М =1,8, дальность полета 4,5 км.
Снаряд «Петрел» AVM-N-2 (США) фактически представляет собой унифицированную торпеду Мк13, снабженную крылом, аэродинамическими органами управления. На снаряде установлен газотурбинный двигатель I-44. Снаряд подвешивается под самолет типа P2V или PSM. В воздухе управляется посредством радионаведения, в воде-подводной головкой наведения. При испытаниях показал положительные результаты. В 1958 г. продолжал оставаться на вооружении. Длина снаряда 7,32 м. размах крыла 3,96 м, размах оперения 2,44 м, стартовый вес 1720 кг, скорость полета М =0,7, дальность полета 8 км.
Снаряд «Гуз» («Булл - гуз», или «Блу-гуз») фирмы «Фэрчайлд». Снаряд может запускаться с наземных установок или переноситься бомбардировщиком типа Б-58 («Хастлер»). Снаряд «Гуз» - снаряд-ловушка для отвлечения атакующих снарядов класса «земля-воздух». На нем установлен преобразователь радиоволн с уголковым отражателем. Снаряд изготовляется из диэлектрического материала, пропитанного смолой. При запуске с земли используется стартовый двигатель фирмы «Тиокол», работающий на твердом топливе. Маршевым двигателем служит газотурбинный двигатель I-83 фирмы «Фэрчайлд» с тягой в 1 т. Управление снарядом по радио возможно с земли или с самолета-носителя. Длина снаряда 6-9 м, размах 3,96 м, скорость М =1,25, дальность 800 км.
Крылатый снаряд «Лакросс» предназначен для уничтожения с земли или вертолетов любого долговременного укрепленного пункта. Считается, что применение этих снарядов будет более надежно и обойдется намного дешевле, чем артиллерийский обстрел или бомбометание с самолета. На корпусе снаряда неподвижно закреплены крестообразные стреловидные крылья и нестреловидное подвижное хвостовое оперение. Система наведения-командная, радиолокационная. Снаряд запускается с земли со специальной стартовой установки, смонтированной на трехосной десятитонной автомашине. Наземная установка наведения также подвижна. Она, как правило, выдвигается на самую передовую позицию и не находится в месте старта снаряда. Если координаты цели известны, то она может осуществлять наведение с закрытой позиции. От погоды действие системы наведения не зависит. Силовая установка состоит из двигателя фирмы «Тиокол», работающего на твердом топливе, основу которого составляет синтетический каучук. Длина снаряда 7 м, диаметр корпуса 0,52 м, размах крыла 2,74 м, размах оперения 1,45 м, стартовый вес 1,14 т, максимальная дальность 32 км.
Снаряд «Литл Джон» ХМ-47 но сравнению с более крупным снарядом «Онест Джон» обеспечивает большую мобильность, особенно в сложной боевой обстановке. Снаряд имеет вытянутый цилиндрический корпус, в хвостовой части которого располагаются подвижные поверхности оперения, на которых установлены трассеры. Ракетный двигатель снаряда работает на твердом топливе. Боевая часть снаряда может нести обычный или атомный заряд. Запуск снаряда производится со специальной пусковой установки, смонтированной на автомашине. Скорострельность превышает скорострельность «Онест Джон». Считается возможным применение снарядов «Литл Джон» с вертолетов. Длина снаряда 3,6 м, диаметр 0,318 м, стартовый вес 445 кг, дальность стрельбы 16 км. В 1958 г. снаряд производился серийно.
ПРОТИВОТАНКОВЫЕ РАКЕТНЫЕ СНАРЯДЫ КЛАССА «ЗЕМЛЯ-ЗЕМЛЯ». Снаряд «Виккерс-Армстронг»-891 (Великобритания) рассчитан для поражения танков и сильно бронированных машин. Состоит из конической носовой части с боевым зарядом, взрывающимся при ударе о цель, и цилиндрической хвостовой части с двигателем на твердом топливе. Снаряды поставляются в закрытых контейнерах, которые также служат стартовыми устройствами для запуска. Наблюдение за целью ведется в перископ, соединенный со снарядом кабелем. Запуск снаряда производится нажатием спускового рычага на перископе. В первый момент снаряд вылетает в направлении, которое ему задают направляющие контейнера. В полете снаряд управляется оператором по двум тонким проводам, которые разматываются вместе с катушки, установленной в корпусе снаряда. Длина снаряда 0,82 м, диаметр 0,11 м, размах крыла 0,28 м, вес с контейнером и перископом 18 кг.
Противотанковый снаряд «SS-10» (Франция) - один из самых простых снарядов - может применяться с самолетов и вертолетов. Имеет цилиндрическую форму, в хвостовой части расположено крестообразное крыло сравнительно большой площади ввиду малой скорости полета. На снаряде установлен двигатель, работающий на твердом топливе. Органами управления служат небольшие интерцепторы, установленные на задних кромках крыла. Во время полета снаряду придается вращение вокруг оси. Управление снарядом осуществляется электрическими командами, передаваемыми по двум проводам, разматывающимся с катушек в корпусе снаряда. Наблюдение за снарядом визуальное - по пламени струи от работающего двигателя. Снаряд производится крупносерийно. Во время военных действий в районе Суэцкого канала эти снаряды были применены израильскими войсками против египетских танков. Длина снаряда 0,88 м, размах крыла 0,75 м, стартовый вес 15 кг, скорость полета 300 км/час, дальность максимального полета 6 км.
Снаряд «Дарт» фирмы «Ютика-Бенд» (США) предназначен для поражения танков всех типов, включая самые тяжелые (рис. 9). Он имеет крестообразную форму крыльев и оперения. В корпусе снаряда помещается крупный боевой заряд и ракетный двигатель фирмы «Гранд сентрал эйркрафт», работающий на бездымном твердом топливе. Снаряд запускается со стартового устройства, не имеющего направляющих, размещенного на транспортере. Оператор управляет снарядом, ведя его по линии визирования цели и используя в случае надобности натриевые осветительные ракеты, смонтированные на снаряде. Наведение осуществляется оптической следящей системой, соединенной
Рис. 9. Схема противотанкового ракетного сна-
ряда «Дарт».
проводом со стартовой установкой. После достаточного разгона управление снарядом производится небольшими интерцепторами, расположенными на концах крыльев. Снаряд принят на вооружение и производится серийно. Длина снаряда 1,5 м, размах крыла 1,17 м, размах оперения 0,92 м, стартовый вес 115 кг, скорость полета 1000 км/час, дальность полета до 4,5 км.
Источники: «Interavia Air Letter», «Aviation Daily», «Army Navy Air Force Register», «Missiles and Rockets», «Aviation Week», «Flight», «La Revue Nautique» (за 1958).
Двигатели для летательных аппаратов за рубежом. Значительное расширение области применения и возросшие требования увеличения скорости, дальности и высоты полета летательных аппаратов привели к созданию большого числа разнообразных силовых установок. В области скоростей полета от гиперзвуковых до второй космической (11,2 км/сек), которую впервые в мире превысила советская космическая ракета, единственным видом двигателя для летательных аппаратов являлись ракетные двигатели (РкД). Большое внимание уделялось развитию мощных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), ставших основными для крупных баллистических ракет, первой ступени ракет-носителей искусственных спутников Земли и космических ракет. К началу 1959 г. тяга опытных однокамерных ЖРД для этих ракет (здесь и далее показатели приводятся по данным иностранной печати) была доведена до 225 т (ЖРД «Рокитдайн»E1), велась разработка однокамерных и многокамерных двигателей тягой до 450-680 т. Однако за рубежом в работе над ЖРД даже меньшей тяги (60-70 т) еще не преодолены серьезные трудности (неполадки в системе топливо -и маслотрубопроводов и пр.), вследствие чего там к 1959 г. на вооружении не было межконтинентальных баллистических ракет (МБР), серийное производство которых освоено в СССР.
В связи с работой по созданию гиперзвуковых сверхвысотных экспериментальных самолетов появилась необходимость в значительном увеличении тяги и самолетных ЖРД, которая у опытных двигателей достигла 22 т (самолет Х15). Разрабатываются самолетные ЖРД тягой 34 т (для экспериментального самолета «Дайна-сор»).
 | Рис.1. Регулиро- вочный ЖРД для МБР «Атлас» |
Одновременно разработан ряд маломощных двигателей, которые, кроме обычного применения на самолете и небольших ракетах в качестве основных или вспомогательных двигателей, стали использоваться на больших ракетах (МБР «Атлас», БРСД «Тор» и др.) для управления полетом, точной регулировки тяги и пр. Такие регулировочные ЖРД (рис. 1) обычно работают на том же топливе, что и основной двигатель, но имеют большую продолжительность действия, которая у отдельных ЖРД превышает 300 секунд.
На некоторых самолетных ЖРД («Спектр») (рис. 2) начинает применяться дожигание в основной камере сгорания двигателя отработавших в турбонасосном агрегате продуктов распада однокомпонентного топлива (H2O2). Такая схема обеспечивает заметное увеличение удельной тяги двигателя и хорошее очищение камеры сгорания от несгоревшего топлива.
Рис. 2. ЖРД «Де-Хэвилленд»
сдвоенный «Спектр» тягой
7000 кг.
В 1958 г. продолжалось расширение области применения ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), ставших основными двигателями ракет класса «воздух-воздух», «земля-воздух» и «воздух-земля», которые обычно имеют малую продолжительность полета. Кроме того, РДТТ начинают применяться и на ракетах дальнего действия класса «земля - земля» (МБР «Минитмен», БРСД «Першинг» и «Полярис»).
Развитие РДТТ также характеризовалось стремлением к увеличению тяги, которая у опытных двигателей достигла 200 т (РДТТ для ракеты «Ника-Зевс»). Вводятся в строй установки для испытания РДТТ с тягой до 450 т. Однако трудности создания больших надежно действующих РДТТ еще полностью не преодолены. В частности, не разрешены для них проблемы получения прочного, но легкого корпуса двигателя, надежного и не тяжелого реактивного сопла, которое из-за отсутствия охлаждения быстро выходит из строя, обеспечения устойчивого горения топлива в двигателе и др. Получили известное распространение двухрежимные РДТТ, в которых ускоритель введен в конструкцию маршевой ступени снаряда и не сбрасывается после работы. Такой двигатель с двумя зарядами, расположенными один внутри другого, установлен на первой ступени опытной двухступенчатой БРСД «Полярис». Один, быстро горящий, заряд обеспечивает высокую первоначальную тягу, а другой, медленно горящий,- тягу меньшую по величине, но действующую более продолжительное время.
 Рис. 3. Общий вид ядерного ракетного двигателя «Киви» А. |
Широко проводились работы по изучению более теплотворных топлив как для ЖРД, так и для РДТТ. В США применялось синтетическое горючее - димазин (несимметричный диметил гидразин), в сочетании с жидким кислородом, обеспечивающее удельную тягу порядка 276 кг сек/кг, и были проведены испытания экспериментального ЖРД, работающего на фторе и гидразине (удельная тяга 315 кг сек/кг). Однако ядовитость и коррозионное действие фтора и его продуктов сгорания выдвигают ряд сложных проблем в выборе материалов для конструкции камеры сгорания и насоса, в достижении полной безопасности при эксплуатации двигателя. Разрабатывается также конструкция ЖРД, работающего на жидком водороде и кислороде, что обеспечивает теоретическую удельную тягу порядка 360 кг сек/кг, уже близкую к предельному значению для ЖРД. В связи с этим исследуются нехимические источники энергии, обеспечивающие значительное увеличение удельной тяги. В частности, разрабатываются плазменные двигатели, предназначенные для межпланетных летательных аппаратов. Построены действующие модели ускорителей плазмы, в которых для разгона потока высокоионизированных газов используется магнитное поле. На плазменных установках, использующих в качестве рабочего тела гелий, получена удельная тяга около 600 кг сек/кг при массовом расходе 0,7-1,3 г/сек и тяге 230-670 г.
Развитие другого типа межпланетного двигателя- ионного РкД также достигло стадии экспериментальных исследований. Построены модели таких двигателей тягой 115-225 г,на которых достигнуты скорости истечения в 135-180 км/сек. Теоретические исследования показали, что одной из основных проблем создания межпланетного аппарата с ионным РкД будет разработка электрогенератора с большой удельной мощностью, рассчитанного на продолжительную работу. Наиболее эффективным топливом для этого РкД являются вещества с большим атомным или молекулярным весом.
До стадии экспериментальных испытаний доведены также РкД, использующие ядерную энергию (ЯРкД). В конце 1958 г. в США был подготовлен к стендовым испытаниям экспериментальный передвижной ЯРкД «Киви» А (рис. 3) с расчетной тягой 2300 кг и весом порядка 5-6 т. Расчетная температура в реакторе двигателя достигает 1650° С, удельная тяга 300 кг сек/кг и продолжительность работы 5 мин. Двигатель предназначен для работы на газообразном водороде или гелии и будет использован для статических испытаний и исследования возможности постройки ЯРкД, пригодного к установке на ракете. В дальнейшем намечено выпустить ЯРкД «Киви» С меньших размеров, но тягой до 45 т. Он будет работать на жидком рабочем теле и развивать удельную тягу 790 кг сек/кг.