В соответствии с принятыми па себя обязательствами по МГГ Советским Союзом в 1957 г. запущены 2 искусственных спутника Земли, при посредстве которых ученые всего мира получили с недоступных ранее высот сведения о характере разнообразных геофизических явлений в верхних слоях атмосферы. Так, например, большое значение имеют наблюдения за распространением радиоволн, излучавшихся с 1-го спутника. До сих пор основные сведения об ионосфере были получены из изучения радиоволн, посылаемых с Земли и отраженных от областей ионосферы, лежащих ниже зоны максимальной ионизации ионосферных слоев. Запуск спутника создал возможность получать в течение длительного времени радиосигналы с двумя различными частотами из областей ионосферы, ранее недоступных для длительных наблюдений и лежащих выше максимума ионизации, а может быть и ионосферы вообще. Результаты приема радиосигналов спутника и измерения их уровня показывают, что эти сигналы на волне 15 м принимались на очень больших расстояниях, далеко превышающих расстояния прямой видимости. Эти расстояния достигают 10, 11 и даже 12 тыс. км, а в отдельных случаях и больше. Положение спутника вблизи области максимальной ионизации атмосферы создает особенно благоприятные условия для распространения радиоволн путем ионосферных радиоволноводов. В некоторых случаях, как показывают наблюдения, радиоволны приходили в точку приема не но кратчайшему расстоянию, а путем обхода земного шара по длинной дуге большого круга. В отдельных случаях наблюдалась напряженность поля большая, чем рассчитанная по закону обратной пропорциональности первой степени расстояния, что также говорит о наличии волноводных каналов в ионосфере.
Наблюдения за собакой Лайкой на 2-м спутнике показали, что подопытное животное хорошо переносило длительное воздействие ускорений при выходе спутника на орбиту и последующее состояние невесомости, продолжавшееся несколько суток. Полученные данные показывают, что состояние животного в течение всего опыта оставалось удовлетворительным. Нет сомнения в том, что проведенные исследования явятся значительным вкладом в дело успешного освоения предстоящих межпланетных полетов и послужат основой для разработки средств, обеспечивающих безопасность полета человека в космическом пространство. Совершенно новые возможности открывает постановка наблюдений первичного космического излучения с помощью спутника. Двигаясь со скоростью 8 км в секунду, спутник за очень короткий промежуток времени переходит с одной широты па другую, и аппаратура, установленная на спутнике, позволяет изучать очень важный и интересный широтный эффект космического излучения, т. е. изменение числа частиц с геомагнитной широтой. Наблюдения широтного эффекта в космическом излучении, проведенные ранее Дж. Симпсоном с самолета в связи с МГГ, поставили под сомнение правильность представлений о характере магнитного поля Земли на больших высотах, т. к. по этим наблюдениям «космический» экватор не совпал с магнитным. Несомненно, что наблюдения широтного эффекта космического излучения с помощью искусственных спутников Земли помогут решить эту интересную задачу. Определив широтный эффект этого излучения, можно тем самым изучить распределение частиц космического излучения по энергиям. Распределение космических частиц по энергиям дает косвенные указания о процессах, происходящих на больших расстояниях от Земли и даже от солнечной системы. На пути от места зарождения к Земле космические лучи испытывают воздействие среди, через которую они проходят, несколько меняют свои свойства и, таким образом, несут па себе отпечаток этой среды. Предварительная обработка данных о космических лучах, переданных со второго спутника, показала, что оба прибора функционировали нормально. Отчетливо выявилась зависимость числа частиц космического излучении от геомагнитной широты. Результаты наблюдений над спутниками обрабатываются и поступают в центры сбора и хранения материалов МГГ.
4 октября 1957 г. в СССР был запущен первый в мире искусственный спутник Земли (ИСЗ). Ракета-носитель доставила спутник па заданную орбиту, наивысшая точка которой находилась на высоте 947 км от земной поверхности, а ближайшая — на высоте 228 км; плоскость орбиты была наклонена к плоскости экватора под углом ок. 65°. Период обращения вокруг Земли в начале движения составлял 96,17 мин. Спутник имел форму шара диаметром 58 см и весил 83,6 кг. На нем были установлены 2 радиопередатчика с источниками питания и 4 антенны. Наблюдения первого спутника с помощью оптических и радиотехнических средств позволяли непрерывно следить за изменением элементов его орбиты. За время своего существования с 4 октября 1957 г. по 4 января 1958 г, первый ИСЗ совершил ок. 1400 оборотов вокруг Земли.
3 ноября 1957 г. в СССР был запущен второй искусственный спутник Земли. Этот ИСЗ представлял собой последнюю ступень ракеты-носителя с расположенными в ней контейнерами с научной аппаратурой для исследования излучения Солнца в коротковолновой ультрафиолетовой и рентгеновской областях спектра, для изучения космических лучей, температуры и давления. Во втором спутнике был установлен герметичный контейнер с подопытным животным (собакой по кличке «Лайка»), системой кондиционирования воздуха, запасом пищи и приборами для изучения жизнедеятельности п условиях космического полета. Для передачи данных научных измерений на Землю ИСЗ был оснащен телеизмерительной аппаратурой, двумя радиопередатчиками и необходимыми источниками электроэнергии. Общий вес аппаратуры, подопытного животного и источников электропитания—508,3кг (рис. см. на отдельном листе). Второй спутник получил орбитальную скорость св. 8 000 м/сек. Максимальное удаление спутника от поверхности Земли составляло 1 671 км, а минимальное составляло 225 км; время одного полного оборота в начале движения — 103,75 мин. Угол наклона орбиты к плоскости экватора был равен примерно 65°. Программа исследований была полностью выполнена. Успешный запуск второго спутника значительно расширил возможности исследований космического пространства и верхних слоев атмосферы.
Помимо исследований, проводившихся с помощью расположенных на ИСЗ приборов (об этих исследованиях см. в статье Международный геофизический год), в течение всего времени существования спутников систематически велись их оптические наблюдения; результаты этих наблюдений имеют важное значение для разрешения ряда геофизических, геодезических и других задач. Вследствие того, что плоскости орбит первых двух советских ИСЗ были наклонены к плоскости земного экватора приблизительно на 65°, они могли хорошо наблюдаться с большей части поверхности земного шара от северного до южного полярного круга. Однако видеть ИСЗ можно лишь при прохождениях во время утренних или вечерних сумерек. В это время спутник, находящийся высоко над поверхностью Земли, освещен лучами Солнца, а более низкие слои атмосферы погружены в тень Земли.
Визуальные наблюдения первого и второго ИСЗ в СССР производились на 70 станциях, организованных при ун-тах, педагогических ин-тах, научно-исследовательских ин-тах и обсерваториях в Пулкове, Москве, Ужгороде, Архангельске, Риге, Киеве, Якутске, Вильнюсе, Тарту, Абастумани, Фрунзе и других городах. На этих станциях с помощью специальных широкоугольных астрономических трубок АТ-1 (на каждой станции 30 таких трубок) определялись с точностью до 0,1° положения точек орбиты ИСЗ относительно звезд и отмечались с точностью до 0,5 сек. моменты времени, в которые спутник был в этих точках. Во время наблюдений визирные линии трубок устанавливались веерообразно в вертикальной плоскости так, чтобы спутник, пересекая эту плоскость, попадал в поле зрения одной или двух трубок (поля зрения соседних трубок перекрывались наполовину). Обычно устанавливались два таких веера — «оптических барьера» — в плоскости меридиана и в плоскости, перпендикулярной траектории спутника. Моменты наблюдения спутника фиксировались на магнитофонной ленте, на которую наблюдатель посылая сигнал с помощью телеграфного ключа; на этой же ленте записывались секундные сигналы точного времени. Все результаты наблюдений станции сообщали в вычислительный центр, где по ним, а также по известным географическим координатам станций производилось вычисление элементов орбиты спутника и их изменений. Ценность визуальных наблюдений заключается в том, что они не требуют длительной обработки и могут быть немедленно использованы для предвычисления орбиты спутника на несколько дней вперед. Однако для ряда научных целей точность визуальных наблюдений, ведущихся описанным способом, оказывается недостаточной. В связи с этим были произведены эксперименты по применению фотоэлемента для автоматической регистрации момента прохождения ИСЗ через поле зрения астрономического инструмента. На некоторых станциях применялся фотографический метод определения положений спутника при помощи малоформатных фотокамер «Зоркий» и «Киев» с объективом «Юпитер-8». Моменты открытия и закрытия затвора при этом фиксировались при помощи точных часов.
Для более точных фотографических наблюдений применялись фотокамеры с диаметром объектива 10 см, относительным отверстием 1 : 2,5 и с затвором типа «жалюзи» (время открывания, а также закрывания такого затвора составляет, примерно, 0,002—0,003 сек.). Измерение фотографий, полученных с помощью этой камеры, позволяет определять координаты ИСЗ с точностью до 1'—2'; моменты времени фиксировались с точностью до 0,02—0,03 сек.
Оптические наблюдения первых советских спутников велись также рядом зарубежных обсерваторий. Ценные результаты наблюдений были получены из обсерваторий Чехословакии, Великобритании, Китая, Польши, ГДР, Чили.
Обработка визуальных и фотографических наблюдений ИСЗ позволяет определить точное его положение в момент, когда приборы на его борту зафиксировали переданное по радио значение интенсивности ультрафиолетового излучении Солнца, космических лучей и т. п. Но изменениям элементов орбиты спутника, полученных с помощью результатов оптических наблюдений, можно судить о плотности атмосферы на разных высотах над земной поверхностью, о величине сжатия Земли. В дальнейшем, когда будет повышена точность наблюдений и появится возможность точного учета влияния сопротивления атмосферы и сжатия Земли на движение спутника, по результатам наблюдений ИСЗ можно будет судить о распределении гравитирующих масс внутри Земли, появится еще одна возможность экспериментально проверить теорию относительности Эйнштейна.
Двигатели летательных аппаратов.Успешные полеты межконтинентальной баллистической ракеты в СССР и запуски советских искусственных спутников Земли показали, что ракетный двигатель (РкД) является наиболее перспективным для скоростных летательных аппаратов. В 1956—57 гг. широкое распространение получил жидкостно-реактивный двигатель (ЖРД), которым оснащено большое число беспилотных, особенно дальних, летательных аппаратов. Наиболее мощные зарубежные двигатели этого типа, строящиеся для баллистических снарядов средней дальности, межконтинентальных баллистических снарядов и для ракет-носителей искусственных спутников Земли, имели к концу 1957 г. тягу: у серийных двигателей до 68 т (ЖРД S 3 на ракетах «Юпитер» и «Тор») и у опытных—до 136 т (ЖРД Аэроджет на 1-й ступени ракеты «Титан»). Велись также работы по созданию двигателей с тягой до 500 т и более. В табл. приведены показатели некоторых зарубежных ЖРД.
Все большее применение в качестве силовых установок для ракет и снарядов получают двигатели, работающие па твердом топливо (РДТ). Они имеют более простую конструкцию, несложны в эксплуатации и достаточно надежны. Разработаны твердые топлива, удельный импульс которых достигает 250 — 280 кг·сек/кг. Ведутся также работы над смешанными химическими топливами для РкД, состояниями из жидкости и твердого вещества. Таи, например, разработан РкД, использующий твердое горючее (полиэтилен) и жидкий окислитель (90% перекись водорода). Усиленно исследуются новые химические топлива, обладающие более высоким удельным имиульсом. Большие перспективы в этом отношении имеет топливо на основе свободных радикалов, обладающее удельным импульсом свыше 600 кг·тяги сек/кг·топлива что более чем вдвое превышает импульс лучших современных ракетных топлив. Кроме того, в 1957 г. в некоторых странах проводились предварительные исследования нехимических источников энергии для РкД, рассчитанных на полеты в межпланетном пространстве. В специальных устройствах, называемых плазматронами, были экспериментально получены скорости до 6000 м/сек при истечении из сопла плазмы водяных паров, имеющих температуру 8000 абс. Поток плазмы был получен при нагреве воды в электрической дуге. Изучались также возможности получения очень больших скоростей истечения посредством использования так называемых ионных двигателей. В качестве «топлива» для одного из таких двигателей предполагается использовать цезий имеющий сравнительно большой атомный вес и низкий потенциал ионизации. Пары цезия, проходя через систему платиновых сеток, ионизуются и поступают в ускорительную камеру двигателя. В этой камере предполагается разгонять в электрическом или магнитном поле поток ионов до скоростей, достигающих несколько сот тысяч м/сек. Вследствие малого массового расхода ионов, тяги в двигателе получаются очень небольшие. Поэтому он не может обеспечить взлет ракеты с Земли, но позволит осуществлять полет в межпланетном пространстве после того, как ракете будет сообщена достаточно высокая скорость.
| Фирма и марка двигателя | Тяга (кг) | Продолжи- тельность работы (сек.) | Вес (кг) | Диаметр (ширинавысота) (мм) | Длина (мм) | Горючее | Окисли- тель | Камера сгорания | Подача топлива | Дополнительные сведения |
| Белл (США) | 2720 | диметил- гидразин | жидкий кислород | 3 камеры из алюминиевого сплава | ТНА (турбонасос- ный агрегат) | Охлаждение регенера- тивное. Установлен на управл. снаряде «Раскал». | ||||
| Дженерал электрик Х405 (США) | 12 250 | 150 | 225 | 1780 | керосин | жидкий кислород | 1 камера с регенератив- ным охлажде- нием | ТНА на перекиси водорода | Установлен на первой ступени ракеты искус- ственного спутника «Авангард». | |
| Кертисс-Райт LR25-CW-I (США) | 5 445 (3 630+ 1 815) | водоспир- товая смесь | жидкий кислород | 2 камеры с регенера- тивным охла- ждением | ТНА | Тяга регулируемая. Установлен на экспер. самолете Белл Х-2. | ||||
| Норт-Америкен S3 (США) Норт-Америкен (США) | 75000 34000 | 180 | 660 | 1770 | 3330 | RP-1 этиловый спирт | жидкий кислород жидкий кислород | 1 камера 1 камера с регенера- тивным охлаждением | ТНА на перекиси водорода | Предназначен для ракеты «Атлас» Серийный. Установлен на управляемом снаряде «Редстоун». |
| Аэроджет (США) | керосин | жидкий кислород | 1 камера | Предназначен для ракеты «Титан» (1-я ступень). | ||||||
| Де Хэвилленд «Спектр» (Англия) | 3600 | 673 | 1 435 | керосин | перепись водорода | 1 камера с охлажд. пе- рекисью водорода | ТНА на перекиси водорода | Выпуск, серийно в 2 вариантах: с регулир. и нерегулируем, тягой. | ||
| Нэпир «Скорпион» (Англия) | 1800 | рассчитан на продол- жительную работу | 460 | 790 | керосин или бензин широ- кого фракц. состава | перекись водорода | 1 камера с охлажд. пере- кисью водо- рода | ТНА на пере- киси водорода | Имеется двухкамерный вариант. Тяга 3 600 кг. | |
| SEPR 66-2 (Франция) | 1500 | зависит от вмес- тимости баков | 142 | 600 300 | 2 800 | фуралин | азотная кис- лота (98%) | 1 камера с ре- генеративным охлаждением | ТНА | Установлен на истреби- теле MD 550 «Мираж» 1. Имеется двухка- мерный вариант SEPR 66-1. |
Продолжалось усовершенствование прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД), имеющих значительно меньший удельный расход топлива, чем ЖРД. Целесообразная область их применения начинается при скоростях, превышающих соответствующие М-3. В 1957 г. ПВРД устанавливались на снарядах класса «земля — воздух», а также на вертолетах и экспериментальных самолетах. Тяга серийных ПВРД, устанавливающихся па снарядах класса «земля — воздух», при числе М порядка 2,5—3,0 и высоте 18—23 км составляет 4,5 т и более. Так, ПВРД RJ —43 имеет тягу 4,5 т при скорости полёта 3200 км/ час и высоте полета 18 км. В опытном производстве находились ПВРД еще большей тяги. Так, ПВРД Кёртисс-Райт RJ—47 имел расчетную тягу 18 т при скорости полета М-3 на высоте 27 км. Двигатель предназначался для установки на стратегический самолет-снаряд Норт-Америкен «Навахо», доводка которого была прекращена в связи с тем, что ни при одном из 5 испытаний снаряда в 1957 г. двигатели не запустились. В 1957 г. был построен ПВРД для управляемого снаряда, рассчитанный на более высокие скорости полета — до соответствующих М-5—6 (ПВРД Свенска Флигмотор RR—1).
На некоторых ПВРД изучалось применение углеводородных топлив, содержащих во взвешенном состоянии порошковый аллюминий, бор или литий. Кроме того, велись изыскания новых источников энергии для ПВРД, обеспечивающих повышение их эффективности. Так, в ФРГ изучалась возможность использования энергии ядерного распада радиоактивных изотопов с малым периодом полураспада и высокой интенсивностью β-излучения для образования электрической дуги, обеспечивающей подогрев воздуха до высоких температур (порядка 5000° С).
Я пропустил тут описание разных ТРД, ТВД, ДТРД и ПВРД
1957 г. ознаменовался большими достижениями СССР в области ракетной техники. Успешно был осуществлен опытный запуск первой в мире сверхдальней межконтинентальной многоступенчатой ракеты. Испытания ракеты подтвердили правильность расчетов и выбора конструкции. Советским ученым и инженерам удалось положительно решить сложные проблемы газодинамики, теории горения, теплопередачи, создания новых материалов и топлив, систем наведения, основанных на последних достижениях электроники и кибернетики. Полет межконтинентальной ракеты происходил на очень большой высоте, с огромной скоростью. Полученные результаты показали, что ныне возможно пускать управляемые межконтинентальные ракеты в любой район земного шара. На практике доказана также реальная возможность постройки п самом недалеком будущем космической ракеты, способной совершить полет в мировое пространство. Успешное испытание созданной в СССР межконтинентальной ракеты позволило запустить в СССР первые искусственные спутники Земли 4 октября и 3 ноября 1957 г. Созданы ракеты и других типов (см. рис. на отдельном листе).
Широко известна крупная советская метеорологическая ракета. Она состоит из двух ступеней. Первая из них — пороховой ускоритель, обеспечивающий взлет. Па нем устанавливается основной корпус длиной 5 м и и весом 220 кг, содержащий топливные баки, стабилизирующее оперение и двигатель — вторая ступень ракеты. Далее следует головка длиной 2 м. В передней части головки размещается исследовательская аппаратура, в задней — парашют и пороховое устройство для отделения головки от корпуса. Ускоритель разгоняет ракету до 170 м/сек. После этого включается двигатель второй ступени и выносит ракету на высоту 30 км, где сообщает ей скорость 1 100 м/сек. После достижения высоты 70 км, от второй ступени отделяется головка и одновременно открываются парашюты головки и второй ступени. Головная часть продолжает двигаться вверх до высоты 80—90 км с раскрытым парашютом, который стабилизирует ее полет, а затем падает с уменьшающейся скоростью (до скорости приземления, т. е. 4—5 м/сек). Вторая ступень также возвращается на Землю на парашюте.
6-7.Советские ракеты на военном параде в Москве 7 ноября 1957г.
8.Первый искусственный спутник Земли.
9.Второй искусственный спутник Земли. Установка контейнера с научной аппаратурой.
10.Второй искусственный спутник Земли. Аппаратура для исследований излучения Солнца.
В ряде зарубежных стран в 1957 г. продолжались с неослабеваемым напряжением работы в области совершенствования находящихся в производстве ракетных средств и создания новых конструкций. В США в 1957 г. особое внимание уделялось завершению работ по созданию опытных образцов управляемых межконтинентальных ракет промежуточных дальностей класса «земля — земля». Под общим руководством фирмы Конвэр с участием ряда других фирм было построено несколько экспериментальных ракет «Атлас» SM—65. Баллистическая ракета большой дальности «Атлас» имеет следующие технические характеристики (проектные). Конструкция двухступенчатая, стартовый вес 110 т, длина 30 м, диаметр корпуса 2,5—3,3 м, максимальная скорость 24 100 км/час, наибольшая боевая высота 1 300 км, дальность 8 000 км. На снаряде устанавливается 3 жидкостных реактивных двигателя (ЖРД) фирмы Норт-Америкен с общей тягой примерно 151 т. В качестве горючего для двигателей применяется диметилгидразин, окислителем служит жидкий кислород. На участке траектории полета от точки зенита ракеты до входа в плотные слои атмосферы в районе цели ракета должна развивать максимальную скорость. Конструкция предусматривает доставку на цель ядерного заряда. Расчетная точность выхода на цель составляет круг с диаметром, равным примерно 32 км. Система управления автономная, программированная с радиокоррекцией. Счетно-решающие устройства позволяют задавать траекторию полета до запуска ракеты. После запуска импульсные ответчики, устанавливаемые на ракете, передают данные о курсе, скорости и высоте находящемуся на Земле радиолокатору-запросчику. В счетно-решающем устройстве полученная с ракеты информация сравнивается с предварительно программированными данными и в случае необходимости вырабатываются корректирующие команды для удержания ракеты на заданной траектории.
Первый экспериментальный запуск ракеты «Атлас» SM—65 11 июня 1957 г. на базе Патрик (штат Флорида) окончился неудачно. Ракета поднялась на высоту 2—3 км, после чего отказал один из ее двигателей. Безуспешной была и вторая попытка испытаний ракеты, предпринятая 25 сентября 1957 г. При третьем испытании 18 декабря 1957 г. ракета пролетела несколько сот километров. Неудачи с запуском ракет «Атлас» SM—65 обуславливались в большей мере отказами системы питания топливом двигателей.
Фирма Мартин разрабатывает двухступенчатую стратегическую ракету «Титан» WS—107 класса «земля — земля». Эта ракета будет иметь ряд общих деталей и узлов с ракетой «Атлас» и также предназначается под ядерный заряд. Силовая установка будет состоять из трех двигателей с общей тягой в 113 т. Вес ракеты 90 т, длина 30 м, диаметр корпуса первой ступени 3—3,7 м, второй ступени 1,8— 2,4 м, расчетная боевая дальность 8 000 км. Максимальная скорость 17 000—18 000 км/час. Предположительно первый опытный экземпляр будет построен в 1958 г.
К американским ракетам средней дальности класса «земля — земля» относятся Крайслер—«Юпитер» С и Дуглас «Top» WS—315А, а также класса «вода — земля» ракета Локхид «Полярис». Дальность многоступенчатой ракеты «Юпитер» С 2 400 км. Ее силовая установка состоит из нескольких ЖРД фирмы Норт-Америкен, работающих на диметилгидразине и жидком кислороде. В 1957 г. были проведены 5 испытаний ракет «Юпитер» С. Из них 3 испытания закончились неудачно. Последний пуск состоялся 27 ноября 1957 г. и окончился неудачно.
Многоступенчатая ракета «Тор» WS — 315А строится фирмой Дуглас. Силовая установка состоит из ЖРД фирмы Норт-Америкен. Суммарная тяга двигателей равна 61—68 т, стартовый вес 34 т. В 1957 г. было проведено 8 пусков экспериментальных снарядов. 5 испытаний окончились неудачно из-за отказа двигательной установки, приведшей к взрывам. При пуске 24 октября 1957 г. достигнута дальность 2400 км.
Особое значение в военных кругах США придается созданию многоступенчатой ракеты «Полярис», запускаемой как с палубы корабля, так и с подводной лодки в погруженном состоянии. Длина ракеты 12—15 м, диаметр корпуса 2,5 м. Боевая дальность ракеты свыше 1 300 км. Максимальная скорость 17 000—18 000 км/час, силовая часть состоит из двигателей фирмы Аэроджет на твердом или сгущенном топливе, чтобы избежать применения на корабле азотной кислоты, жидкого кислорода и других взрывоопасных жидкостей. Опытные образцы ракеты намечается создать в 1960 г.
В США форсированно проводится разработка управляемых ракет для перехвата и уничтожения баллистических ракет (т. наз. антиракеты). Такой ракетой предположительно должна быть «Ника — Зевс». Она должна иметь скорость свыше 30 000 км/час, радиус действия несколько сот километров, боевую высоту более 100 км. Антиракета должна нести атомный заряд, который взрывается на большой высоте и на максимальном удалении от обороняемого объекта. Атомный взрыв антиракеты должен уничтожать или сбивать с траектории баллистическую ракету. К концу 1957 г. эти работы были далеки еще от завершения.
После запуска в СССР искусственных спутников Земли в США усиленно проводились мероприятия по завершению работ проекта «Авангард». Ракета «Авангард», предназначенная для запуска искусственного спутника Земли, имеет следующие характеристики: общая длина 22 м, стартовый вес 1 100 кг, полезный груз (т. е. вес спутника) 10 кг. Ракета «Авангард» имеет 3 ступени. В первых двух ступенях установлены ЖРД, третья ступень имеет пороховой двигатель. В качестве горючего для ЖРД применяется диметилгидразин (на первой ступени — спирт), окислителем служит жидкий кислород и дымящаяся азотная кислота. Крепление двигателей на первой и второй ступенях осуществляется карданной подвеской, допускающей наклоны двигателя на угол 5°—7° относительно продольной оси ракеты. При этом линия действия реактивной силы не проходит через центр тяжести ракеты, в результате чего создается заданный момент, поворачивающий ракету в желаемом направлении относительно центра тяжести. Такая подвеска исключает необходимость иметь па корпусе внешние органы управления. Двигатель первой ступени прекращает работу спустя 2 мни. после запуска на высоте 60—65 км. Скорость ракеты при этом может лежать в пределах 1 340—1 790 м/сек. Двигатель второй ступени, включающийся немедленно после прекращения работы двигателя первой ступени, разгоняет ракету до скорости 4700—4 900 м/сек; на высоте 200—210 км. Далее ракета движется по инерции до высоты 460— 480 км. В точке, где траектория становится параллельной поверхности Земли, включается двигатель третьей ступени, которая весит к этому времени примерно 200—228 кг. К концу работы двигателя третьей ступени ракета развивает орбитальную скорость 7630 м/сек. Последующий полет должен происходить на эллиптической орбите с перигеем на высоте 320 км и апогеем на высоте 1920 км. Попытка запуска американского искусственного спутника весом 1,6 кг была осуществлена в декабре 1957 г. на опытном полигоне во Флориде. Ракета «Авангард» поднялась над основанием площадки на 1 м, затем упала, взорвалась и сгорела.
В области беспилотных средств в США в 1957 г. проводились работы по дальнейшей доводке опытных образцов. Самолет-снаряд «Матадор» Мартин ТМ—76В является очередной модификацией этого семейства и предназначаются для применения в полевых войсках. Является всепогодным. Система наведения обладает высокой помехоустойчивостью. В течение 1957 г. в строевых частях проводились всесторонние его испытания. Запуск в серийное производство предусматривается с 1958 г. Технические характеристики следующие: стартовый вес 5,45 т, размах 8,7 м, длина 12,1 м, диаметр корпуса 1,37 м, боевая дальность полета 900—1000 км, боевая высота 10—11 км, максимальная скорость 1 050 км/час. Двигательная установка состоит из стартового ракетного ускорителя на твердом топливе, сбрасываемого после взлета, и газотурбинного воздушно-реактивного двигателя, работающего на керосине. Запуск осуществляется с подвижных установок, смонтированных на шасси автомобиля.
Самолет-снаряд Чанс — Воут «Регул» II предназначен для поражения наземных и надводных целей. Может нести ядерный заряд. В течение 1957 г. проходил летные испытания. Имеет следующие данные: стартовый вес 12—16 т, длину 17,4 м, размах 6,1 м, диаметр корпуса 1,83 м. Боевая дальность в пределах 1300—1600 км, при максимальной дальности возможна установка подвесных баков для горючего. Максимальная скорость 1750—1800 км/час. Боевая высота 15 км. Силовая установка состоит из двух стартовых пороховых ускорителей с тягой по 15 т, расположенных в корневой части крыла, и газотурбинного двигателя GEJ79 с тягой 4,5— 5,4 т, работающего на керосине. Старт снаряда возможен со специального пускового устройства, расположенного на палубе надводного корабля или подводной лодки. Транспортировка снарядов (не более двух) на подводной лодке осуществляется в специальном водонепроницаемом контейнере. Для сокращения габаритов снаряда при транспортировке предусмотрены складывающиеся несущие плоскости.
В 1957 г. продолжались испытания и доводка самолетов-снарядов дальнего действия SM—64 «Навахо» фирмы Норт-Америкен. Результаты испытаний не обеспечили проектную дальность (8 000 км) полета этих снарядов. Предполагается, что в 1958 г. «Навахо» поступит на вооружение. Крейсерская скорость на высоте 23 км должна превышать М=3 (число М характеризует скоростные свойства летательного аппарата; выражается отношением скорости полета к скорости распространения звука в воздухе на уровне моря). Стартует под большим углом, почти вертикально. В качестве стартового ускорителя применяется блок из 2—3 ЖРД, развивающий тягу 63 т. Маршевыми являются 2 прямоточных воздушно-реактивных двигателя, устанавливаемые на консолях крыльев. Имеет вытянутый корпус с дельтовидной формой крыла. Испытания SM—64 «Навахо» начаты были в декабре 1956 г. Всего было 5 пусков, из которых 4 окончились неудачно. При всех испытаниях прямоточные двигатели, после срабатывания ускорителей, не запускались.
Беспилотный истребитель IM—69 «Боумарк») (рис. 1) (самолет-автомат) предназначается для перехвата на дальних подступах бомбардировщиков противника. При испытании в 1957 г. были получены хорошие результаты, что позволило приступить к производству опытной серии. По внешнему виду снаряд напоминает самолет. Он имеет трапециевидное крыло с концевыми элеронами. На концах горизонтального оперения имеются рули. Фюзеляж круглой формы. Силовая установка состоит из двух прямоточных воздушно-реактивных двигателей «Марквардт» RJ—43, смонтированных на прикрепленных к фюзеляжу пилонах, и одного стартового ЖРД фирмы Аэроджет, смонтированного в хвостовой части фюзеляжа на карданном подвесе. Диаметр прямоточного двигателя 711 мм. Запускается вертикально со специальной стартовой установки. Стабилизация при старте и разгоне осуществляется отклонением ЖРД. После набора скорости и начала работы прямоточных двигателей стартовых ЖРД сбрасывается. Имеет следующие характеристики: длина 14,3 м, размах крыла 5,54 м, стартовый вес с боевым зарядом 6,8 м, максимальная скорость 2900—3050 км/час, максимальная высота 18 км, достигнута боевая дальность полета 320 км. В качестве вооружения беспилотный истребитель «Боумарк» должен применять управляемые зенитные снаряды класса «воздух — воздух» «Фолкон», которые состоят на вооружении пилотируемых истребителей-перехватчиков. «Боумарк» при помощи командной системы наведения выводится в район перехвата. В непосредственной близости от воздушных средств противника на «Боумарке» вступает в действие автономная система наведения с применением инфракрасных лучей. В исходном положении для атаки дается залп снарядами «Фолкон», также имеющими головки самонаведения. Предполагается, что после выполнения задачи «Боумарк» будет возвращаться на базу и спускаться на парашюте. При последних испытаниях «Боумарк» поразил летевшую со скоростью 650 км/час мишень на расстоянии 160 км от места старта.
Рис. 1. Беспилотный истребитель «Боумарк» на стар-
товой установке.
Зенитные управляемые снаряды рассматриваются как наиболее эффективное оружие противовоздушной обороны (ПВО). Для наиболее эффективного перехвата средств воздушного нападении противника разрабатываются п вводятся в действие наземные системы получения и обработки информации об обстановке с помощью счетно-решающих устройств и телемеханики — например система «Сейдж». Предполагается, что в законченном виде система «Сейдж» сможет обеспечить автоматическое наведение истребителей обороны, беспилотных перехватчиков типа «Боумарк» или зенитных снарядов.
Зенитным управляемым снарядам отводится роль последнего барьера, обеспечивающего поражение всех средств воздушного нападения, прорвавшихся на ближние подступы к наиболее важным обороняемым объектам.
Рис. 2. Зенитные управляемые снаряды Рэйтон
на стартовой установке.
В 1957 г. наряду с серийным производством управляемых зенитных снарядов более ранних конструкций («Ника—В»), являющихся основными в системе ПВО США, внедрялись и другие коиструкции снарядов, напр. зенитный управляемый снаряд Рэйтон XSAM «Хоук» (рис. 2); относится к классу «земля —воздух», предназначается для поражения самолетов и беспилотных средств противника на низких и средних высотах. Боевая дальность полета 30 км, вес 90 кг, длина снаряда 3—5 м, диаметр 0,36 м, скорость 1220 км/час. Имеет автоматическую радиолокационную систему наведения. После запуска и достижения заданной высоты снаряд наводится локатором и пикирует на самолет противника. Имеет радиовзрыватель и систему самонаведения. В середине 1957 г. начались испытания снаряда.
Зенитный управляемый снаряд SAM—№ 6 «Тэйлос» (рис. 3) предназначен для вооружения наземных частей ПВО и для противовоздушной обороны кораблей. «Тэйлос» может нести обычный и атомный заряды. 4 трапециевидных крыла, расположенные крестообразно, используются для создания подъемной силы и для управления. Фиксированные хвостовые поверхности обеспечивают стабилизацию в полете. На них же установлены и антенны. Снаряд наводится по радиолучу. Двигатель прямоточный воздушно-реактивный. Для обеспечения старта и разгона снаряда до такой скорости, при которой прямоточный двигатель разовьет полную тягу, используется двигатель твердого топлива. Технические характеристики следующие: длина, включая и ракетный ускоритель, 4,5 м, стартовый вес 1,36 т, боевая дальность 70 км, высота полета 23 км, скорость 2900—3050 км/час. Малыми сериями выпускается с 1956 г. В 1957 г. снарядами «Тэйлос» перевооружался легкий крейсер «Галвестон», который в апреле 1958 г. должен был войти в строй. В дальнейшем этими снарядами предполагается вооружить крейсер с ядерной силовой установкой.
Рис. 3. Зенитный управляемый снаряд «Тэйлос»
на пусковом устройстве.
Управляемый снаряд «Фолкон» предназначается для вооружения истребителей. Снаряд имеет стартовый вес 55 кг, размах 0,5—0,7 м, длину 2 м, диаметр корпуса 0,165 м, боевую дальность до 8 км, максимальную скорость 2500—3000 км/час. Двигатели первой и второй ступени работают на твердом топливе. Снаряд выпускается в двух вариантах — с радарным и инфракрасным наведением. Согласно данным испытаний считается, что при инфракрасной системе наведения обеспечивается поражение цели не более чем двумя снарядами. При атаке снаряды применяются группами по два и более. Проводится модернизация снаряда для размещения на нем атомного заряда.
Управляемый снаряд класса «воздух — воздух» «Сайдуиндер» SAMM—№ 7 состоит в серийном производстве с 1956 г. Предназначается для вооружения истребителей-перехватчиков. Имеет стартовый вес 70,3 кг, размах 0,5 м, длину 2,8 м, диаметр корпуса 0,12 м. Боевая дальность снаряда после залпа с самолета лежит в пределах до 10 км, боевая высота свыше 15 км., максимальная скорость 3000 км/час. Снаряд имеет инфракрасную систему наведения. Считается, что приемник инфракрасных лучей в самонаводящейся головке снаряда может обнаружить самолет с одним работающим двигателем на расстоянии в 8 км. Инфракрасная система наведения менее сложна, чем радиолокационная и весит в несколько раз меньше. К недостаткам ее относится резкое снижение радиуса действия даже при незначительном тумане, а также неспособность отличить свои самолеты от чужих.
Снаряд класса «воздух—земля» «Раскэл» GAM—6 (рис. 4) предназначается для вооружения стратегических бомбардировщиков типа В-52, В-58 и др. и имеет целью поражение наземных целей с применением атомного заряда. Имеет вес 5,9 т, размах 7,6 м, длину 10,7 м, диаметр корпуса 1,37 м. Достигнутая боевая дальность после пуска с самолета 160 км, боевая высота 30 км, максимальная скорость 2400 км/час. Снаряд в подвешенном состоянии доставляют в район цели. Запускается вне радиуса действия средств противовоздушной обороны противника. На цель выходит в пикирующем полёте со скоростью до 3000 км/час. Снаряд имеет обычные рули на хвостовом оперении и дополнительные носовые рули. Двигателем является трехкамерный ЖРД, работающий на диметилгидразине. В 1957 г. проходил испытания.
Рис. 4. Управляемый снарял «Раскэл» класса «воздух
— земля» на самолете.
Великобритания не имеет в серийном производстве управляемых снарядов класса «земля — земля» собственной конструкции. Для сухопутных войск закуплены в США баллистические ракеты «Корпорел». В 1958 г. должно быть завершено сформирование двух полков с этими ракетами. Большое внимание англичане уделяют созданию эффективной системы ПВО, которая смогла бы обеспечить перехват п уничтожение всех атакующих воздушных средств противника еще до того, как они достигнут берегов метрополии. Главнейшая роль в этой системе отводится зенитным управляемым снарядам. Зенитный управляемый снаряд «Бладхаунд» класса «земля - воздух» имеет вес 3,85 т, размах крыльев 2,8 м, длину 6,8 м, диаметр корпуса 0,53 м, боевую дальность 70 км, максимальную скорость 2 600 км/час, боевую высоту до 24 км. На «Бладхаунд» установлены 2 прямоточных воздушно-реактивных двигателя «Тор» фирмы Бристоль. Старт снаряда осуществляется с помощью связки из 4 двигателей на твердом топливе, расположенных вокруг основного корпуса снаряда. Снаряд имеет полуактивную систему наведения. Выпускается серийно.
Управляемый снаряд класса «воздух — воздух» Фэйри «Файрфлеш» (рис. 5) предназначается для вооружения самолетов-истребителей. Стартовый вес снаряда 135 кг, размах крыльев 0,7 м, общая длина с ракетными ускорителями 2,9 м, длина снаряда 2,3 м, диаметр корпуса 0,14 м, боевая дальность после запуска с самолета 2—3 км, максимальная скорость 2200—2400 км/-час. Разгон снаряда до максимальной скорости осуществляется двумя двигателями на твердом топливе, выступающими вперед относительно носовой части снаряда. Сопла двигателей наклонены к оси снаряда таким образом, что направление тяги проходит через общий центр тяжести. Снаряд наводится на цель с помощью луча радиолокационной станции самолета-носителя. Система наведения пригодна для стрельбы в любое время и в любых метеорологических условиях. Неконтактный взрыватель срабатывает на расстоянии 6—10 м от цели. Корпус снаряда—цилиндрический, на хвостовой части расположены 4 крыла и 4 руля, смещенные на 45° относительно крыльев. Крылья по передней кромке имеют небольшую стреловидность. Рули трапециевидной формы. Снаряд устанавливается па пилонах во внешней подвеске на плоскостях самолета. Он является первым управляемым снарядом класса «воздух — воздух», принятым на вооружение в английских ВВС.
Рис. 5. Управляемый снаряд Фэйри «Файрфлеш» класса
«воздух — воздух» под крылом истребителя.
Фирма Бристоль разработала и построила ракету «Боббин» (рис. 6) — летающий стенд многоразового действия для исследовательских работ по управляемым снарядам и прямоточным двигателям. Ракета после запуска и испытаний возвращается неповрежденной на парашютах. Фюзеляж ракеты длиной 10,7 м имеет заостренный носовой стержень. Испытываемые двигатели располагаются на конце корпуса, а за ними устанавливаются 4 стартовых ускорителя. 2 горизонтальных стабилизатора прямоугольной формы в плане расположены ближе к задней части. По окончании полета с помощью реле времени производится выпуск 6 тормозных ленточных парашютов. После первоначального замедления эти парашюты сбрасываются с помощью пиропатронов и вытягивают основной парашют, на котором ракета плавно опускается носовой частью вниз. При посадке носовой стержень врезается в землю. Этот метод приземления обеспечивает сохранение чувствительной аппаратуры. Максимальная скорость ракеты лежит в пределах 2500—3500 км/час.
Рис. 6. Испытательный снаряд Бристоль «Боббин»
на старте.
ВоФранции к 1958 г. серийно производятся 4 типа управляемых снарядов класса «земля — земля». 2 из них «Энтак», SS—10, SS—11 являются противотанковыми. «Огр—1» и SE—4200 предназначены для поражения наземных целей. Управляемый противотанковый снаряд SS—10 (рис. 7) имеет стартовый вес 16 кг, длину 0,9 м, диаметр 0,17 м, размах стабилизаторов 0,75 м, вес взрывчатого вещества кумулятивного заряда 3 кг, максимальную дальность 2,0 км, максимальную скорость 325 км/час. Снаряд имеет двухступенчатый двигатель на твердом топливе. Запускается с наземных пусковых установок, но может запускаться также с самолетов и вертолетов. Для улучшения устойчивости аэродинамические стабилизаторы смещены относительно оси снаряда, что придаст ему медленное вращение вокруг продольной оси. Толщина пробиваемой брони 0,4 м. Максимальное время полета 18 сек. Система наведения — командная по проводам. Принят на вооружение французской армии. Снаряды также закупаются Западной Германией.
Рис. 7. Противотанковый управляемый снаряд.
Ракета для исследования верхних слоев атмосферы типа «Вероника» производится малыми сериями.
Построен и проходит испытания многоцелевой, управляемый снаряд «Руатле». Проектом предусматривается использование снаряда «Руатле» в качестве управляемого снаряда класса «воздух — воздух», дополнительного двигателя на самолете, на котором он подвешен, и, наконец, в качестве зенитного управляемого снаряда. Снаряд весит около 100 кг при максимальном диаметре 0,7 м. В случае использования в качество зенитного управляемого снаряда он в течение 1 мин. может достигнуть высоты 22 км и горизонтальной дальности 30 км, имея при этом скорость М=2,2. Вес стартового ускорителя ок. 65 кг. При применении в качестве управляемого снаряда класса «воздух — воздух» и запуска его с самолета, летящего на высоте 10 км со скоростью М=0,9, снаряд за 1,5 мин. пролетит на этой высоте расстояние в 40 км со скоростью М =2. Если снаряд будет запущен с самолета при тех же условиях, но должен будет достигнуть высоты 25 км, то на это потребуется 2 мин., причем максимальная дальность по горизонтали достигает 60 км. Важным качеством снаряда является его высокая маневренность. В 1958 г. предполагается начать серийное производство.
ВФРГ в 1957 г. сконструировано несколько опытных образцов управляемых зенитных снарядов класса «земля — воздух» и управляемых снарядов класса «воздух — воздух». Предполагается, что к 1959 г. несколько образцов будут подготовлены для серийного производства.
ВЯпонии реализуется трехлетняя программа работ в области управляемых ракет. В 1957 г. отработаны и подготовлены для серийного производства 2 типа управляемых снарядов: снаряд Фудзи класса «земля — воздух» и снаряд Син — Мицубиси MM—1. Кроме того, проводится широкая исследовательская работа на базе швейцарского зенитного управляемого снаряда «Эрликон».