ПРИЛОЖЕНИЕ II
ДОПОЛНЕНИЯ И ТАБЛИЦЫ
Ракетные заряды из черного пороха
Весовой состав черных ракетных порохов

Компоненты	Пороха XIII века
	китайский *	греческий **	арабский ***	английский ****
Селитра Древесный уголь Сера Ми-то-син(?)	61,0 18,3 18,3 2,4	69,2 23,0 7,8 -	69,5 15,7 14,8 -	41,2 29,4 29,4 -
Итого	100	100	100	100

---

* Рецепт взят из книги Рейно и Фаве по первым зажигательным смесям. Вопросительный знак после слова „ми-то-син" , видимо, указывает на то, что характер этого вещества неясен. По утверждению доктора Вэнь Те-чжу из Иллинойского университета, „ми-то-син" означает окись свинца.
** Рецепт „греческого пороха заимствован из книги Marcus Graecus Liber Ignium. Rec. No 33.
*** Арабский рецепт указан Хассан эр-Раммахом.
**** Рецепт английского пороха дан Роджером Бэконом в расшифровке Гайма. Состав английских и немецких порохов XVII и XX веков

Компоненты	Английские *		Немецкие **
	XVII век	XX век	XVII век	XX век
Селитра Древесный уголь Сера	60,0 25,5 14,5	61,6 23,0 15,4	56,3 18,7 25,0	60,0 25,0 15,0
Итого	100,0	100,0	100,0	100,0

* Рецепт XVII века взят из книги Nye N. A. Treatise of Artificial Fire-Works for War and Recreation. London, 1647; рецепт XX века—из „Учебника по боеприпасам ".
** Рецепт XVII века составлен фон Гейсслером, рецепт XX века использовался в 1910 году для крупных сигнальных ракет и линометов,

Ракетная почта

Одной из целей, которую ставили себе первые европейские экспериментаторы с ракетами, было использование ракет для быстрой доставки почты. Идеи "почтовой ракеты" нет ни в работах Циолковского, ни у Годдарда, ни у Оберта. Впервые она была высказана доктором Францем фон Хёфтом в лекции, прочитанной им в Вене 9 февраля 1928 года. Предложенная им ракета (РН IV) должна была быть многоступенчатой. Верхнюю ступень, которая могла бы достичь любой точки на земном шаре в течение приблизительно одного часа, предполагалось снабдить контейнером с почтой. Вскоре после Хёфта эту же мысль высказал на ежегодном собрании научного общества по аэронавтике и профессор Оберт. Он настаивал на создании небольших ракет с автоматическим управлением, которые могли бы покрывать расстояние в 1000—2000 км и нести полезную нагрузку в 10—20 кг. Оберт утверждал, что вполне возможно заранее определить место, где такая ракета вернется в атмосферу, с ошибкой всего лишь в несколько миль. Ракету можно было бы использовать для транспортировки срочной почты на большие расстояния в очень короткое время.

В 1931 году стало известно, что австрийский инженер Фридрих Шмидль организовал «ракетную почту» в Штирии, между населенными пунктами Шёккель и Радегунд. Он использовал для этого 2-м пороховые ракеты собственного производства, которые незадолго до падения выбрасывали снабженный парашютом почтовый мешок.

Есть сведения, что в прошлом именно такой способ почтовой связи применялся на островах Тонга, причем в качестве почтовых ракет использовались модифицированные ракеты Конгрева. Но этот способ оказался неудовлетворительным: ракеты не долетали до берега и тонули, а контейнеры с почтой разбивались при ударе о землю.

Ниже приводится перечень пусков «почтовых ракет» Шмидля, составленный самим экспериментатором в 1933 году:

Дата пуска	Маршрут доставки	Количество доставленных писем
		всего	заказных
2 февраля 1931 г. 21 апреля 1931 г. 28 октября 1931 г. 9 сентября? -Хл1931 г. 28 мая 1932 г. 28 мая 1932 г. 11 июня 1932 г. 28 июля 1932 г. 28 июля 1932 г. 16 марта 1933 г.	Шёккель—Радегунд Гостиница Пастбище Хохтретч—Земриах Шёккель — Радегунд Шёккель — Радегунд Пастбище Шёккель — Кумберг Шёккель — Кумберг Гаррах — Арцберг	102 79 84 333 228 192 28 231 200 283	- - - 36 125 113 - 187 100 -

После успешных опытов 1932 года Шмидль пытался составить регулярное расписание ракетной почтовой связи, но правительство Австрии неожиданно заставило его прекратить свою работу и даже уничтожить пусковую установку в Шёккеле.

Работы Шмидля не только показали возможность применения «почтовых ракет» на небольшие расстояния в определенных условиях, но и доказали полную рентабельность такого предприятия. 15 апреля 1931 года Тилинг повторил опыты Шмидля, а еще через год немецкий экспериментатор Герхард Цукер начал строить специальные «почтовые ракеты». Ракеты Цукера были чрезвычайно просты по конструкции: центральная стальная труба служила корпусом ракетного двигателя на черном порохе, почта помещалась между стальной трубой и обшивкой. Подобные эксперименты проводились в Голландии, США, Австралии, Индии, Кубе и Мексике. Расходы обычно оплачивались филателистами, которые надеялись, что в один прекрасный день появится официальная «ракетная почта».

Трудно сказать, получит ли когда-нибудь признание дальняя «ракетная почта». Еще в 1929 году было подсчитано, что для доставки корреспонденции из Европы в Америку понадобится около 4 часов (45 минут уйдет на полет и около 3 часов — на обнаружение ракеты и доставку почты адресатам). Это, конечно, малый срок в сравнении с 10 днями, необходимыми для доставки почты морем, но при наличии реактивной почтово-пассажирской авиации, совершающей рейсы в Америку за 10 часов, выигрыш во времени получается незначительным. Тем не менее сейчас изучается вопрос о том, какую экономическую выгоду может дать «ракетная почта» на небольших расстояниях — из города в город, — осуществляемая с помощью самолетов-снарядов типа «Матадор».

Ракетные общества

После основания Немецкого ракетного общества в Европе и Америке возник целый ряд ракетных обществ, первым из которых было «Австрийское общество высотных исследований», основанное доктором Хёфтом. Позднее на его основе было создано «Австрийское общество ракетной техники» во главе с фон Пирке и Рудольфом Цверина.

Старейшим из американских обществ является «Американское ракетное общество» в Нью-Йорке, основанное в марте 1930 года Эдуардом Пендри и Давидом Лассером под названием «Американское межпланетное общество». Это общество первым в США разработало и построило ракету, испытанную осенью 1932 года. Она была точной копией репульсора, созданного Немецким ракетным обществом. Многие ее детали, в частности баки и двигатель, сохранились.

Вскоре были созданы еще три ракеты, одна из которых (ракета № 4) 9 сентября 1934 года прошла летные испытания. Она удачно стартовала и поднялась почти вертикально до высоты 90 м. На этой высоте одно из четырех сопел двигателя вышло из строя и ракета странно завиляла. Максимальная высота, достигнутая ракетой, составила 116 м, а дальность по горизонту—около 400 м.

После этих экспериментов проводились только наземные испытания. 22 июня 1941 года двигатель с керамической облицовкой конструкции Альфреда Африкано обеспечил тягу порядка 120 кг в течение 2 секунд. Отсутствие постоянной мастерской и испытательного полигона в сочетании с почти болезненным желанием избежать «обычных методов» привело к тому, что примерно с 1935 года «Американское ракетное общество» посвятило себя исключительно проведению лекций и изданию специальных трудов. Сейчас оно является ведущим ракетным обществом в США. К концу 1956 года общество насчитывало около 6000 членов. Вторым ракетным обществом в США было «Кливлендское общество», основанное Эрнестом Лобеллом и просуществовавшее с 1933 по 1937 год. В настоящее время только два общества в Соединенных Штатах все еще активно экспериментируют на испытательном полигоне в пустыне Мохаве: «Ракетное исследовательское общество» (бывшее «Ракетное общество Гленделя») и «Тихоокеанское ракетное общество», научные центры которых расположены в районе Лос-Анжелоса.

В 1933 году в Ливерпуле (Великобритания) было создано «Британское межпланетное общество». Позднее основатель его П. Клитор перенес свою штаб-квартиру в Лондон. В эти же годы в Великобритании появились и другие ракетные общества, но все они официально прекратили свою деятельность во время второй мировой войны. Впоследствии, главным образом благодаря усилиям Л. Kapтера, секретаря «Британского межпланетного общества», они были объединены; официальным днем слияния было 31 декабря 1945 года. Число членов составляло тогда около 280 человек, а к концу 1956 года оно увеличилось почти в 10 раз.

В Германии сразу же после второй мировой войны были созданы два общества. Собрав уцелевших членов распавшегося еще до войны Немецкого ракетного общества, Ганс Кайзер создал новое общество, которое носило название «Северо-Западное германское ракетное общество». Другое общество, возникшее в Штутгарте, было известно как «Общество по исследованию космического пространства». После двух лет горячих споров оба эти общества слились в одно.

Кроме тех, которые перечислены выше, ракетные и астронавтические общества существуют и во многих других странах: в Аргентине, Австрии, Бразилии, Чили, Дании, Египте, Италии, Японии, Югославии, Голландии, Норвегии, Испании, Швеции, Швейцарии и Южно-Африканском Союзе. Крупнейшими по количеству членов являются «Американское ракетное общество», «Британское межпланетное общество» и немецкое «Общество по исследованию космического пространства».

«Французская астронавтическая группа» во главе с А. Анановым является не самостоятельным обществом, а секцией «Французского астрономического общества». Хотя эта группа довольно малочисленна, она сумела созвать первый Международный конгресс по астронавтике, который состоялся в Париже в октябре 1950 года. На конгрессе присутствовало свыше 1000 делегатов из всех европейских стран; единственным представителем Латинской Америки на конгрессе был профессор Табанера из Аргентины. Конгресс принял резолюцию относительно «создания международной организации для изучения и развития межпланетных полетов». Было создано и Временное организационное бюро, председателем которого был избран доктор Зенгер.

Второй конгресс по астронавтике проводился в Лондоне в сентябре 1951 года. Результатом его явилось создание «Международной федерации по астронавтике».

Тактико-технические данные немецкого реактивного
миномета «Небельверфер» обр. 1941 года
и 15-см дымовой мины

Размеры, см (по американским источникам)

Длина пусковой трубы	103
Длина патронника с зарядной каморой	47,6
Длина дымовой мины	35,5
Длина ракетной (головной) части мины	20
Диаметр хвостовой (боевой) части	14
Диаметр головной (ракетной) части мины	15,5

Весовые характеристики, кг (по немецким источникам)

Общий вес мины	36
Баллистический наконечник мины	1,6
Дымовой контейнер (пустой)	10,2
Дымовой контейнер (с наполнением)	14,7
Разрывной заряд (дымовое или химическое наполнение)	1,315
Промежуточный детонатор	0,025
Зарядная камора	11,1
Ракетный заряд	6,3
Прочие детали	0,8
Максимальная дальность стрельбы,км	6

Тактико-технические данные 21-см осветительной авиабомбы R-LG с ракетным двигателем

Общая длина (5,1 калибра)	109 см
Калибр	21, 4 см
Общий вес	60 кг
Вес ракетного топлива (дигликоль)	15,2 кг
Вес светящего состава	7,5 кг
Длина ракетной шашки	51 см
Диаметр ракетной шашки (внешний и внутренний)	19,2/10,8 см
Вес вышибного заряда (черный порох)	35 г
Время горения ракетного заряда	3,3 сек
Время горения светящего состава	120 сек
Количество сопел	6 шт
Длина сопла	7,5 см
Угол раствора сопел	12°
Угол наклона сопел	9°
Максимальная скорость бомбы	560 м/сек
Максимальная высота бомбометания	5200 м

Ракетная техника США в период второй мировой войны
Легкое реактивное оружие

60- мм противотанковое ружье «базука».

Противотанковое ружье, стреляющее ракетами с кумулятивным зарядом. Первый производственный образец имел дальность действительного огня около 180 м; следующий образец, часто называемый «супер-базука», имел те же размеры, но более мощный метательный заряд, за счет чего дальность стрельбы была увеличена до 600 м. Максимальный диаметр ракеты — 60 мм, длина — 457 мм, вес — 1,5 кг.

88,9- мм ружье «базука».

Увеличенный вариант предыдущего образца, разработанный для борьбы с тяжелыми танками. Вес ракеты — 3,8 кг. Впервые было применено в Корее.

Самолетные ракеты

Ретро-ракета.

Противолодочная ракета, сбрасываемая с самолета в направлении, противоположном его движению, с таким расчетом, чтобы ракета падала строго вертикально. Имелось три типа ракет, соответствующих стандартным скоростям трех типов самолетов. Головка ракеты несла заряд ВВ весом 15,8 кг. Этими ракетами была потоплена 30 апреля 1945 года последняя немецкая подводная лодка.

Ретро-ракета с трассером.

Предыдущий образец, снабженный трассером.

88,9-мм противолодочная ракета.

Ракета с фиксированными рулями. Длина—138,4 см, общий вес—24,5 кг; снабжена одной пороховой шашкой весом 3,8 кг и 9-кг стальной головкой.

88,9- мм противолодочная ракета.

В отличие от предыдущего образца имела 127-мм боевую головку с зарядом ВВ весом 22,6 кг.

114,3- мм авиационная ракета М-8.

Общий вес ракеты— 17,2 кг; вес заряда ВВ боевой головки—2,26 кг. Первоначальное жесткое оперение было заменено позднее складывающимся; ракета запускалась из кассеты с тремя направляющими, крепившейся под крыльями самолета.

115- мм авиационная ракета.

Известна под названием «Супер» 4,5-дм. Длина—1,8 м; вес—46,6 кг; вес боевой головки 18 кг. Благодаря четырем жестким стабилизаторам ракета имела большую дальность и лучшую кучность, чем ракета М-8. Использовались два типа боевых головок: осколочная с зарядом ВВ весом 3,8 кг и полубронебойная.

127-мм скоростная авиационная ракета.

Условное название «Холи Мозес». Общая длина—1,8 м; вес—63 кг. Впервые применена в июле 1944 года. В дальнейшем стала наиболее распространенной в американских вооруженных силах ракетой класса «воздух—земля».

165-мл авиационная ракета «Рэм».

Разработана на базе 127-мм ракеты «Холи Мозес» в 1950 году для использования в Корее. Первая авиационная ракета с кумулятивным зарядом.

Ракета «Тайни Тим».

Длина—3,11 м, диаметр—298 мм, вес — 582 кг, вес боевой головки — 268 кг, включая 68 кг тротила; метательный заряд—4 пороховые шашки общим весом 66 кг. Впервые использована в боях за Окинаву, позднее применялась в Корее.

Ракеты класса «земля—земля» и ракеты для ведения заградительного огня

88,9-мм дымовая ракета.

Вариант авиационной ракеты, приспособленный для постановки дымовых завес.

114,3-мм ракета М-8.

То же, что и авиационная ракета М-8, но используемая в качестве оружия класса «земля— земля». Дальность стрельбы — 3600 м. В ВМС был принят вариант с неподвижным оперением (заградительная ракета), а в армии—с раскрывающимся оперением. Многоствольными пусковыми установками, разработанными для этой ракеты, были «Ксилофон» (8 направляющих) и «Каллиопа» (60 направляющих).

114,3-мм дымовая ракета.

Вариант ракеты М-8, модифицированной для постановки дымовых завес. Дальность действия—1000 м. Дымообразующие составы—«жидкий дым FS» (смесь сернистого ангидрида и хлорсульфоновой кислоты) и белый фосфор.

182,8- мм химическая ракета.

Дальность действия — до 2700 м. Ракета снаряжалась дымовым составом, а в случае необходимости — БОВ. Каждая ракета несла 9 кг химического состава. Ракета имела специальную пусковую установку из 24 направляющих, называемую «Грэнд слэм».

114,3-мм турбореактивный снаряд М-16.

Снаряд такого же веса, что и ракета М-8, но с дальностью действия 4700 м; имеет несколько более тяжелую боевую головку. Пусковые установки для этого снаряда: «Хоникоум» (24 направляющие) и «Хорнетс нест» (60 направляющих). Для этих снарядов был разработан неконтактный взрыватель, но в боевых условиях он не применялся.

88,9-мм турбореактивный снаряд.

Известен только как экспериментальный образец, не состоявший на вооружении.

127- мм турбореактивный снаряд.

Дальность действия 600—900 м при настильном огне. Общий вес—22,6 кг, длина—76,2 см. Подобно 116-мм авиационной ракете, снаряд имел полубронебойную головку и боевую головку осколочно-фугасного действия.

127-мм турбореактивный заградительный снаряд.

Общий вес—22,6 кг, длина—81,2 см, дальность действия—4500 м. Были разработаны еще два турбореактивных снаряда такого же калибра, но с дальностью 2250 и 1125 м, но только снаряд с дальностью 4500 м нашел боевое применение.

Ракеты специального назначения

Ракета «Минни Маус».

Запускалась из бомбометов противолодочных кораблей. Боевые головки снабжены ударными взрывателями, которые срабатывали только под водой. Ракета имела такое же назначение, как и обычные глубинные бомбы.

«Противорадарная ракета».

Вариант 88,9-мм авиационной ракеты, модифицированной для разбрасывания полос алюминиевой фольги, создающей помехи в работе радиолокатора. Каждая ракета выбрасывала более 75 000 полос фольги шириной 4,7 мм и длиной 40— 400 мм.

Воздушная мишень.

88,9-мм ракета с большими рулями из клееной фанеры. Дальность действия—1,6 км, скорость — 580 км/час. Использовалась при обучении стрельбе по воздушным целям.

Гарпунная ракета линомета.

Ракета со спасательным линем имеет заостренную головную часть с четырьмя убирающимися сошниками и двумя 114,3-мм ракетами, расположенными одна за другой. Первая ракета обеспечивает движение до цели; вторая, воспламеняемая взрывателем замедленного действия, загоняет заостренную головную часть глубоко в грунт. При натяжении линя сошники раскрываются, обеспечивая гарпуну большую устойчивость.

«Снэйк».

Конструкция напоминает лыжи длиной 300 м, собирается из металлических плит длиной 1,5 м и шириной 12,7 см. К этим плитам крепятся тротиловые шашки; вся цепь приводится в движение 114,3-мм ракетой, расположенной в голове цепи. Может применяться для проделывания проходов в минных заграждениях противника.

Ракетное оружие Японии периода второй мировой войны*

Виды ракет	Вес, кг	Калибр, см	Время работы двигателя, сек	Вес ракетного заряда, кг	Максимальная дальность, м
Боевая ракета	90,0	20	2,01	8,1	1800
Модифицированная боевая ракета	80,0	20	2,14	11,7	4000
Противотанковая ракета	47,4	20	0,96	4,9	500
Глубинная реактивная бомба	34,6	15	1,73	3,9	2500
Зажигательная зенитная ракета	23,9	12	0,92	3,4	1500
Боевая осколочно-фугасная ракета	23,9	12	0,92	3,4	4800
Противотанковая ракета	10,3	10	0,25	0,8	100
То же	5,4	8	0,35	0,4	100
Зенитная ракета	6,0	-	0,37	1,0	-
То же	7,0	-	0,37	1,8	-
250-кг реактивная бомба	370,0	-	3,37	49,6	5000
60-кг реактивная бомба	102,0	-	4,03	10,6	-

* Перечисленные ракеты и реактивные бомбы применялись японцами во второй мировой войне.

Тактико-технические данные ракеты «Фау-2»

Габариты, мм

Общая длина немецкого образца	14300
Общая длина американского образца	14 325
Боевая головка немецкого образца	2 310
Боевая головка американского образца	2 285
Отсек управления	1 400
Топливный отсек	6 225
Хвостовой отсек	4 395
Максимальный диаметр корпуса	1 650
Диаметр по стабилизаторам	3 555

Весовые характеристики, кг

Боевая головка немецкого ооразца
Вес рубашки (оболочки)	250
Вес заряда ВВ (аматол)	750
Общий вес	1 000
Боевая головка американского образца:
Вес рубашки (оболочки)	478,5
Вес оборудования	478,5
Балласт	91,0
Общий вес	1 048
Отсек управления	480
Топливный отсек (сухой)	742
Ракетный двигатель	931
Хвостовой отсек со стабилизаторами	855
Топливо (окислитель+горючее)	8 796
Сухой вес немецкого образца	4 008
Сухой вес американского образца	4 056
Стартовый вес немецкого образца	12 805
Стартовый вес американского образца	12 853

Турбонасосный агрегат

Диаметр лопаток, мм	470
Рабочее давление, атм	21
Мощность при 5000 об/мин, л.с.	675
Секундный расход пара, кг	1,68

Насос подачи окислителя (кислорода)

Диаметр крыльчатки, мм	268
Мощность при 5000 об/мин, л. с.	320
Производительность, кг/сек	75
Давление подачи, атм	24

Насос подачи горючего (спирта)

Диаметр крыльчатки, мм	342
Мощность при 5000 об/мин, л. с.	355
Производительность, кг/сек	50
Давление подачи, атм	25

Двигатель
Общая длина, мм .................... 1725
Диаметр камеры сгорания, мм .............. 940
Диаметр критического сечения сопла, мм ........ 405
Диаметр выходного сечения сопла, мм ......... 735
Секундный расход топлива, кг ............. 125
Время работы двигателя, сек .............. 68
Эффективная скорость истечения, м/сек. ........ 2000
Температура в камере сгорания, °С ........... 2 000
Давление в камере сгорания, атм ............ 14,5
Тяга двигателя на уровне моря, кг .......... 27000
Тяга двигателя на высоте 40 км, кг .......... 31 800
Ускорение, g .................. . . . 1-6
Максимальная скорость, м/сек .............. 1 700
Практическая дальность полета, км ........... 290—306
Максимальная зарегистрированная дальность полета, км ... 354
Максимальная высота при запуске под углом, км . . . . 97
Максимальная высота при вертикальном запуске, км . . 186,7
Результаты первых пусков ракеты «ФАУ-2» в Пенемюнде
в 1942 — 1943 годах

№ ракет	Дата	Время работы двигателя, сек	Дальность	Примечания
	1942 год
2	13 июня	36	1,3	Имела крен, неустойчива на траектории
3	16 августа	45	8,7	Оторвалась носовая часть
4	3 октября	58	190	Успешный пуск под большим углом
5	21 октября	84	147	Плохо работал парогазо-генератор
6	9 ноября	54	14	Вертикальный пуск, высота 67 км
7	28 ноября	37	8,6	Потеряла управление, оторвались рули
9	12 декабря	4	0,1	Взорвалась перекись водорода
	1943 год
10	7 января	0	0	Взорвалась при пуске
11	25 января	64,5	105	Слишком крутой подъем, имела крен
12	17 февраля	61	196	Слишком пологая траектория
13	19 февраля	18	4,8	Пожар в хвостовом отсеке
16	3 марта	33	1,0	Вертикальный пуск; ракета взорвалась
18	18 марта	60	133	Слишком крутой подъем, вращалась вокруг своей оси
19	25 марта	28	1,2	Потеряла управление и взорвалась
20	14 апреля	66	287	Упала на землю
21	22 апреля	59	252	Упала на землю
22	14 мая	62	250	Отказало устройство отсечки двигателя
26	26 мая	66,5	265
25	26 мая	40	27	Отсечка двигателя на 40-й секунде
24	27 мая	55	138
23	1 июня	62	235	Преждевременная отсечка двигателя
29	11 июня	63,5	238
31	16 июня	60,5	221	Преждевременная отсечка двигателя
28	22 июня	62,5	75	Взорвалась через 70 сек.
30	24 июня	65,1	287	Отказало устройство отсечки двигателя
36	26 июня	64,9	235
38	29 июня	15	3	Авария; упала на аэродром Пенемюнде
40	29 июня	63,6	236	Точка падения не установлена
33	1 июля	-	-	Отсечка двигателя на старте; взрыв
41	9 июля	-	-	Упала на насосную станцию
34	9 июля	-	-	Отсечка двигателя на старте

Характеристики немецкого проекта А-9+А-10

Первый вариант	Ракета А-9	Ускоритель А-10
Длина, м	14,0	Данных нет
Диаметр, м	1,7	3,5
Стартовый вес, кг	13 000	86 960
Сухой вес, кг	3814	25020
Топливо, кг	8 000	61490
Перекись водорода и перманганат кальция, кг	186	Давление азота
Полезная нагрузка, кг	1000	Ракета А-9
Секундный расход топлива, кг	118	1237
Время работы двигателя, сек	68	50
Эффективная тяга, кг	25 000	200 000
Скорость к концу работы двигателя, м/сек	2800	1200
Высота к концу работы двигателя, км	160	24
Относительная масса	2,70	2,63
Дальность полёта, км	5 000	-
Общий стартовый вес А-9+А-10, кг	99 960	—
Эффективное отношение масс ракет А-9+А-10	7,1: 1
Второй вариант	Ракета А-9	Ускоритель А-10
Длина, м	14,2	20
Диаметр, м	1, 65	4,15
Стартовый вес, кг	16 260	69 060
Сухой вес, кг	3 000	17 000
Топливо, кг	11 910	50 560
Перекись водорода и перманганат кальция, кг	350	1500
Полезная нагрузка, кг	1000	Ракета А-9
Секундный расход топлива, кг	125	1 012
Время работы двигателя, сек	95	50
Эффективная тяга, кг	25 400	200 000
Скорость к концу работы двигателя, м/сек	2 800	1 200
Высота к концу работы двигателя, км	160	24
Относительная масса	4,07	2,56
Дальность полёта, км	5 000	-
Общий стартовый вес А-9+А-10, кг	85320
Эффективное отношение масс ракет A-9 + А-10	10,42 : 1

Тактико-технические данные некоторых немецких реактивных снарядов периода второй мировой войны
Зенитный управляемый снаряд «Вассерфаль»
Длина, см ......... 780
Диаметр, см ......... 88,5
Стартовый вес, кг ....... 3810
Сухой вес, кг ........ 1756
Горючее („визоль ), кг........350
Окислитель(„сальбай ) кг .... 1500
Вес заряда ВВ боевой головки, кг .... 150
Секундный расход топлива, кг ..... 31,6
Тяга проектируемая, кг .... 7950
Тяга фактическая, кг ..... 7780
Время работы двигателя (проект.), сек......45
Время работы двигателя (факт.), сек . . 40—42
Ускорение при старте, g . . . 1
Максимальное ускорение, g . . . . 3,4
Максимальная скорость, м/сек .... 760
Скорость истечения, м/сек . . . 1768
Максимальная высота, км . . . . 18,3
Максимальная дальность, км . . . 26, 4

Неуправляемая ракета «Тайфун»
Длина, см . . . . . . . . . . 192
Диаметр, см ........... 10
Стартовый вес, кг . . . . . . . 29,5
Сухой вес, кг ........ 19,3
Горючее („визоль или „тонка ), кг . ..2,6
Окислитель („сальбай ), кг . . . . . . . . 6,75
Секундный расход топлива, кг ............ 4,35
Время работы двигателя, сек ........ 2—3
Тяга, кг ........... 600 -1000
Ускорение при старте, g ....... 31
Максимальное ускорение, g . . . . . . . 45
Скорость истечения, м/сек . . . 975
Максимальная высота, км ...... 14 -15,8

Зенитный управляемый снаряд «Энциан»

Длина с ускорителем, см. . . . . . . . 350
Диаметр, см . . . . . . . . . . . . . . . . . . 91,5
Размах крыльев, см ........ 400
Стартовый вес.........1973
Сухой вес с боевой головкой, кг . . . . 950
Вес заряда ВВ боевой головки, кг ........... 300
Вес стартового ускорителя, кг . . . . .... 320
Вес двигателя, кг . . . . . . . . 105
Горючее (бензин), кг . . . . . . . . . . . . . . . . 110
Окислитель, кг . . . . . . . . . . . .... 450
Перекись водорода, кг . . . . . . . . . . . . . . 30
Твердое топливо стартового ускорителя, кг . . . . 150
Тяга при старте, кг . . . . . . . . . . . 5490
Тяга в полёте. . . 1500
Время работы стартового ускорителя, сек . . . . . 6
Время работы маршевого двигателя, сек . . . 65—70
Угол пуска .............. ... 30°
Скорость при отделении ускорителя, м/с... 270
Скорость истечения, м/сек ...... 1500
Максимальная высота подъема, м . . . 16 155
Дальность полёта, км........ 25,5

Зенитный управляемый снаряд «Шметтерлинг»

Длина, см . . . . . . . . . . . . . . .360
Общая длина с неконтактным взрывателем, см ..... 430
Диаметр, см . . . . . . . . . . . . . . . . 33,5
Размах крыльев, см ........ 200
Стартовый вес.........440
Сухой вес с боевой головкой, кг . . . . . . . . . . . . 180
Вес заряда ВВ боевой головки, кг ........... 23
Общий вес стартовых ускорителей, кг.......285
Двигатель, кг........ 150
Топливо("тонка"), кг........14
Окислитель („сальбай ), кг . . . . . . . . . . . . . . . 55
Твердое топливо стартовых ускорителей, кг . . . . . . . 75
Тяга при старте, кг . . . . . . . . . . .3300
Тяга в полёте, кг. . . 370
Скорость к концу работы двигателя, м/сек ....... 210
Время работы двигателя, сек . . . 33—57
Секундный расход топлива, кг ............. 2,3
Скорость истечения, м/сек ......1700

Зенитный управляемый снаряд

	«Рейнтохтер»I	«Рейнтохтер» III
Длина с ускорителем, см	630	628
Длина без ускорителя, см	400	500
Диаметр, см	55	55
Стартовый вес	1750	1500—1540
Сухой вес, кг	750	700
Вес заряда ВВ боевой головки, кг	100—150	100
Время работы двигателя, сек	10	45
Время работы ускорителя, сек	0,6	0,9
Тяга при старте, кг	74 850	28 123
Тяга на полёте, кг	4 000	1 770
Скорость истечения, м/сек	1768	1768
Максимальная скорость полета, м/сек . . .	360	300
Максимальная высота подъема, м	7	-

Авиационная ракета Х-4

Общая длина с боевой головкой, см	200
Длина без боевой головки, см	123,5
Диаметр, см	22
Размах крыльев, см	85
Общий вес , кг	60
Боевая головка, кг	20
Окислитель („сальбай ), кг	6,4
Горючие("тонка-250"), кг	1,6
Секундный расход топлива, кг	0,88
Тяга (убывающая), кг	140- 30
Максимальная скорость полета, м/сек	230
Время работы двигателя, сек	17
Скорость истечения, м/сек	1500
Дальность полёта, км	3,2

Примечание. Снаряд Х-4 класса „воздух-воздух" не следует смешивать со снарядом „Фриц-Х" фирмы „Рейнметалл-Борзиг" , который являлся радиоуправляемой бомбой класса „воздух—земля" , в принципе сходной с американской радиоуправляемой бомбой „Рэйзон"

Ракета "Рейнботе"

Габариты, см:
Длина ускорителя	190,0
Диаметр ускорителя	53,5
Длина первой ступени	350,0
Диаметр первой ступени	26,8
Длина второй ступени	350,0
Диаметр второй ступени	26,8
Длина третьей ступени	400,0
Диаметр третьей ступени	19,0
Общая длина ракеты	1140,0
Весовые данные, кг:
Общий вес ускорителя	695
Топливо ускорителя	245
Общий вес первой ступени	425
Топливо первой ступени	140
Общий вес второй ступени	395
Топливо второй ступени	140
Общий вес третьей ступени	160
Топливо третьей ступени	60
Заряд ВВ боевой головки	40
Общий вес топлива	585
Общий стартовый вес	1715
Максимальная дальность полета, км	220

Результаты пусков ракет «Фау-2» на полигонах в Уайт Сэндз и во Флориде

Произ- водствен- ные номера ракет	Дата пуска	Время пуска (местное)	Вес ракет, кг		Время работы двигателя, сек	Высо- та, км	Даль- ность, км
			сухой, с боевой головкой	старто- вый
1946 год
1	15 марта	—	—	—	57.0 Из	Стенд. испыт.
2	16 апреля	14 час. 47 мин.	3870	-	19,0 Рк	8	0
3	10 мая	—	3715	12 630	59,0 Ин	112	50
4	29 мая	14 час. 12 мин.	3945	12 882	60,2 Ин	112	60
5	13 июня	14 час. 40 мин.	4210	12 880	58,5 Ин	116	64
6	28 июня	12 час. 25 мин.	4448	13 220	66,8 Из	107	65
7	9 июля	12 час. 25 мин.	4072	12 632	60,6 Вр	132	97
8	19 июля	12 час. 11 мин.	4158	13 082	28,5 Вз	4,8	0,8
9	30 июля	12 час. 36 мин.	3884	12 701	68,6 Из	166	108
10	15 августа	11 час. 00 мин.	4088	13 015	18,5 Рк	3.2	1,12
11	22 августа	10 час. 15 мин.	4151	12 347	6,5 Рк	-	0,16
12	10 октября	11 час. 02 мин.	4157	13 045	67,7 Из	163	19
13	24 октября	12 час. 15 мин.	4114	13 154	59,8 Из	104	27
14	7 ноября	13 час. 31 мин.	3032	12 701	31,0 Рк	-	8
15	21 ноября	9 час. 55 мин.	4030	13 004	62,5 Из	99	20
16	5 декабря	13 час. 08 мин.	4105	13 055	69,0 Из	166	178
17	17 декабря	22 час. 12 мин.	3990	13 132	69,6 Из	185	34
1947 год
18	10 января	14 час. 13 мин.	4279	13 199	60,0 Из	115	40
19	23 января	17 час. 22 мин.	4146	12 862	59,0 Из	50	16
20	20 февраля	11 час. 16 мин.	4259	12 907	58,0 Из	108	22
21	7 марта	11 час. 23 мин.	4165	13 085	63,0 Из	160	56
22	1 апреля	13 час. 10 мин.	3992	12 744	57,0 Вр	128	38
23	8 апреля	17 час. 10 мин.	4010	12 456	57,0 Вр	102	30
24	17 апреля	16 час. 22 мин.	4110	13 030	66,0 Из	139	72
26	15 мая	16 час. 08 мин.	4457	13 377	63,5 Из	122	56
29	10 июля	12 час. 18 мин.	4319	13 239	32,0 Рк	16	2,2
30	29 июля	5 час. 55 мин.	3870	12 790	62,5 Из	158	1,6
27	9 октября	12 час. 15 мин.	4131	13 051	62,5 Вр	155	45
Спец.	20 ноября	16 час. 47 мин.	4195	13 115	39,5 Нп	21	2,4
28	8 декабря	14 час. 42 мин.	4306	13 226	61,5 Из	104	45
1948 год
34	22 января	13 час. 12 мин.	4331	13 154	67,0 Из	158	77
36	6 февраля	10 час. 17 мин.	3987	13 070	65,8 Из	112	2,2
39	19 марта	16 час. 10 мин.	4318	13 256	25,0 Из	4,8	1,6
25	2 апреля	6 час. 47 мин.	4419	13 199	69,5 Из	142	77
38	19 апреля	12 час. 54 мин.	4159	13 079	57,0 Рк	56	51
Б-1	13 мая	6 час. 43 мин.	3889	12 672	64,5 Ин	112	51
35	27 мая	7 час. 15 мин.	4722	13 642	62,4 Вр	139	65
37	11 июня	3 час. 22 мин.	4609	13 529	57,3 Нп	62	27
40	26 июля	11 час. 03 мин.	4510	13 429	60,8 Из	96	37
43	5 августа	5 час. 07 мин.	4079	12 999	65,5 Из	166	85
Б-2	19 августа	7 час. 45 мин.	3666	12 450	33,8 Нп	13	1.4
33	2 сентября	18 час. 00 мин	3820	12 717	63,0 Вр	150	64
Б-3	30 сентября	8 час. 30 мин.	3652	12 436	56,5 Рк	149	35
Б-4	1 ноября	7 час. 24 мин.	3676	12 460	28,5 Вз	4,8	1,6
44	18 ноября	15 час. 35 мин.	4018	12 938	65,5 Из	144	46
42	9 декабря	9 час. 08 мин.	3735	12 749	60,6 Вр	107	40
1949 год
45	28 января	10 час. 20 мин.	4342	13 358	56,5 Рк	59	17
48	17 февраля	10 час. 00 мин.	4378	13 253	63,5 Из	126	59
Б-5	24 февраля	15 час. 14 мин.	3961	12 835	61,0 Ин	100	34
41	21 марта	23 час. 43 мин.	4523	13 443	65,5 Из	128	52
50	11 апреля	15 час. 05 мин.	4323	13 142	62,5 Вр	85	32
Б-6	21 апреля	17 час. 17 мин.	3924	12 671	48,0 Нп	50	0,6
46	5 мая	8 час. 15 мин.	4173	13 127	25,6 Нп	8	2,2
47	14 июня	15 час. 35 мин.	4797	13 685	67,3 Из	133	6
32	16 сентября	16 час. 19 мин.	4534	13 081	24,7 Вз	4,8	0,8.
49	29 сентября	9 час. 58 мин.	4208	13 114	65,5 Из	150	70
56	18 ноября	9 час. 03 мин.	4724	13 297	66,4 Вр	123	51
31	8 декабря	12 час. 15 мин.	4632	13 469	65,0 Из	126	60
1950 год
53	17 февраля	11 час. 00 мин.	4491	13 351	65,0 Из	147	65
Б-8	24 июля	9 час. 29 мин.	3890	12 672	- Ин	Пуск не состоялся
Б-7	29 июля	6 час. 25 мин.	3930	12 812	- Ин	Пуск не состоялся
51	31 августа	10 чac. 09 мин.	4846	13 691	64,9 Из	136	58
61	26 октября	16 час. 02 мин.	3995	12 782	49,7 Вз	—	—
1951 год
54	18 января	13 час. 14 мин.	4217	13 257	44,0 Из	1,6	0,8
57	8 марта	20 час. 16 мин.	4721	13 638	18,5 Вз	3,2	0,3
55	14 июня	6 час. 48 мин.	4169	13 061	0,0 Вз	0	0,0
52	28 июня	14 час. 43 мин.	4437	13 350	22,0 Вз	6,4	0,6

Примечание. Из—окончание работы вследствие израсходования топлива; Рк—отсечка двигателя по радиокоманде; Вр—отсечка двигателя с помощью реле времени; Ин—отсечка с помощью интегратора; Вз— взрыв; Нп—неисправность. Номера ракет, перед которыми стоит буква „Б" (Б-1, Б-2 и т. д.), обозначают запуски по программе „Бампер" . За исключением ракет Б-7 и Б-8, все ракеты запускались во Флориде.

Результаты пусков paкет «Викинг»

Произ- водст- венные номера ракет	Дата пуска	Вес, кг		Время работы двигателя, сек	Высота, км	Время достижения максималь- ной высоты, сек	Макси- мальная скорость, м/сек
		старто- вый	полезная нагрузка
1	3 мая 1949 г.	4377	210,5	54,5	80,0	164	1051
2	6 сентября 1949 г.	4529	186,9	49,5	51,2	133	815
3	9 февраля 1950 г.	5012	239,5	59,6	80,0	169	1048
4	11 мая 1950 г.	5189	435,0	74	168,0	242	1572
5	21 ноября 1950 г.	5166	306,2	79	172,8	248	1569
6	11 декабря 1950 г.	4940	169,2	70	64,0	145	1228
7	7 августа 1951 г.	4867	178,7	72	217,6	266	1787
8	6 июня 1952 г.	5810	Нет	61	6,4	50(?)	—
9	15 декабря 1952 г.	6629	347,0	99	216,0	287	1766
10	7 мая 1954 г.	6690	376,5	100	217,6	290	1743
11	24 май 1954 г.	6806	374.2	103	252,8	309	1920
12	4 февраля 1955 г.	6720	402,3	102	230,4	299	1798

Все пуски (за исключением ракеты № 4) производились на полигоне Уайт Сэндз.

Результаты: № 1, 2—преждевременная отсечка двигателя, течь в турбине; № 3 — отсечка двигателя по радиокоманде из-за чрезмерного сноса ракеты; № 4 — пуск с борта корабля; № 5 — тяга 8516 кг вместо 9275 кг; № 6 — запуск ночью, отказали рули; № 7 — рекорд высоты для этого типа ракет; № 8 — сгорела при стендовом испытании; № 9—отличные результаты; № 10—взрыв двигателя во время стендовых испытаний (после восстановления ракета показала отличные результаты); № 11—рекорд высоты для одноступенчатой жидкостной ракеты без ускорителя; № 12—отличные результаты.

Весовые и технические характеристики высотных ракет «Найк-Дикон» (DAN)
Весовые характеристики, кг

Ускоритель	530
Рули	50
Соединительное устройство	20/600
Ракета „Дикон (заправленная)	68,7
Рули и другие детали	11,6
Удлинитель сопла	2,3
Носовой конус с приборами	15,4
Общий вес второй ступени	98,0
Общий стартовый вес	698,0

Примечание. Вес носового конуса с приборами у ракеты № 2 составлял 17,7 кг, следовательно, вторая ступень ракеты № 2 весила 100,3 кг, а общий стартовый вес ее был равен 700,3 кг

Общие данные	Ракета №1	Ракета №2
Угол возвышения	75°	75°
Время работы двигателя первой ступени, сек	3,5	3,5
Высота к концу работы двигателя первой ступени, м	1500	1585
Полёт по инерции, сек	13,7	9,45
Максимальная скорость после прекращения работы двигателя второй ступени, м/сек	1570	1612
Высота при максимальной скорости, м	14343	11990
Отделение носового конуса, сек (с момента пуска)	52	52
Максимальная высота подъема, км	108	106
Время достижения максимальной высоты, сек	161	156
Горизонтальная дальность полета, км	103	97

Примечание. Точки падения не зафиксированы, цифры получены путем обработки данных слежения за ракетой. Теоретическая максимальная высота при вертикальном пуске—117—148 км (меньшая цифра—для полезной нагрузки 27 кг, большая—для 4,5 кг) .

Характеристики ракеты «Аэроби»
Габариты, см

Общая длина без ускорителя	5,76
Длина ускорителя	200
Диаметр	38
Объем полезной нагрузки	0,17м3

Весовые характеристики, кг

Полезная нагрузка	55—90
Сухой вес ракеты	136
Окислитель	225,4
Топливо	82,1
Гелий	2,27

Тяга, кг

Маршевый двигатель	1814
Ускоритель	8165

Время работы двигателей, сек

Маршевый двигатель	34
Ускоритель	2,5

Общие данные при полезной нагрузке 54 кг

Высота к концу работы двигателя, км	24,4
Скорость к концу работы двигателя, м/сек	1487
Максимальная высота подъема, км	128,75

Общие данные при полезной нагрузке 90 кг

Высота к концу работы двигателя, км	22,5
Скорость к концу работы двигателя, м/сек	1310
Максимальная высота подъема, км	106,2

Характеристики исследовательских ракет «Аэроби-Хи» ВВС и «Аэроби-Хи» ВМС
Габариты, см

	ВВС	ВМС
Общая длина без ускорителя	6,28	7,19
Длина ускорителя	1,98	1,96
Диаметр	38	38
Объем полезной нагрузки	0,17м3	0,17м3

Весовые характеристики, кг

Полезная нагрузка	54—90	54—90
Сухой вес ракеты	106,1	122
Окислитель	290,7	337,8
Горючее	111,9	141,9
Гелий	2,7	3,1

Тяга двигателей, кг

Маршевый двигатель	1860	1860
Ускоритель	8165	8165

Время работы двигателей, сек

Маршевый двигатель	42	50
Ускоритель	2,5	2,5

Общие данные при полезной нагрузке 54 кг

Высота к концу работы двигателя, км	37,3	40
Скорость к концу работы двигателя, м/сек	2063	2026
Максимальная высота подъема, км	265	265

Общие данные при полезной нагрузке 90 кг

Высота к концу работы двигателя, км	34	36
Скорость к концу работы двигатели, м/сек	1785	1752
Максимальная высота подъема, км	195	195

Примечание. В образце ВMC 10,4 кг топлива остаются не использованными, так как топливные баки проектировались для первого варианта двигателя. Это неспользованное топливо должно увеличить максимальную высоту приблизительно на 16 км.

Характеристики французской исследовательской ракеты «Вероника»

Общая длина , см	730
Диаметр корпуса , см	55
Стартовый вес, кг	1000
Сухой вес с полезной нагрузкой, кг	350
Полезная нагрузка (максимальная), кг	60
Средняя высота подъёма, км	115
Максимальная высота подъема, км	135
Скорость, м/сек	1400
Время достижения максимальной высоты, сек	175

Примечание. В 1953 и 1954 годах в Северной Африке было запущено 15 ракет „Вероника". Максимальная высота была достигнута при пуске 21 февраля 1954 года.

Основные параметры тропосферы

Высота, км	Температура в градусах		Давление, мм ртутного столба	Плотность, кг/м3	Скорость звука, м/сек
	по Цельсию	абсолютная
0	+15,0	288,0	760,00	1,2255	341
1	+ 8,5	280,5	674,09	1,1120	338
2	+ 2,0	275,0	596,23	1,0068	334
3	- 4, 5	268,5	525, 79	0,9094	329
4	-11,0	262,0	462, 26	0,8193	326
5	-17,5	255,5	405,09	0,7363	321
6	-24,0	249,0	353,77	0,6598	317
7	-30,5	242,5	307,87	0,5896	313
8	-37,0	236,0	266,89	0,5252	308
9	-43,5	229,5	230,45	0,4664	305
10	-50,0	223,0	198,16	0,4127	301
15	-55,0	218,0	90,65	0,1931	296
20	-55,0	218,0	41,41	0,8830	296

Основные характеристики верхних слоев стратосферы по докладу Гриммингера

Высота, км	Температура, в градусax		Количество молекул в 1 см3	Длина свободного пробега, м	Скорость звука, м/сек
	по Цельсию	абсолютная
137,1	+171,1	444,1	3,44.1012	0,727	470
152,4	+232,5	505,5	1,25.1012	2,000	502
182,9	+355,3	628,3	2,30.1111	10,90	Нет данных
228,6	+539,4	812,4	3,19.1010	78,60	Нет данных
259,1	+662,2	935,2	1,09.1010	229,00	Нет данных
274,3	+723,6	996,6	6,75.109	371,00	Нет данных
300,0	+827,0	1100,0	3,21.109	779,00	Нет данных

Данные об атмосфере на высотах от 20 до 120 км

Высота, км	Температура в градусах		Давление, кг/м3	Плотность, кг/м3	Скорость звука, м/сек	Средняя длина свободного пробега, мм
	по Цельсию	абсолютная				НАКА	Гриммингер
20	-55,0	218,0	568,4	8851.10-5	296,0	0,0011	0,001
25	-55,0	218,0	261,0	4059.10-5	296,0	0,0022	0,003
30	-55,0	218,0	120,1	1864.10-5	296,0	0,0047	0,006
35	-33,0	240,0	56,48	795.10-5	310,6	0,011	0,014
40	+3,7	276,7	29,35	358.10-5	333,5	0,024	0,03
45	+40,3	313,3	16,56	178.10-5	354,9	0,05	0,07
50	+87,0	350,0	9,970	96.10-5	375,1	0,09	0,11
55	+87,0	350,0	6,167	59 . 10-5	375,1	0,15	0,18
60	+87,0	350,0	3,820	36,6.10-5	375,1	0,24	0,29
65	+46,4	319,4	2,315	24,3 . 10-5	358,3	0,36	0,46
70	+15,9	288,9	1,335	15,5.10-5	340,7	0,56	0,68
75	-14,7	258,3	0,725	9,4 . 10-5	322,2	0,92	1,06
80	-33,0	240,0	0,3675	5,1.10-5	310,6	1,68	2,2
85	-25,7	217,3	0,1877	2, 4.10-5	325,2	3,39	4,2
90	-7,5	265,5	0,1029	1,2 . 10-5	347,1	6,64	8,0
95	+10,8	283,8	0,0602	0,61.10-5	369,2	12,1	14,5
100	+29,0	302,0	0,0373	0,34.10-5	391,5	20,7	29,6
105	+47,3	320,3	0,02406	0,21.10-5	403,2	34,1	48,4
110	+65,6	338,5	0,01589	0,13.10-5	414,5	54,4	76,6
115	+83,3	356,8	0,01074	0,08 . 10-5	425,5	84,8	117,5
120	+102,0	375,0	0,00740	0,05.10-5	436,3	129,0	192,6

Значения относительных масс ракеты (по Оберту)

Максимальная скорость ракеты, м/сек	Величина относительной массы при эффективной скорости истечения
	1000 м/ceк	2000 м/cек	3000 м/сек	4000 м/сек	5000 м/сек
500	1,64	1,29	1,18	1,13	1,10
1000	2,72	1,64	1,39	1,29	1,22
2000	7,39	2,72	1,94	1,64	1,49
3000	20,00	4,48	2,72	2,11	1,82
4000	54,50	7,39	3,78	2,72	2,22
5000	148	12,2	5,29	3,49	2,72
6000	405	20,0	7 39	4,48	3.32
7000	1089	33,0	10,25	5,76	4,06
8000	2987	54,5	14,35	7,39	4,95
9000	8060	89,6	20,00	9,50	6,06
10 000	22. 103	148,7	27,95	12,20	7,39
11 000	6.104	243,5	39,00	15,75	9,02
12 000	16,3.104	402,0	54,60	20,00	11,00
13 000	44,4.104	662,0	76,10	25,80	13,47
14 000	12.105	1091,0	106,30	33,20	16,42
15000	32,9 . 105	1805,0	148,70	42,70	20,00

Примечание. Значения относительных масс определены по формуле (см ранее).

Относительная масса многоступенчатой ракеты

Идеальная относительная масса трехступенчатой ракеты может быть определена из выражения
, где m₀/m₁- идеальная относительная масса трехступенчатой ракеты;
M'₀/M'₁— относительная масса ракеты первой ступени;
M"₀/M"₁— относительная масса ракеты второй ступени;
M"'₀/M'''₁— относительная масса ракеты третьей ступени.

Скорость третьей ступени трехступенчатой ракеты определяется как сумма скоростей, сообщенных двигателем каждой ступени:

v₃=v' +v" +v''' ,
где v₃— скорость третьей ступени трехступенчатой ракеты;
v' , v'' , v''' — скорости, сообщенные ракете двигателями каждой ступени соответственно.

Пример. Допустим, что относительные массы каждой ракеты, составляющей трехступенчатую ракету, равны и составляют 4,0.

Также примем, что конечная масса М₁ каждой ступени равна начальной массе М₀ следующей ступени.

Конечная масса третьей ступени М'''₁ = 1 m.

Массы ракет, составляющих трехступенчатую ракету, представлены ниже.

Ступень	Массы
	М0	M1
Первая ступень	224	32
Вторая ступень	28	4
Третья ступень	4	1

Идеальная относительная масса рассматриваемой трехступенчатой ракеты будет равна

Следовательно, если идеальная относительная масса этой трехступенчатой ракеты равна 64,0, стартовый вес ракеты составляет 224 +28+4, то есть 256 т, а каждая ступень развивает скорость 1,4 с, то скорость третьей ступени будет равна 1,4 + 1,4 + 1,4, то есть 4,2 с. Принимав одинаковую для всех ступеней скорость истечения с = 2100 м/сек, получим окончательную скорость-8820 м/сек, что даже превышает скорость, необходимуи для достижения ракетой космической станции.

Характеристики ракетных топлив по Зенгеру

Горючее	Теоретические скорости истечения, м/сек *
	Окислители:
	перекись водорода	азотная кислота	кислород	озон	фтор
Водород Октан Углерод Этиловый спирт Метиловый спирт Анилин Виниловый эфир Гидразингидрат	4630/3990 4190/3690 3860/3580 3980/3580 3900/3480 3980/3640 3990/3650 3960/3530	4570/4210 3810/3600 3540/3460 3700/3480 3640/3360 3710/3550 3740/3560 3760/3430	5640/5210 4610/4450 4320/4245 4400/4200 4245/3990 4470/4370 4445/4320 4280/3970	6095/5710 5090/4930 4790/4720 4840/4650 4640/4420 4765/4680 4890/4780 4610/4330	6500/6300 4920/4820 3975/3940 4750/4620 4650/4480 4570/4490 4520/4420 5610/5450

* Первое значение — максимальная скорость, второе — минимальная.

Примечание. Максимальная теоретическая скорость истечения может быть достигнута при реакции чистого озона с чистым бериллием—7310 м/сек . В сравнении с этой смесью все обычные взрывчатые вещества выглядят очень слабыми, их теоретические скорости истечения (м/сек) следующие:

Нитроглицерин	3880
Нитроцеллюлоза	3660
Динамит	3300
Двуосновные пороха	3240
Пикриновая кислота	2600

При горении водорода с кислородом, при избытке водорода, скорость истечения может быть следующей (м/сек):

1 кг Н2+ 8 кг О2	5170
1 кг Н2+ 8 кг О2+ 0,5 кг Н2	5030
1 кг Н2+ 8 кг O2 + 1,0 кг Н2	4890
1 кг Н2+ 8 кг О2+ 1,5 кг Н2	4770
1 кг Н2+ 8 кг О2+ 2,0 кг Н2	4680
1 кг Н2+ 8 кг О2 + 2,5 кг Н2	4570
1 кг Н2+ 8 кг О2+ 3,0 кг Н2	4470

Естественно, что ни одна из этих теоретических скоростей истечения не может быть получена в ракетном двигателе из за неполной реакции, теплопотерь и частично из-за того, что теоретические коэффициенты расширения не всегда могут быть достигнуты. Даже хорошо действующий современный ракетный двигатель может развить лишь 50% любой из скоростей, указанных в таблице.

Кроме скорости истечения, очень важной характеристикой топлива или топливной смеси является удельный импульс, или тяга, развиваемая двигателем при сгорании 1 кг топлива в течение 1 сек. Следующее понятие—суммарный импульс, выражающийся произведением тяги на время работы двигателя.

Проблема «синергии»

В любой момент горения топлива в ракетном двигателе часть общей энергии топлива сообщается ракете и часть— истекающим газам. Проблема передачи как можно большей энергии ракете и меньшей истекающим газам была названа профессором Обертом проблемой «синергии», решаемой путем выбора наиболее оптимального движения ракеты. Можно сказать, что понятие «синергия» эквивалентно понятию «коэффициент полезного действия».

Оберт выразил эту проблему формулой

dA /dm = сv cos a,
показывающей отношение между увеличением энергии ракеты dA и уменьшением ее массы dm. В этой формуле с — эффективная скорость истечения, v— максимальная скорость ракеты и а — угол между направлением движения ракеты и направлением силы тяги.

Опираясь на эту формулу, Оберт сделал следующие три вывода:

1. Эффективная скорость истечения (с) должна быть максимально большой.

2 Поскольку cosa возрастает с уменьшением угла, направление силы тяги и направление движения ракеты должны максимально совпадать.

3. Чем выше скорость ракеты, тем интенсивнее возрастает ее энергия (dA).

Отсюда вытекают следующие требования, которые должны предъявляться к ракетам:

1. При отсутствии сопротивления движению ракета должна набирать высоту с максимальным ускорением.

2. Ракета не должна подниматься вертикально. Теоретически горизонтальный взлет был бы наилучшим, но он невозможен вследствие большого сопротивления воздуха.

3. Горизонтальная составляющая кривой подъема должна быть направлена на восток для использования вращения Земли.

Этим условиям при наличии сопротивления воздуха наилучшим образом отвечает «синергическая» кривая, рассмотренная нами в главе XI.

Количество метеоритов, падающих на Землю в течение суток *

Величина	Количество метеоритов каждой величины	Общее количество метеоритов данной величины и крупнее	Масса отдельного метеорита, мг	Диаметр метеоритов, мм
-3	28 000	28 000	4 000	13,0
-2	71 000	99 000	1600	9,66
-1	180 000	280 000	630	7,07
0	450 000	730 000	250	5,20
1	1 100 000	1 900 000	100	3,83
2	2 800 000	4 700 000	40	2,81
3	7 100 000	12 000 000	16	2,08
4	18 000 000	30 000 000	6,3	1,52
5	45 000 000	75 000 000	2,5	1,12
6	110 000 000	120 000 000	1,0	0,82
7	280 000 000	470 000 000	0,4	0,60
8	710 000 000	1 200 000 000	0,16	0,45
9	1 800 000 000	3 000 000 000	0,063	0,33
10	4 500 000 000	7 500 000 000	0,025	0,24
15	45.1010	75.1010	2,5.10-4	0,05
20	45.1012	75.1012	2,5.10-6	0,01
25	45.1014	75.1014	2,5.10-8	0,0024
30	45.1016	75.1016	2,5.10-11	0,0005

* По данным Гриммингера и Ф Уотсона.

Вероятное число соударений метеоритов с ракетой в районе орбиты Земли **

Величина метеоритов	Вероятное число соударений метеоритов данной величины		Вероятное число соударений метеоритов данной величины и крупнее
	число соударений в час	время между двумя соударениями, час	число соударений в час	время между двумя соударениями, час
-3	1,84.10-10	5,44.109	1,86.10-10	5,36.109
0	2,95.10-9	3,38.108	4,78.10-9	2,09.108
5	2,95.10-7	3,38.106	4,90.10-7	2,04.106
8	4,66.10-6	2,14.105	7,75.10-6	1,29.105
10	2,95.10-5	33 800	4,90.10-5	20 400
12	1,84.10-4	5440	3,10.10-4	3230
14	1,18.10-3	846	1,96.10-3	511
16	7,22.10-3	138	1,23.10-2	81
18	4,66.10-2	21,4	7,75.10-2	13
20	2,95.10-1	3,4	4,90.10-1	2
22	1,8	0,5	3,1	0,3
24	11,8	8,46.10-1	19,6	5,11.10-2
26	72,2	1,38.10-2	123,0	8,10.10-3
28	466	2,14.10-3	775	1,29.10-3
30	2950	3,39.10-4	4900	2,04.10-4

**По Гриммингеру. Площадь силуэта ракеты принята равной 93 м³.

Некоторые характеристики планет Солнечной системы

Название планет	Масса *	Сила тяжести на поверхности**	Вторая космическая скорость, км/сек	Скорость движения по орбите, км/сек
Меркурий	0,04	0,27	4,3	47,7
Венера	0,81	0,85	10,3	35.1
Земля	1,00	1,00	11,2	29,7
Марс	0,11	0,38	5,04	24,1
Юпитер	317,0	2,64	59,5	13,0
Сатурн	95,0	1,17	35,4	9,6
Уран	14,7	0,92	21,6	6,8
Нептун	17,2	1,12	22,8	5,4
Луна	0,012	0,16	2,37	1,03

* За единицу принята масса Земли.
** За единицу принята сила тяжести на поверхности Земли.

Распределение метеоритов в зодиакальном свете

Явление зодиакального света представляет большой интерес с точки зрения распределения метеоритов. Как известно, оно связано с отражением солнечного света от линзообразного скопления метеорного вещества, центром которого является Солнце. Это скопление занимает огромное пространство, в которое входит и орбита Земли. Отраженный свет очень мало поляризован, следовательно, он уже не может отражаться мельчайшими частицами или молекулами газа. Яркость наблюдаемого зодиакального света может быть объяснена, если мы примем, что метеориты диаметром в 1 мм удалены друг от друга в зодиакальном поясе на 8 км, а более крупные, скажем диаметром 3 м, удалены на 1600 км и что все метеориты этого пояса темно-серого цвета. Если же предположить, что метеориты зодиакального пояса более светлые, тогда придется считать, что их здесь значительно меньше и расположены они на гораздо большем расстоянии друг от друга.

Определить значение альбедо¹этих метеоритов пока еще практически невозможно.

¹Альбедо — отношение количества отраженной телом лучистой энергии к количеству энергии, падающей на тело; характеризует отражательную способность поверхности тела. — Прим. ред.

В 1939 году Робертсоном было доказано, что метеориты зодиакального пояса должны быть относительно крупными и находиться друг от друга на больших расстояниях. Робертсон установил, что тело, вращающееся вокруг Солнца, получающее от него тепло и отражающее это тепло в космические пространство, должно постепенно приближаться к Солнцу по спирали и в конечном счете быть поглощенным Солнцем. Время, необходимое для этого постепенного сближения с Солнцем, довольно велико и выражается в миллионах лет формулой
T=7rbR² где г — радиус тела в см;
b — его плотность в г/см³ ;
и R—первоначальное удаление от Солнца в астрономических единицах (1 а.е. = расстоянию от Земли до Солнца).

Из формулы видно, что тело будет приближаться к Солнцу тем дольше, чем оно крупнее, плотнее и дальше находится от Солнца. Для тела, имеющего размеры и вес Земли, период приближения исчисляется практически вечностью, а для каменного шарика диаметром 10 мм, начинающего движение на орбите Земли, этот период составит 20 млн.лет.

Характеристика транспортных космических ракет, предложенных фон Брауном

Наименование характеристик	Вариант ракеты
	первый	второй
Характеристики первой ступени
Тяга двигателя	12 800 т	2560 т
Стартовый вес	6400 т	1280 т
Сухой вес	700 т	140 т
Общий вес трехступенчатой ракеты к концу работы двигателя первой ступени	1600 т	320 т
Вес топлива	4800 т	960 т
Секундный расход топлива	55,81 т/сек	11,15 т/сек
Эффективная скорость истечения	2250 м/сек
Продолжительность работы двигателя	84 сек
Высота отсечки двигателя	40 км
Скорость ракеты к концу работы двигателя	2350 м/сек
Горизонтальная дальность к концу работы двигателя	50 км
Угол наклона траектории к концу	20°, 5
Дальность падения первой ступени	304 км	-
Длина первой ступени	29 м	22,2 м
Характеристики второй ступени
Тяга двигателя	1600 г	320 т
Стартовый вес	900 т	180 т
Сухой вес	70 т	14 т
Общий вес двух ступеней к концу работы двигателя второй ступени	200 т	40 т
Вес топлива	700 т	140 т
Секундный расход топлива	5,6 т/сек	1,12 т/сек
Эффективная скорость истечения	2800 м/сек
Продолжительность работы двигателя	124 сек
Высота к концу работы двигателя	64 км
Скорость ракеты к концу работы двигателя	6420 м/сек
Горизонтальная дальность к концу работы двигателя	534 км
Угол наклона траектории к концу работы двигателя	2, 5°
Дальность падения второй ступени	1459 км	-
Длина второй ступени	14 м	16,9 м
Диаметр второй ступени	20 м	7,8 м
Характеристики третьей ступени
Тяга двигателя	200 т	40 т
Стартовый вес	130 т	26 т
Сухой вес без полезной нагрузки	22 т	2,1 т
Сухой вес с полезной нагрузкой и резервом топлива	78,5 т	15,7 т
Вес топлива для подъема	51,5 т	10,3 т
Секундный расход топлива	702 кг/сек	141 кг/сек
Эффективная скорость истечения	2800 м/сек
Время работы двигателя	73 сек
Высота конца активного участка траектории	102 км
Скорость в конце активного участка траектории	8260 м/сек
Горизонтальная дальность конца активного участка траектории	1054 км
Угол наклона траектории в конце активного участка	0°
Длина третьей ступени	15 м	2,9 м (без головной части, с грузом)

Эти характеристики обеспечивают выход третьей ступени на орбиту космической станции, удаленной от Земли на 1730 км и имеющей период обращения 2 часа. Для того чтобы космический корабль приравнял свою скорость к орбитальной скорости космической станции, составляющей 7,07 км/сек, необходимо увеличить его скорость еще на 460 м/сек.

Необходимые характеристики для осуществления маневра ракеты на орбите

Наименование характеристик	Вариант ракеты
	первый	второй
Тяга двигателя	200 т	40 т
Продолжительность работы двигателя	17сек
Вес третьей ступени к моменту выхода на орбиту космической станции	78, 5 т	15,7 т
Вес третьей ступени после достижения орбитальной скорости космической станции	66,6т	13,3 т
Грузоподъемность космического корабля (третьей ступени)	25 т	10 т

Необходимые характеристики для возвращения ракеты на Землю

Наименование характеристик	Вариант ракеты
	первый	второй
Начальный вес	32,2 т	11,2 т
Посадочный вес	27 т	9,4 т
Тяга двигателя	100 т	1,0 т
Общий расход топлива	5,2 т	1,8 т
Время работы двигателя	14,8 сек	515 сек
Секундный расход топлива	351 кг/сек	3,5 кг/сек
Площадь крыльев	368 кв. м	129 кв. м
Размах крыльев	52 м	25,4 м
Посадочная скорость	105 км/час
Длина ракеты	15 м	13 м

Понижение скорости, необходимое для схода с орбиты космической станции и выхода на эллиптическую орбиту для входа в атмосферу, должно составлять 480 м/сек.

Варианты межпланетных полетов по Гоманну *

Варианты полетов	Продолжительность полета в сутках	Начальная масса, m для скоростей истечения (м/сек)
		3000	4000	5000	10000
Земля- Луна	4	1420	360	153	31
Луна—Земля	3	15	12	10	8
Луна-Венера	146	123	68	46,5	24
Луна—Марс	258	780	278	142	44
Венера -Земля	146	2510	690	276	64
Марс-Земля	258	382	182	110	41
Луна—Венера (с облетом)—Земля	762	1060	423	244	92
Луна — Марс (с облетом)—Земля	971	1720	630	352	116
Луна — орбита Марса — орбита Венеры — Земля	546	1220	446	245	80
Луна—Венера—Земля**	762	1870	601	299	101
Луна—Марс—Земля**	971	2432	790	410	125

* Доктор Гоманн принял условно, что ракеты стартуют с Луны и что там есть запас топлива. Конечный вес космического корабля во всех случаях равен 6т.
** На планету (Венеру или Марс) с корабля опускается посадочная ракета с конечным весом 1 т и одним пассажиром, а сам корабль становится на время спутником данной планеты.

Тактико-технические данные истребителя-перехватчика Ме-163В
Габариты

Размах крыльев, см	930
Длина, см	570
Высота, см	250
Площадь крыльев, м2	19,6
Нагрузка на крыло при взлёте, кг/м2	209
Нагрузка на крыло при посадке, кг/м2	107

Весовые характеристики, кг

Фюзеляж	278
Отделяемое шасси	80
Крылья	394
Хвостовое оперение	22
Посадочная "лыжа" и хвостовое колесо	80
Органы управления	58
Двигатель HWK R-II-211	166
Топливные баки и система подачи	203
Электрическая и гидравлическая системы	146
Радиоаппаратура	59
Броневая защита	166
Вооружение (2 пушки)	125
Общий сухой вес	1777
Боекомплект	55
Ракетное топливо („Т-штоф )	1550
Ракетное топливо („Ц-штоф )	468
Общий стартовый вес	3850

Скорости, км/час

Максимальная	900
Посадочная	160

Время подъема

км	мин
2	1,48
4	2,02
6	2,27
8	2,84
10	3,19
12	3,45

Примечание. Немецкий истребитель-перехватчик Ме-163С является усовершенствованным вариантом перехватчика Me-163В; имеет большие размеры: размах крыльев — 9,8 м, длина — 7 м, стартовый вес—5,1 т, максимальная скорость—945 км/час, потолок 16 км, вооружение—две 30-мм автоматические пушки МК-108 с боекомплектом по 60 выстрелов на пушку.

Тактико-технические данные пилотируемого снаряда «Наттер»

Стартовый вес с ускорителями, кг ........... 2200
Стартовый вес без ускорителей, кг ........... 1700
Вес топлива, кг ..................... 650
Размах крыльев, см ...................360
Диаметр хвостового оперения, см ............ 250
Площадь крыльев, м² ................... 3,6
Площадь хвостового оперения, м²............ 2,5
Максимальная расчетная скорость на уровне моря, км/час 800
Радиус действия (высота 12 км), км ........... 40
Вес вооружения (24 73- мм ракеты, весом по 2,6 кг), кг .. . 62,4
Разрывной заряд ракеты, кг ............... 0,4

Характеристика стандартного американского реактивного ускорителя старта на твердом топливе 14-AS-1000D-4(D5)
Длина, мм ....................... 89,9
Диаметр, мм ...................... 26,1
Площадь сечения, м².................. 0,05
Стартовый вес, кг ................... 91
Сухой вес, кг.................54
Вес топлива (ALT-161), кг ............ 37
Эффективная скорость истечения, м/сек ...... 1717
Мощность в течение первых 14 секунд, л. с. . . . ... 350
Температура хранения ............от-18 до +54 °С

Примечание. Воспламеняется электрозапалом, срабатывающим от электрического импульса напряжением 12 в при силе тока 25 амп продолжительностью 0,11 секунды или от импульса напряжением 24 в при силе тока 50 амп продолжительностью 0,032 секунды Номинальную тягу развивает через 0,2—0,4 секунды после воспламенения. Ускоритель отделяемый, может использоваться повторно.

Ракеты и реактивные снаряды США по состоянию на 1956 год

Общая справка. Ракеты «Капрал», «Дарт», «Найк» и «Редстоун» состоят на вооружении армии; ракета «Лакросс» — на вооружении армии и корпуса морской пехоты; ракеты «Бомарк», «Фолкон», «Матадор», «Раскл», «Снарк» и «Тэйлос» — на вооружении ВВС; ракеты «Петрел», «Регулус», «Сайдуиндер», «Спэрроу» и «Терриер» — на вооружении ВМС.

Жидкостные ракеты

«Редстоун»(«Юпитер-А»). Баллистическая ракета дальнего действия класса «земля—земля». Общая длина 21,18 м, диаметр корпуса 1,8 м, диаметр хвостового оперения 4,4 м. Топливо: жидкий кислород и этиловый спирт. Стартовый вес 18 т, тяга двигателя на уровне моря 29,5 т. Дальность действия 320 км. Головная часть отделяется от корпуса на нисходящей ветви траектории.

«Капрал». Баллистическая ракета средней дальности действия класса «земля—земля». Общая длина 13,7 м, диаметр корпуса 76,2 см, диаметр хвостового оперения 2,1 м. Топливо: моноэтиланилин (C₆H₅NH₂) и красная дымящая азотная кислота. Стартовый вес 5,4 т. Управление с помощью газовых рулей. Максимальная дальность действия 80 км.

«Найк-Аякс».Зенитный управляемый реактивный снаряд. Длина 6 м, общая длина с ускорителем на твердом топливе 10,7 м, диаметр корпуса 30 см, диаметр хвостового оперения 1,4 м. Топливо: бензин и красная дымящая азотная кислота. Вес ракеты без ускорителя 680 кг. Наведение по лучу радиолокатора. Практическая дальность по траектории 29—37 км, полетное время 8—110 сек. Имеется улучшенный вариант — более крупная ракета «Найк-Геркулес» с дельтавидным крылом.

«Раскл». Ракета класса «воздух—земля» фирмы «Белл Эркрафт». Общая длина 10,6 м, вес 5,8 т. Разработана на базе исследовательского самолета Х-1. Жидкостный ракетный двигатель с кислородом в качестве окислителя. Ракета запускается с самолета на расстоянии до 160 км от цели и сначала поднимается на высоту 30 000 м, а затем пикирует на цель.

Ракеты на твердом топливе

«Дарт».Дозвуковая ракета ближнего действия для борьбы с наземными целями (танками). Длина 1,8 м, размах крестообразных крыльев 1,6 м, диаметр корпуса 25 см. Управление осуществляется по проводам. Дальность действия до 4,8 км.

«Фолкон». Одноступенчатая ракета класса «воздух— воздух». Длина 1,95 м, диаметр хвостового оперения 75 см, диаметр корпуса 15 см, вес 54 кг. Практическая дальность действия до 6,5 км. Снаряд запускается в направлении самолета противника, а затем самостоятельно наводится в цель.

«Лакросс». Одноступенчатая тактическая ракета класса «земля — земля» с крестообразными крыльями. Длина 2,7 м, размах крыльев 114 см, стартовый вес 225 кг. Практическая дальность действия 13—16 км.

«Сандуиндер». Одноступенчатая ракета класса «воздух—воздух». Длина 2,75 м, диаметр корпуса 12,7 см, вес 68 кг. Имеет головку самонаведения, использующую инфракрасные лучи.

«Спэрроу». Одноступенчатая ракета класса «воздух— воздух». Длина 2,5 м, максимальный диаметр 53 см, диаметр корпуса 15 см, вес 134 кг. Практическая дальность действия 8—11 км. Наведение по лучу радиолокатора.

«Терриер». Корабельная зенитная ракета. Длина 3,9 м, общая длина с ускорителем 8,1 м, диаметр корпуса 28 см, максимальный диаметр 96 см, стартовый вес (с ускорителем) 1500 кг. Наведение по лучу радиолокатора. Максимальная дальность полета по траектории 32 км.

Снаряды с воздушно-реактивными двигателями

«Бомарк».Зенитный крылатый снаряд с двумя 71-см прямоточными воздушно-реактивными двигателями МА-20С «Марквардт», каждый с тягой 4500 кг. Скорость М = 2,5. Длина без ускорителя 11,9 м, размах крыльев 5,8 м, вес 2260 кг. Дальность действия 400 км.

«Матадор»(ТМ61-В). Крылатый снаряд средней дальности действия с турбореактивным двигателем J-33, развивающим тягу 2000 кг. Длина 14 м, размах крыльев 8,7 м, диаметр корпуса 1,37 м. Стартовый ускоритель на твердом юпливе, стартовый вес 6,2 т. Практическая дальность полета 960 км.

«Петрел». Летающая морская торпеда, запускаемая с самолета. Турбореактивный двигатель J-44 с тягой 450 кг. Общая длина 7,3 м, диаметр корпуса 0,6 м, размах крыльев 3,9 м, диаметр хвостового оперения 2,4 м, вес 1700 кг, практическая дальность полета свыше 8 км.

«Регулус». Крылатый снаряд средней дальности действия с турбореактивным двигателем J-33. Тяга 2000 кг, длина 9,85 м, размах крыльев 6,4 м, диаметр корпуса 1,37 м, вес 6,5 т, практическая дальность полета 400 км.

«Снарк».Крылатый снаряд дальнего действия с турбореактивным двигателем J-57, развивающим тягу 5 т, с двумя стартовыми ускорителями на твердом топливе (тяга 15 т). Общая длина 22,5 м, размах крыльев 12,8 м, высота 4,5 м, диаметр корпуса 1,7 м, вес 15,8—17,2 г, дальность полета свыше 6400 км.

«Теплос».Зенитный снаряд с 45-см прямоточным воздушно-реактивным двигателем и ускорителем старта на твердом топливе. Длина 3 м, общая длина с ускорителем 4,6 м, диаметр корпуса 45 см (18 дюймов), диаметр хвостового оперения 1,2 м, стартовый вес 1130 кг. Наводится но лучу радиолокатора. Максимальная дальность полета по траектории 67—72 км.

Экспериментальные ракеты

Х-17. Экспериментальная трехступенчатая ракета фирмы «Локхид» для изучения проблемы возвращения ракет и снарядов в атмосферу. Общая длина 14,6 м, стартовый вес 6 т. Первая ступень — ракета «Сержант» фирмы «Тиокол», вторая ступень — связка из трех ракет «Рекрут», третья—одна ракета «Рекрут». Около головной части первой ступени помещаются два турбореактивных ускорителя фирмы «Аэроджет», которые запускаются при старте и сбрасываются после окончания работы. Пуск ракеты Х-17 производится под углом около 80°, первая ступень разгоняет ракету по дугообразной траектории. На ее нисходящей ветви работают двигатели второй и третьей ступеней, благодаря чему последняя ступень с приборами входит в более плотные слои атмосферы головной частью вперед с максимально возможной скоростью. К концу февраля 1957 года на базе ВВС Патрик было запущено 20 ракет Х-17, из них 17 успешно вошли в атмосферу на расстоянии 320 км от стартовой позиции. Одна ракета взлетела пьд неправильным углом, и все три ее ступени израсходовали свое топливо при движении вверх; третья ступень вернулась в атмосферу на расстоянии 1100 км от точки старта. Она, должно быть, достигла такой же высоты, однако точная цифра неизвестна, так как приборы не были рассчитаны на такую дальность слежения.

«Ирис».Экспериментальная ракета на твердом топливе, разрабатываемая по заказу ВМС США фирмой «Атлантик рисерч корпорейшн». Ракета должна поднимать полезную нагрузку весом 45 кг на высоту 320 км. Длина ракеты без головной части 3,4 м, диаметр корпуса 30 см, длина головного (приборного) отсека 1,5 м. Ракета «Ирис» должна заменить корабельную ракету «Аэроби-Хи». Предшественницей ракеты «Ирис» была ракета «Аркон», тоже на твердом топливе, имевшая общую длину 3,35 м, диаметр 15 см, стартовый вес 110 кг и полезную нагрузку весом 18 кг.

Образцы, находящиеся в процессе разработки

«Поларис». Баллистическая ракета ВМС средней дальности действия (свыше 1300 км} с ядерной боевой головкой. Длина 13,7 м, диаметр 2,4 м. Запускается с подводной лодки в подводном положении. Имеет две ступени с двигателями на твердом топливе.

«Динг-Донг». Зенитная жидкостная ракета ВВС с ядерной боевой головкой. Двигатель фирмы «Рокитдайн», система управления фирмы «Хьюз», корпус фирмы «Дуглас Эркрафт».

«Атлас».Межконтинентальная баллистическая ракета с ядерной боевой головкой. Согласно первому проекту ракета должна была быть трехступенчатой и иметь длину 60 м и стартовый вес 200 т. Первая и вторая ступени на жидком, третья ступень — на твердом топливе. Вследствие значительного снижения веса боевой головки в последнее время создан совершенно новый проект. Максимальная дальность полета ракеты 8000 км.

«Тор».Баллистическая ракета ВВС средней дальности действия (1600—2400 км) с ядерной боевой головкой. Имеет одну ступень с жидкостным двигателем фирмы «Рокитдайн». Корпус создан фирмой «Дуглас Эркрафт», система управления — фирмами «Электроник дивижн» и «Белл Телефон».

«Титан». Межконтинентальная баллистическая ракета, в которой использованы многие детали ракеты «Атлас». Имеет две ступени с жидкостными двигателями фирм «Аэроджет дженерал» и «Риэкшн моторс». Корпус создан фирмой «Мартин Эркрафт», система управления — фирмой «Дженерал электрик».

Ракеты Великобритании

О разработках ракет и реактивных снарядов в Великобритании почти нет опубликованных данных. Однако нужно признать, что сделано не многое. Официально сообщается, что все разработки рассчитаны на много лет, а сведения об экспериментальных образцах не имеют большого значения.

«Файрфлэш». Ракета класса «воздух—воздух», наводящаяся по лучу радиолокатора. Передняя часть ракеты длиной 2,25 м с крестообразными крыльями является «второй ступенью» без двигателя, но с наведением по лучу (агличане называют эту часть ракеты «дротиком»); она разгоняется двумя ускорителями на твердом топливе, которые после выгорания топлива отделяются, а «дротик» продолжает движение по инерции.

«Скайларк». Высотная исследовательская ракета длиной 7,6 м, диаметром 44 см с двигателем «Рэйвен» на твердом топливе фирмы «Бристоль эркрафт», развивающем тягу на уровне моря порядка 5,2 т в продолжение 30 секунд. Приборный отсек приблизительно таких же размеров и веса, как у ракеты «Аэроби». Высота подъема ракеты «Скайларк» 190 км.

далее

к началу назад