РЕФЕРАТИВНЫЙ
БЮЛЛЕТЕНЬ
ВЫПУСК 2
УПРАВЛЕНИЕ НАУЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ
ИЗДАТЕЛЬСТВО ИНОСТРАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
МОСКВА 1949
Общая и научно-техническая редакция
Проф. А. А. КОСМОДЕМЬЯНСКОГО
Составители рефератов:
Н. Н. ДЕЛОНЕ и И. К. ЭЛЬДАРОВА
Бюллетень подготовил к печати
М. Л. ИНГОР
В 1947 г. военно-морской флот США дал заказ фирме Глен-Мартин на постройку 10 ракет „Викинг" стоимостью 1850 тыс долл. Срок выполнения заказа составлял 3 года. Эта ракета ранее в литературе была известна под названием „Нептун".
Как сообщают, первое из десяти испытаний ракеты „Викинг" было проведено весной 1949 г. на полигоне Уайт-Сэндс и прошло успешно (фиг. 1).
Фиг. 1
Ракета поднялась на высоту 12,5 км за 163 сек. и упала на землю, пробыв в воздухе 210 сек; была достигнута скорость 3600 км/час.
Фиг. 2
Первый запуск был предназначен для испытания двигателя и системы управления и не ставил целью достижение рекорда скорости или высоты. Предполагается, что максимальная высота подъема ракеты при полезной нагрузке в 45 кг будет равна примерно 380 км.
Обслуживание ракеты перед запуском обеспечивалось многоэтажной подвижной рамой с разводными мостками наподобие платформ, расположенными на различной высоте (фиг. 2).
В качестве топлива использовались жидкий кислород и спирт.
Во время полета управление углами рыскания, тангажа и крена осуществлялось автоматически.
 Фиг. 3. Схема ракеты ,,Нептун". 1 — триммеры, 2 — стабилизаторы, 3 — ракетный двигатель, 4 — топливные насосы, 5 — отверстие для выпуска струи пара, 6—алюминиевый корпус, 7—кислородный бак, 8 — гироскопы и приборы управления; 9 — исследовательские приборы, 10 - бак с гелием, 11—линия подачи кислорода, проходящая через спиртовой бак, 12 — спиртовой бак. |
Ниже приводятся основные расчетные данные ракеты „Нептун":
Длина ..........13,8 м
Диаметр .........81 см
Размах стабилизаторов . . 2,5 м
Общий вес без топлива и
полезного груза . . .900 кг
Топливо (спирт, жидкий
кислород, перекись
водорода, гелий) ....3350 кг
Полезный груз (приборы)...45-900
Полный вес .......4295—5150 кг
ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ (С грузом 45 кг)
Высота подъема .... 380 км
Максимальная скорость ...2500 м/сек
Продолжительность подъема
на предельную высоту .........335 сек
Максимальное ускорение ...10,87 g
Максимальная сила тяги ...10 400 кг
Удельный импульс ....242 кг.сек/кг
Продолжительность действия силы тяги ....75 сек
Двигатель ракеты изготовлен фирмой „Риэкшен моторс" и развивает силу тяги в 9060 кг в течение 75 сек. Длина двигателя 112 см, наружный диаметр у выхода не более 49,5 см.
Подача топлива осуществляется турбонасосом, приводимым в действие парами, образующимися при разложении перекиси водорода. Подача всех жидкостей обеспечивается специальным устройством, использующим гелий под давлением 247 кг/см2
Запуск производится электрическим запалом. Работа двигателя прекращается автоматическим действием выключателя турбины, аварийного реле и регулятора времени подачи.
Корпус ракеты — цилиндрический с конической носовой частью. Угол раствора конуса 25°.
Ракета имеет четыре хвостовых стабилизатора, причем площадь каждого составляет 0,28 м2, относительный размах равен 1, угол среза 60° и наклон оконечности 3°. Для каждого стабилизатора предусмотрены аэродинамические триммеры.
Стабилизация ракеты и управление практически ограничиваются вертикальным полетом. При помощи системы гироскопов непрерывно измеряются углы отклонения продольной оси от вертикали и механизму корректирования передается электрический импульс, пропорциональный величине отклонения.
В носовой части корпуса ракеты длиной в 195 см размещены измерительные приборы. Корпус ракеты изготовлен из алюминия. Часть корпуса от 195 до 310 см содержит в себе приборы управления: гироскопы, батареи, аварийный приемник для перекрывания подачи горючего, контрольные приборы и сферический бак для гелия. Часть корпуса (от 310 до 1100см) занята топливными баками, первый из которых—бак для жидкого кислорода. Спиртовой бак, расположенный непосредственно за кислородным, является частью корпуса, и его стенки одновременно служат оболочкой ракеты. Все пространство за первыми 1100 см заполнено турбиной, баком с перекисью водорода, ракетным двигателем и гидравлическим и клапанным оборудованием.
МЕЖДУ ЕЕ ОТДЕЛЬНЫМИ ЧАСТЯМИ
| Части, ракеты вес (кг) Группа корпуса ........ 250 Носовая часть корпуса и приборный отсек ...... 27 Отсек приборов управления....15 Отсек горючего ...... 116 Кислородный отсек .... 47 Хвостовая часть ...... 45 Двигатель (РМ I 20000 С) .... 113 Кислородный бак ..... 43 Бак для перекиси водорода...22,5 Бак для гелия ....... 70 Насос . .......... 63,5 Система регулирования Трубопроводы, клапаны и т. д. .......... 64 Системы управления .... 109 Электрическое оборудование |
| Характеристики | ,,Нептун" | ,,Фау-2" | ||||
| Полезный груз, кг .... | 45 | 225 | 450 | 900 | 998,8 | |
| Максим. высота подъема, м | 380 000 | 302 300 | 223 500 | 136 000 | 183 000 | |
| Высота в момент окончания горения, м | 57 640 | 52 460 | 45 750 | 35 980 | 30 500 | |
| Продолжительность горения, сек | 75 | 75 | 75 | 75 | 67 | |
| Максим, ускорение, g | 10,87 | 8,8 | 7,8 | 5,6 | 6 | |
| Максим, скорость, м/сек | 2500 | 2214 | 1828 | 1375 | 1562 | |
| Общий вес, кг | 4 295 | 4 500 | 4 780 | 5 150 | 12 850 | |
| Вес топлива, кг | 3 350 | 3 350 | 3 350 | 3 350 | 8 920 | |
| Сила тяги | 9 000 | 9 000 | 9 000 | 9 000 | 23 700 | |
„Aviation News", май 1947 г.
„Popular Science", июль 1949 г.
„Science News Letter", июль 1949 г.
„Electrical Engineering", июль 1949 г.
В настоящее время военно-воздушные силы США проводят испытания ракеты „Конвейр-774", разработанной и построенной фирмой „Консолидейтид Валти".
Ракета имеет длину 9,7 м, диаметр 76 см и приводится в движение жидкостным реактивным двигателем.
Ракета „Конвейр-774" (фиг. 4)— первая ракета ВВС США, приближающаяся по размерам к немецкой ракете „Фау-2". Летом 1948г. она была с успехом запущена на полигоне Уайт-Сэндс. Ракета „Конвейр-774" является опытной и будет применяться для обучения персонала и для испытания пусковых устройств, систем управления, топлив и двигателей.
Ракета также может быть использована для исследований верхних слоев атмосферы, так как она способна подниматься на высоту около 160 км.
Ракета „Конвейр-774" имеет большое сходство с германской ракетой „Фау-2," но в ее конструкцию внесено много усовершенствований. В частности, управление стабилизаторами ракеты "Конвейр-774" обеспечивает лучшие характеристики при запуске, чем у „Фау-2".
На разработку ракеты было затрачено два года.
,,Military Engineer", май, июнь 1949 г.
4. Ракета „Конвейр-774" перед запуском.
Фиг. 5. Ракета „Нэйтив"
Высотная ракета „Нэйтив", управляемая с Земли, разработана для американских военно-воздушных сил фирмой „Норт-Америкен" (фиг. 5).
Она предназначена для аэродинамических исследований при сверхзвуковых скоростях и для разработки систем управления.
Ракета имеет длину около 4 м, диаметр 46 см и приводится в движение жидкостным реактивным двигателем. Носовой части ракеты придана заостренная иглообразная форма. Поверхности управления прикреплены к четырём крестообразно расположенным стабилизаторам.
Первый запуск ракеты „Нэйтив" был осуществлен летом 1948 г. в Аламогордо (Нью-Мексико).
Ракета запускается при помощи высокой металлической башни (фиг. 6), в которой она двигается по направляющим в течение первых секунд после запуска. Ракета достигла высоты более 16 км.
„Science News Letter", июнь. 1949 г.
Фиг. 6. Запуск ракеты „Нэйтив"
Экспериментальный реактивный снаряд „Тиамат", разработанный НАКА1 и предназначенный для научных исследований в области аэродинамики и конструкции управляемых снарядов, построен в 1946 г.
Фиг. 9. Снаряд „Тиамат".
| Длина снаряда | 4,27 м |
| Вес | около 270 кг |
| Скорость | 990 км/час |
| Тяга | 90 кг в течение 45 сек |
1 Национальный совещательный комитет по авиации.
В лабораториях НАКА было разработано несколько типов снарядов: RM-2 и RM-4—для исследования сопротивления профилей при сверхзвуковых скоростях; RM-1, RM-3 и RM-5 — для исследования устойчивости и управляемости. С помощью наряда „Тиамат" предполагалось исследовать количество, тип и расположение поверхностей управления, диапазон смещений цетра тяжести, характеристики устойчивости и управляемости, типы применяемых двигателей, конструкцию зарядного отделения, приборы управления и самонаведения.
Первые испытания прошли удачно.
Запуск снаряда производился с помощью стартовой ракеты, создающей тягу 3240 кг в течение 3,5 сек. и сбрасываемой после окончания работы двигателя. Показания приборов передаются на землю с помощью телеизмерения.
„Aeroplane'', октябрь 1948г.
Фиг. 7. Снаряд „Вак-Капрал" перед загрузкой в пусковую башню.
Фиг. 8. Снаряд ,,Вак-Капрал".
Американской фирмой „Дуглас" разработан экспериментальный снаряд для исследований ионосферы. В 1945 г. было построено несколько таких снарядов, которые достигали высоты более 70 км. (фиг. 7).
Длина снаряда—4,9м, диаметр— 30,5см, общий вес—315,7 кг— слагается из следующих частей: вес горючего 169,7 кг, полезный груз 11,3 кг, корпус, двигатель и сжатый воздух 134,7 кг.
Снаряд имеет разъемный корпус и трехплоскостной стабилизатор. В двух передних отсеках установлена аппаратура для взятия пробы воздуха, для измерения ионизации атмосферы, для регистрации космических лучей, термограф, спектрограф и другие приборы. В хвостовой части ракеты помещен жидкостный реактивный двигатель (фиг. 8).
Снаряд запускается вертикально-со стенда высотой 30,5 м. Его полет контролируется по радио.
Для взлета и полета снаряда в первые секунды применяется мощная стартовая ракета с твердым топливом и малой продолжительностью горения.
Стартовая ракета в течение 0,6 сек. доводит снаряд до сверхзвуковой скорости и затем сбрасывается. После этого начинает работать основной двигатель.
Отсеки с аппаратурой по достижении предельной высоты отделяются от снаряда и спускаются на парашютах. Управление сбрасыванием отсеков производится по радио с Земли.
„American Journal of Physics", март-апрель 1947 г.
«Aeroplane", май 1948г.
Канадское ракетное общество приступает к разработке проекта ракеты для полета на Луну (фиг. 10).
По предварительным расчетам вес ракеты составит около 1000 т при длине 60 м и диаметре 15 м. Ракета будет иметь 20 двигателей, каждый из которых сможет развить тягу в 100 т, и корпус с двойными стенками для предохранения от нагревания и охлаждения. В целях увеличения маневренности кроме главного осевого сопла предполагается устройство боковых сопел. Для сохранения нормальных условий во время полета ракеты в области высокой температуры необходимо спроектировать охлаждающую установку.
Экипаж предполагают снабдить герметизированными костюмами с металлическими щитками для предохранения от вредного излучения в межпланетном пространстве.
В настоящее время разрабатывается лучшая комбинация компонентов топлива для ракеты. Запуск ракеты будет осуществлен с помощью железобетонного пускового устройства высотой 21 м, помещенного на вершине горы. После запуска ракета в течение первых 10 мин. набирает скорость до 13 км/сек. Вслед за этим должна прекратиться подача топлива и ракета будет продолжать полет с меньшей скоростью, пока не достигнет нейтральной точки на расстоянии 38400 км от Луны. Затем ракета повернется на 180°. Тогда основной двигатель сможет быть использован для замедления ракеты.
Запуск ракеты предполагается осуществить примерно в 1960 г.
Фиг. 10а
В США разработана новая конструкция пусковых устройств для запуска ракетных снарядов с истребителей. На реактивных самолетах-истребителях типа „Локхид-8" будет установлено восемь 127-мм ракет, по четыре под каждым крылом. Собственная скорость ракет при запуске с самолета составит более 400 м/сек. После запуска последней ракеты пусковые устройства будут убраны в крылья для уменьшения лобового сопротивления.
Американская фирма „Риан аэронаутикал" получила заказ на изготовление опытной партии скоростных беспилотных самолетов XQ-2. Самолеты XQ-2 вдвое меньше обычных истребителей. Они будут применяться ВВС и ВМФ США в качестве мишеней для зенитной и самолетной артиллерии, а также для разрешения вопросов перехвата.
В течение последнего года испытывались прямоточные двигатели фирмы „Маквард эркрафт", установленные на крыльях самолета „Локхид F-80" (фиг. 11).
Подвергавшиеся испытаниям прямоточные двигатели были двух размеров: длиной 2,1 м, диаметром 50 см и длиной 3,05 м, диаметром 76 см
Прямоточный двигатель может работать только при достаточно большой скорости движения относительно воздуха. Самолет „Локхид F-80" достигает необходимой скорости полета при помощи своего турбореактивного двигателя. После этого зажигаются прямоточные двигатели, а турбореактивный двигатель перестает работать.
Фиг.11
В обстановке большой секретности было произведено испытание большого жидкостного ракетного двигателя на заводе фирмы „Аэроджет инжиниринг" в Эцуза (Калифорния). Предполагается, что этот двигатель — один из самых больших когда-либо испытывавшихся двигателей. Перед испытанием с завода были удалены все рабочие и служащие, кроме персонала, участвовавшего в испытании, и охраны.
„Interavia", июнь 1949 г.
Начальник штаба военно-воздушных сил США сообщил о принятии нового плана подготовки персонала для запуска управляемых снарядов и ракет. На приобретение управляемых снарядов и вспомогательного оборудования, необходимых для осуществления этого плана, ассигновано 26,5 млн. долл.
По мнению ответственного секретаря НАКА Дж. Ф. Виктори, авиация все еще очень далека от практического осуществления военных сверхзвуковых самолетов.
Исследовательские работы НАКА и других учреждений уже привели к разрешению многих вопросов, но необходимо форсировать практическое освоение сверхзвуковых скоростей.
Разработка простых легких и мощных ракетных двигателей на жидком топливе сыграла в авиации революционизирующую роль. Получен принципиально новый метод создания тяги, эффективность которого не ограничена скоростью звука и не уменьшается при приближении к ней. Однако максимальная скорость горизонтального полета для самолетов, находящихся на вооружении, до сих пор не превышает 1100 км/час. Самолет Х-1, достигший сверхзвуковой скорости, предназначен исключительно для исследовательских целей и не может быть использован в качестве истребителя. Продолжительность работы его двигателя составляет всего 2—4 мин. Создание сверхзвуковых самолетов требует проведения исследований в совершенно новых областях, что связано с необходимостью использования нового, дорогостоящего оборудования.
В числе проблем, которые предстоит разрешить для освоения сверхзвуковых скоростей полета, стоит проблема нагревания поверхности летящего тела. При скорости 800 км/час температура воздуха в кабине самолета „Шутинг стар" на 10°С выше температуры окружающего воздуха. При полете со скоростью звука воздух в кабине нагрелся бы на 38°С выше окружающего. При скорости, в два раза превышающей скорость звука, температура воздуха в кабине самолета была бы выше окружающей на 205°С. Очевидно, при таких больших скоростях проблема охлаждения кабины представит значительные трудности.
При опытном запуске ракет дальнего действия крайне важно знать, какое положение занимает ракета в каждой точке траектории. Это играет роль в разработке методов придания ракете устойчивости при полете за пределами атмосферы. Начиная с октября 1947 г. при запусках ракет ,,Фау-2" на американском полигоне Уайт-Сэндс для записи положения ракеты в пространстве применяется гелиограф, разработанный фирмой „Джианини".
Первоначально гелиограф был установлен на ракете „Фау-2" для того, чтобы фиксировать положение ракеты в моменты взятия проб воздуха в высших слоях атмосферы.
Фиг. 12. 1—оптическая система;
2— Угол 150°; 3— батарея и камера.
Устройство гелиографа весьма просто. В стабилизаторе ракеты укреплена оптическая система. Картина, видимая через отверстие диаметром 1 мм в оболочке стабилизатора, снимается на кинопленку через каждые 1/4 сек. Для суждения о положении ракеты не требуется иметь на пленке никаких деталей земной поверхности; достаточно иметь изображение горизонта и Солнца. На ракете „Фау-2" устанавливают три гелиографа, по одному в каждом стабилизаторе (фиг. 12). Тогда при любом положении ракеты солнце и горизонт попадут в поле зрения хотя бы одного из трех гелиографов.
Гелиограф состоит из трех частей: батареи, камеры, заключенной в бронированный кожух, и оптической системы (фиг. 13). Оптическая система укрепляется в стабилизаторе так, чтобы две конические линзы приходились против небольших отверстий в оболочке стабилизатора. Плоская поверхность у вершины конической линзы обеспечивает видимость под углом 150°. На матовой шаровой поверхности в нижней части конической линзы получаются изображения Солнца и горизонта. Эти непрерывно изменяющиеся изображения через систему зеркал фотографируются киноаппаратом. На каждом кадре фиксируется также циферблат секундомера, входящего в оптическую систему. Камера и секундомер запускаются одновременно непосредственно перед пуском ракеты. Во время полета ракеты запись происходит непрерывно.
Фиг. 13.1—батарея; 2—камера; 3—оптическая система.
После падения ракеты на землю бронированная камера извлекается из обломков. Хорошее состояние пленки после падения камеры обеспечивается тем, что камера внутри броневой оболочки погружена в специальное амортизирующее силикатное вещество, разработанное фирмой „Дженерал электрик". В результате некоторые камеры и даже один из секундомеров были найдены в состоянии, пригодном для дальнейшего использования.
После проявления последовательные кадры пленки увеличивают и при помощи математических расчетов определяют положение ракеты в пространстве в соответствующие моменты.
Особенно интересны для специалистов сделанные гелиографами записи момента разрушения некоторых из ракет „Фау-2", когда они входили в более плотные слои атмосферы.
Записи гелиографа подтверждают мнение специалистов, которые предлагали значительно увеличить дальность полета ракеты „Фау-2", заставляя ее ударяться о верхнюю поверхность стратосферы и отскакивать от нее, подобно камню, рикошетирующему от поверхности воды.
Новое устройство для фотографирования объектов, движущихся со сверхзвуковой скоростью, разработано одной из лабораторий фирмы „Дженерал электрик". Вспышка света продолжительностью в две микросекунды оказывается достаточной для фотографирования движущегося объекта.
Фотоаппарат с открытым затвором помещается вместе с источником света в темном помещении в котором происходит фотографируемое явление. Снаряд, летящий со скоростью 2950 км/час, за две микросекунды, в течение которых происходит экспозиция, проходит расстояние, равное лишь 1,65 мм.