Антон Первушин - Астронавты Гитлера

Состоявшаяся 27 декабря 1944 года первая попытка запуска «А-4b» оказалась неудачной – отказал двигатель. Неудачной была и вторая попытка, и лишь третий запуск от 24 января 1945 года окончился частичным успехом. Ракета подчинялась управлению, развив скорость 1200 м/с, и поднималась по заданной траектории до высоты в 80 км. После выключения двигателя ракета, двигаясь по баллистической траектории, начала беспорядочно кувыркаться. Такое поведение «A-4b» не было неожиданным – после остановки двигателя газовые рули перестали работать, а разреженная атмосфера сделала управление полетом с помощью аэродинамических рулей невозможным. Очутившись в более плотных слоях атмосферы, ракета смогла восстановить правильный режим полета, однако повреждение крыла в самом начале планирующего полета не позволило достичь заданной дальности полета.

В целях повышения устойчивости полета ракеты в режиме планирования проект «А-4b» был передан Научно-исследовательскому авиационному институту для детального аэродинамического изучения и определения конфигурации крыла с наименьшим перемещением центра давления на всех скоростях полета. В начале 1945 года макет ракеты проходил испытания в аэродинамической трубе института, однако в связи с окончанием войны работы над проектом прекратились.

Параллельно с беспилотным вариантом разрабатывалась пилотируемая ракета «А-4b» с герметичной кабиной летчика в носовой части.

Один из вариантов пилотируемой ракеты «А-4b» предназначался для летных испытаний, на нем предполагалось установить убирающееся в полете самолетное шасси и дополнительный турбореактивный или прямоточный воздушно-реактивный двигатель в нижнем стабилизаторе.

Позднее этой модификации присвоили обозначение «А-6» и она рассматривалась в качестве проекта сверхзвукового пилотируемого фоторазведчика, рассчитанного на максимальную скорость 2900 км/ч. Это был ракетоплан длиной 15,75 м с герокабиной и стреловидным крылом размахом 6,33 м. В хвостовой части фюзеляжа располагалась комбинированная силовая установка, состоящая из жидкостного ракетного двигателя тягой около 12 т и прямоточного воздушно-реактивного двигателя. В качестве окислителя для этого двигателя предполагался жидкий кислород, в качестве топлива – метанол.

Взлет «А-6» совершал вертикально, как ракета; после отключения ракетного двигателя в работу вступал воздушно-реактивный двигатель, и машина осуществляла горизонтальный полет в течение 15 – 20 минут. Приземление осуществлялось на взлетно-посадочную полосу при помощи выпускаемого колесного шасси. Для уменьшения посадочной дистанции предусматривался тормозной парашют в хвостовой части фюзеляжа.

Под обозначением «А-7» прорабатывался вариант этого же ракетоплана, но с дельтавидным крылом.

Радиус действия самолета составлял около 800 км, высота полета – до 95 км. Этот проект Вернер фон Браун предлагал высшему командованию люфтваффе в качестве сверхзвукового перехватчика, однако его предложение было отвергнуто.

Концепция пилотируемого ракетоплана «А-6» была после войны реализована в американском проекте «Х-15» («Икс-15»).

Принципиальным недостатоком баллистической ракеты типа «V-2» является то, что она выполнена в виде моноблока, движущегося как единое целое в течение всего полета. В то же время полет ракеты состоиял из двух совершенно разных этапов – активного, когда работает двигатель, и пассивного, когда ракета двигается по баллистической траектории. На активном этапе нужны крупногабаритные баки с горючим, но это делает ракету достаточно громоздкой. Чем выше скорость, а она повышается с увеличением расчетной дальности полета, тем больше увеличивается нагрузка при входе в плотные слои атмосферы на нисходящей ветви траектории. Корпус «V-2» зачастую не выдерживал эти нагрузки, что приводило к многочисленным авариям при испытаниях и потерям боевых ракет. Так что, в принципе одноступенчатую ракету «V-2» невозможно было модернизировать для увеличения дальности полета свыше 1000 км.

По этой причине, когда встал вопрос о создании ракеты, способной достичь территории США, конструкторы Пенемюнде решили сделать ракету двухступенчатой. Согласно их проекту в качестве первой ступени, представлявшей собой стартовый ускоритель, должна была использоваться ракета «А-10», а вторая ступень состояла из снабженной крыльями ракеты «А-9».

Первая ступень обеспечивала вертикальный запуск и скорость ракеты примерно 1180 м/с (4250 км/ч). После выгорания топлива в первой ступени, которое, согласно расчетам, должно было произойти на высоте 24 км, эта ступень автоматически отделялась и опускалась на парашюте. В момент отделения первой ступени включался двигатель второй ступени, который должен был разогнать ракету до 2780 м/с (10 000 км/ч) и поднять ее на высоту около 350 км. Оказавшись в космосе, ракета двигалась бы по баллистической траектории, а при входе ее в более плотные слои атмосферы вступали в действие аэродинамические рули, и ракета из пикирующего полета переходила бы в планирование, опираясь при этом на свои стреловидные крылья. Весь перелет из Европы в Америку должен был занять не более 35 – 37 минут.

Главное преимущество двухступенчатой конструкции ракеты заключается в том, что отделившаяся после выполнения своей задачи первая ступень (с ее ставшими ненужными топливными баками, двигателем и оболочкой корпуса) не участвует в полете больше, чем это необходимо и не является балластом для второй ступени.

Первая ступень «А-10» была внушительным сооружением: весом 69 т и длиной 20 м. С помощью турбонасосов 52 т топлива (этиловый спирт и жидкий кислород) подавались в двигатель конструкции Тиля-Вальтера, развивающий колоссальную тягу в 200 т. Симметрично вокруг выходного отверстия сопла двигателя располагались четыре графитовых газовых руля, обеспечивающие стабилизацию полета. Управление ими осуществлялось с помощью гироскопов. В верхней части первой ступени имелся узел для стыковки со второй ступенью, а в нижней ее части были смонтированы четыре стабилизатора размахом 9,8 м, которые служили опорой ракеты на старте.

Для обеспечения многоразового использования ступени «А-10» предполагалось использовать специальную систему ее спасения, состоящую из аэродинамических тормозов и парашюта так называемой самораскрывающейся конструкции площадью 25 м 2 . Конструкция парашюта позволяла открыть его еще в разряженных слоях атмосферы для того, чтобы он работал в качестве плавного тормоза на протяжении многих километров падения первой ступени.

Ракета «А-9» являлась вариантом ракеты «А-4b», но на новом топливе «SV-Stoff» (окись азота и «визол»). При общем весе 16,2 т она имела длину 14 м и диаметр – 1,62 м. Ее двигатель развивал тягу 25 400 кг, а вес топлива составлял 11,9 т. Среднюю и нижнюю части ракеты занимали баки с топливом и двигатель, а верхняя часть предназначалась для полезного груза. Максимальная расчетная дальность достигала 4800 км.