Журнал Наука и Техника (НиТ) - «Наука и Техника» [журнал для перспективной молодежи], 2007 № 03 (10)

Первая Р-1 взлетела с полигона Капустин Яр 10 октября 1948-го, достигнув дальности 278 км. В 1948–1949 годах проведены две серии пусков ракет Р-1. Причем, из 29 запущенных ракет аварии потерпели лишь три. Были превышены данные А-4 по дальности на 20 км, а точность попадания в цель возросла в два раза.

Это одноступенчатая баллистическая ракета класса «земля-земля», с автономной системой управления (с частичным радиоуправлением). Внешние обводы ее в значительной степени определили результаты продувок моделей в специально построенной аэродинамической трубе для чисел Маха до 5. Хотя некоторые соображения эксплуатационного характера (ширина колеи железной дороги, радиус закругления железных, и шоссейных дорог, ширина и высота тоннелей и прочее) заставили конструкторов несколько отклониться от оптимальных с точки зрения аэродинамики форм.

Конструктивно ракета состояла из четырех отсеков:

• головная часть для размещения боевого заряда;

• приборный отсек;

• отсек для размещения баков с компонентами топлива;

• хвостовой отсек с размещенным ЖРД. Такое разделение выбрано из условий транспортировки.

Все основные части ракеты связаны силовым корпусом, который представлял собой оболочку из продольного и поперечного набора силовых элементов с обшивкой (конструкция типа монокок) из листовой стали толщиной 0,6 мм. Конструкция сварная.

Носок ракеты оживальной формы занимает боевая часть (БЧ) высотой 2010 мм, корпус которой выполнен из низкоуглеродистой стали толщиной 6 мм. Боеголовка крепилась болтами к верхнему шпангоуту приборного отсека. Перевозили ее отдельно от ракеты и стыковали непосредственно перед установкой ракеты в положение для заправки компонентами топлива. В конце активного участка траектории полета не отделялась, падала вместе с ракетой.

Боевой заряд — аматол. Выбор этого взрывчатого вещества объяснялся его удивительно малой чувствительностью к нагреву и ударам.

Ниже боевой части находился приборный отсек (ПО) высотой 1410 мм. Здесь вместе с приборами аппаратуры системы управления и навигации размещались несколько стальных баллонов со сжатым азотом. Для доступа в отсек на наружной обшивке имелись люки.

Под ПО располагался отсек баков с компонентами топлива. В силовую конструкцию они не входили. Верхний бак — для горючего — подвешивался специальными тягами к переднему (верхнему) шпангоуту отсека. Под баком горючего с помощью опорных тяг крепился бак с окислителем. Через него проходил трубопровод подачи горючего в ЖРД.

Пространство между топливными баками и внешней обшивкой корпуса ракеты, а также пустоты между баками заполнялись стекловолокном для ограничения теплопередачи от обшивки к бакам.

Экспериментальный образец ФАУ-2на железнодорожной платформе

В хвостовом отсеке ракеты располагалась двигательная установка: ЖРД, турбонасосный агрегат (ТНА), трубопроводы и клапана пневмосистемы, регулирующие работу двигателя.

Основными частями двигателя являются грушевидная камера сгорания (КС) и сопло.

Диаметр КС (камеры сгорания) в наиболее широкой ее части — 930 мм, диаметр горловины (критического сечения) сопла — 400 мм, диаметр выходного сечения — 730 мм.

Двигатель изготовлен из малоуглеродистых сталей. Несмотря на незначительную стойкость к коррозии, невысокую теплопроводность, они хорошо штампуются и свариваются. По сравнению с медными и алюминиевыми сплавами, имеющими высокую теплопроводность, они более жаропрочны, имеют удовлетворительную удельную прочность и широко распространены в космической технике.

Двигатель работает на топливе, состоящем из двух компонентов: горючее — 75 % (по весу) водный раствор этилового спирта, окислитель — жидкий кислород.

Горючее и окислитель, попадая в виде мелких капель в камеру сгорания и смешиваясь, образуют более или менее однородную парообразную смесь. Продукты горения расширяются при истечении через сопло до давления на срезе 0,8 кгс/см 2(7,8∙10 4Па) и приобретают скорость 2000 м/с.

Направленное истечение газов из сопла создает удельный импульс и приводит к возникновению силы тяги.

Топливо перед подачей в КС должно быть сжато, иначе оно не попадет туда: при работе двигателя в камере сгорания устанавливается давление около 15 кгс/см 2(12 МПа).

Сжатие и подача топлива в КС осуществляется системой, включающей в себя агрегат, создающий давление (ТНА), клапана, регуляторы и трубопроводы, обеспечивающие работу двигателя.

Насосная подача топлива в двигатель выгодна тем, что в баках ракеты не нужно создавать высокое давление. Центробежные насосы при малых размерах обеспечивают высокую производительность и высокое давление. Для их привода служит турбина. Насосы и турбина, объединенные общим валом, образуют единые агрегат — ТНА. Наличие его в ракете А-4 было самой высокой новинкой.

Работу турбины мощностью 675 л.с. при 5000 об/мин обеспечивает парогаз (смесь кислорода и паров воды), который образуется разложением концентрированной перекиси водорода в парогазогенераторе в присутствии катализатора — концентрированного раствора перманганата натрия. Пройдя через турбину, он направляется в теплообменник, подогревает некоторое количество жидкого кислорода, которое, возвращаясь в бак, создает небольшой наддув (2…3 кгс/см 2) для обеспечения безкавитационной работы насосов ТНА и предупреждения сплющивания стенок бака по мере выработки окислителя.

Наддув в линии подачи горючего обеспечивал сжатый азот.

Ракета имеет крестообразное хвостовое оперение. Четыре стабилизатора фланцевыми стыками крепятся к хвостовому отсеку. Внутри каждого из них размещается электромотор, цепной привод аэродинамического руля и рулевая машина газового руля.

Автомат стабилизации включал в себя гироскопические приборы, усилительно-преобразовательные блоки, электродвигатели, рулевые машины и связанные с ними аэродинамические рулевые поверхности на задней кромке стабилизаторов, газоструйные рули, расположенные за соплом двигателя крепились вместе со своими приводами — рулевыми машинками — на рулевом кольце. При работе двигателя рули оказывались в струе потока истекающих из сопла газов. С помощью этих рулей газовый поток несколько отклонялся, возникал момент, поворачивающий ракету в соответствующем направлении. Они работали в исключительно тяжелых температурных условиях, поэтому изготавливались из наиболее термостойкого материала — графита. Так была реализована идея Циолковского и Оберта.

Один из многих успешных стартов

Особой необходимости в аэродинамических рулях у ракеты не было. Стабилизаторы предусмотрены лишь для устойчивости полета ракеты на начальном участке при прохождении зоны максимального скоростного напора и, главным образом, на конечном участке траектории полета.