Оливер Хогг - История артиллерии. Вооружение. Тактика. Крупнейшие сражения. Начало XIV века – начало XX

1) удержание ракеты в определенной плоскости;

2) стабилизацию вращения;

3) вращение с заданным шагом;

4) измерение скорости полета, прерывание подачи топлива в заданном месте полета.

Ракета запускалась вертикально с небольшой поворотной платформы, устанавливаемой в положение, при котором, переходя в горизонтальный полет, она летела бы перпендикулярно плоскости цели. После запуска она отклонялась от вертикали, пока не наклонялась под углом 45° к горизонту в точке «все сожжено» на высоте 22 мили (35,5 км). Контроль во время полета позволял запускать ее с минимальной начальной скоростью порядка 32 футов в секунду. На пусковую площадку ракета доставлялась незаправленной, на специальном транспорте, и устанавливалась на площадке до заправки. Заправка занимала достаточно долгое время – порядка трех часов. Поэтому максимальное число пусков с одной площадки было 8 за 24 часа. Максимальная температура корпуса во время полета составляла 647 °С.

Если бы ракета была строго цилиндрической, у нее была бы тенденция вращаться вокруг своей короткой оси. Эта тенденция в сочетании с постоянно меняющимся центром тяжести по мере потребления горючего сделала бы полет неравномерным и трудно управляемым. Потребовалось принять специальные меры, чтобы держать нос по курсу. Древние изготовители фейерверков знали эту проблему, несмотря на несовершенные знания в области механики полетов. Стабилизация полета достигается четырьмя способами, представим их в последовательности применения:

1. Крепление стабилизирующего стержня на хвостовой части или сбоку.

Это смещает центр тяжести ближе к носу ракеты, и обтекание воздуха во время полета удерживает ее на курсе. Так что в спокойную погоду полет такой ракеты достаточно прямой. Однако в ветреную погоду ракета будет отклоняться от курса под действием равнодействующей силы сопротивления воздуха в заданном направлении полета и давления со стороны ветра. При этом траектория полета чем дальше, тем больше смещается в сторону «глаза ветра».

Некоторый усредненный размер такого направляющего стержня определялся эмпирически. Было разработано руководство по определению длины направляющей для каждого размера ракеты. Этот метод «руля» контроля полета ракеты используется и поныне для боевых ракет.

2. Применение хвостового оперения.

Ветер, действующий на оперение, создает силы, противодействующие повороту ракеты вокруг своей оси, поскольку центр приложения силы его давления сдвинут к головной части, в результате суммарная действующая сила приложена позади центра тяжести и удерживает ее носовую часть в направлении ветра.

В древних ракетах оперение выполнялось в виде направляющих ребер, жестко закрепленных вдоль практически всей длины корпуса, в современных ракетах обычно они изготавливаются отдельно и крепятся на ракете непосредственно перед пуском.

3. Вращение под действием образующихся при горении ракетного топлива газов.

Это относительно новый метод, основанный на принципах стабилизации полета продолговатых снарядов нарезных орудий. Требуемая скорость вращения пропорциональна отношению длины к диаметру ракеты. Поскольку состав ракетного топлива не выдерживает больших перегрузок, высокая скорость вращения не применяется. Соответственно, этот способ стабилизации полета применяется только на «приземистых» типах ракет. Вращение создается дополнительными соплами, располагаемыми наклонно к оси ракеты; газ, выходящий через эти сопла, создает вращательный момент ракеты.

На этом принципе, который можно назвать «гироскопическим», летали ракеты Хэйла.

4. Автоматический контроль во время полета.

Это новейший метод контроля полета ракеты. Он был использован в немецких ракетах дальнего действия. Аналогичный принцип используется в управляемых ракетах.

Несмотря на то что стабилизация полета в значительной мере может быть обеспечена одним из вышеперечисленных методов, еще остаются факторы, влияющие на точность наведения ракет. В отличие от артиллерийского снаряда, на который воздействуют сила тяжести, сопротивление воздуха и ветер – все факторы, которые можно компенсировать, на полет ракеты воздействуют дополнительные факторы, такие как малейшая неточность в изготовлении и постоянно выгорающее топливо, что смещает центр тяжести ракеты. В течение всего времени сгорания топлива (работы двигателя) на ракету действует толкающая сила (сила тяги), и если не обеспечить аксиальное действие этой силы, при котором оно проходит через центр тяжести ракеты, то это также приведет к отклонениям в полете. Таким образом, неточности изготовления играют важнейшую роль в ракетостроении и могут быть устранены только путем совершенствования конструкций и производства.

В XVII веке умы многих ученых занимали проблемы принципов, управляющих полетом ракет, и возникающих при этом сложностей. Все соглашались с тем, что при запуске ракета взлетает с «удивительной скоростью» и что ее полет зависит от окружающей среды, но споры разгорались вокруг механики движения. Было выдвинуто несколько теорий, среди которых интерес представляют теории, предложенные Мариоттом (1620–1684, французский физик), Дезагюлье (Desaguliers) (1683–1744, английский естествоиспытатель французского происхождения – из гугенотов Ла-Рошели) и Хаттоном (Геттоном) (Hutton) (1726–1797, шотландский естествоиспытатель, физик и химик). Мариотт объяснял взлет ракеты сопротивлением воздуха, создаваемым истечением газов, образовавшихся в результате горения заряда. Гипотеза была отклонена на основании того, что уменьшение движущей силы, увеличивающей скорость, образовало бы частичный вакуум в некоторой точке полета, что неприемлемо для природы. Доктор Дезагюлье предложил другое решение. Он утверждал следующее. Предположим, мы зажжем ракету без выходного сопла, тогда она либо разорвется в слабом месте корпуса, либо прогорит без движения, если корпус окажется достаточно прочным. Предположим, мы проделаем отверстие для выхода газа, тогда сила, с которой газ будет давить вниз, вызовет равную силу в обратном направлении, поднимающую ракету. Объяснение доктора Хаттона, пожалуй, наиболее близко к истине. Он заявил, что при горении ракетного топлива расширение газа создает поток упругой текучей среды, действующей одинаково во все стороны, в том числе и на верхнюю часть корпуса ракеты, и на окружающую среду. Однако давление газов (текучей среды) будет больше, чем вес ракеты, за счет чрезвычайно высокой скорости, с которой эта текучая среда вытекает из сопла ракеты, что заставляет ракету подниматься, поскольку подъемная сила будет больше массы ракеты. Он также говорил, что преобладание подъемной силы может быть достигнуто только при проколе ракетного горючего на определенную глубину, поскольку в противном случае горение будет ограничено внешним поверхностным слоем, равным по диаметру корпусу ракеты, и будет недостаточным для образования необходимого количества текучей среды, создающей подъемную силу. Таким образом, горючий состав должен быть просверлен изнутри в форме конуса, таким образом, чтобы коническая структура увеличивала поверхность горения и создавала достаточное количество газа – «текучей среды».