Техника и вооружение 2007 07

Для снижения веса конструкции жидкостного ракетного двигателя его тяга не более чем в два-три раза превышает вес ракеты. Поэтому еще в первых немецких ракетах на жидком топливе А-1 и А-2 для обеспечения стабилизации во всем диапазоне скоростей использовали силовые гироскопы, обеспечив вращение вокруг продольной оси одного из отсеков корпуса. Начиная с экспериментальной ракеты А-3 немцы стали оснащать свои изделия системами управления. Необходимые наработки для этого уже имелись. Еще в конце XIX века для удержания морских торпед на заданном курсе был изобретен «гироскопический прибор Обри». Американец Э. Сперри продемонстрировал автопилот с гироскопическими датчиками на всемирной Парижской выставке в 1914 г., еще до начала Первой мировой войны.

Напомним, что важнейшим свойством трехстепенного свободного гироскопа, вытекающим из фундаментального закона сохранения момента количества движения, является неизменность ориентации в пространстве оси его вращения. В чистом виде это свойство можно наблюдать разве что в невесомости. Но посредством системы кардановых подвесов можно достаточно сильно приблизить реальность к идеалу, создав так называемый трехстепенной гироскоп — устройство с тремя степенями свободы, позволяющее с высокой точностью замерять углы отклонения летательного аппарата относительно первоначально заданной оси гироскопа.

Намного более парадоксальным представляется свойство так называемого двухстепенного гироскопа. Приложив к оси чувствительности такого гироскопа момент, мы сместим направление оси вращения, но не в плоскости действия возмущения, а перпендикулярно ей.

Два прибора в комплекте бортовой аппаратуры ракеты А-4 в качестве основного элемента использовали трехстепенной гироскоп. С датчиков гировертиканта снимались сигналы, пропорциональные отклонениям корпуса ракеты от оси гироскопа по крену и рысканью, что обеспечивало стабилизацию исходной ориентации ракеты по этим каналам. Но в плоскости тангажа такого заданного постоянного положения не было: ракета должна была отрабатывать программный маневр, постепенно наклоняясь в сторону цели. Можно было бы с использованием ряда сложных устройств заставить ось так называемого гирогоризонта постепенно менять свое направление, но это привело бы к многократному ухудшению точности. Поэтому при помощи программного механизма с профилированным эксцентриком, движимым шаговым мотором, проворачивали своего рода шкалу, относительно которой потенциометром обратной связи замерялось отклонение оси гироскопа. В результате датчик гирогоризонта определял отклонение не от исходного (вертикального), а от заданного на данный момент программного наклонного положения ракеты в плоскости тангажа. Электрические импульсы на шаговые моторы программного механизма поступали с частотой 45 Гц, задаваемой с достаточной стабильностью специальным вибратором.

Третьим основным прибором был гироинтегратор — двухстепенной гироскоп со смещенным центром тяжести, величина отклонения оси которого от исходного положения была прямо пропорциональна так называемой «кажущейся скорости» — интегралу от ускорения ракеты за вычетом составляющей, обусловленной действием гравитации. При достижении заданного значения кажущейся скорости двигатель отключался, чем и регулировалась дальность стрельбы.

Помимо сигналов с гироприборов системы ракеты должны были отрабатывать многочисленные разовые команды, которые вырабатывались программным токораспределителем — вращающимся профилированным валиком, на поверхности которого располагалось множество контактов. Преобразование слабых сигналов в достаточно мощные электрические токи и их рассылка по потребителям осуществлялись посредством усилителя-преобразователя, а также так называемого главного токораспределителя — совокупности множества релейных устройств, подобной оборудованию телефонных коммутаторов той эпохи.

Все эти приборы позволяли вырабатывать соответствующие электрические команды, но для физического изменения ориентации ракеты требовались исполнительные органы управления. Хорошо освоенные авиацией тех лет аэродинамические рули были бесполезны на начальном участке полета при малых скоростных напорах. Однако еще до отрыва ракеты от стартового стола, с момента включения двигателя из сопла истекал мощный поток продуктов сгорания. Естественным представлялось ввести рули в эту струю. Разумеется, такие рули, будь они выполнены из алюминия и даже стали, сгорели бы за пару секунд. Поэтому для экспериментальных ракет А-3 создали молибденовые газовые рули, функционирующие в потоке продуктов сгорания двигателя на протяжении всего времени его работы. Еще до изготовления первой «Фау-2» взамен дефицитного (особенно в военных условиях) молибдена применили графит, одновременно стократно удешевив эти изделия. От привычных аэродинамических рулей они отличались помимо естественного для графита черного цвета большой толщиной и относительно малыми размерами: конструкторы стремились снизить потери удельного импульса от присутствия посторонних тел на пути струи. Поэтому на участке действия максимальных скоростных напоров эффективности газовых рулей не хватало, и в дополнение к ним на ракете установили аэродинамические рули, разместив их на задней кромке крупноразмерных стреловидных стабилизаторов. Сами эти стабилизаторы должны были обеспечить так называемую статическую устойчивость ракеты на всех этапах полета — от старта до входа в атмосферу перед падением на цель.

Для задействования органов управления использовались электрогидравлические машинки: электромагнитные клапаны распределяли поток масла между цилиндрами, в которых под его давлением перемещались поршни, связанные с рулями. Кинематическая связь рулевой машинки с аэродинамическим рулем обеспечивалась цепной передачей, с детства знакомой каждому по велосипедам и смотревшейся очень неожиданно на таком фантастическом тому времени летательном аппарате.

После старта ракета в течение 4,5 с летела вертикально, а затем разворачивалась в сторону цели, на которую указывал стабилизатор № 1. Современные ракеты обладают значительными возможностями маневра, но по-прежнему в качестве номинального положение принимается ориентация базовой плоскостью I в направлении цели.

На высоте около 10 км А-4 на 25-й секунде полета преодолевала звуковой барьер. Спустя еще 35 с на высоте около 40 км по команде системы управления двигатель отключался, после чего набравшая скорость 1600 м/с ракета летела к цели, набирая высоту до 80–90 км.

Выбор жидкого топлива определил наличие на ракете крупноразмерных баков горючего и окислителя, занимающих большую часть ее объема. Нетривиальным решением стало размещение этих баков, выполненных из алюминиевых сплавов, внутри наружного силового корпуса. Ведь даже в трудах первых теоретиков ракетостроения предусматривалось применение так называемых несущих баков, образующих внешнюю поверхность ракеты и воспринимающих действующую на ракету нагрузки. По такой «несущей» схеме были выполнены и предшествующие А-4 относительно малогабаритные экспериментальные ракеты.