Книга
← К списку книгЗагрузка разделов…
активнаАктивные записи участвуют в каталоге и синках. Неактивная книга скрыта, но не удалена из базы.
Книга
ПРЕДИСЛОВИЕ
Твердотопливные ракеты — область техники, имеющая многовековую историю: от простейших примитивных конструкций до современных ракет, имеющих высокие технические показатели и играющих важную роль в системе вооружения современных армий, в авиации, исследовании и освоении космического пространства.
Значительно изменился состав твердотопливных ракет в процессе их развития. Если до второй мировой войны доминантой ракеты, определявшей ее облик и развитие, являлся твердотопливный двигатель, то в последующем, с появлением сложных систем управления и пускового оборудования, ракета превратилась в сложный технический комплекс, каждая составная часть которого влияет на формирование объекта в целом. Существенно расширилась область применения твердотопливных ракет. В настоящее время существуют ракеты стратегического назначения, противовоздушной, противоракетной, протнаокосмической и противотанковой обороны, ракеты, используемые в космической технике, и др.
Изменилась и роль науки в развитии ракетной техники. Если на первом этапе она сводилась в основном к разработке отдельных рекомендаций по проектированию образцов, то на втором этапе в полной мере проявилась ее ведущая роль. В настоящее время стало возможным на строго научной основе проводить выбор схем и конструктивных решений, оптимизацию параметров ракет и проектирование образцов, разработку режимов их испытаний, эксплуатации и применения.
В соответствии со сказанным выше авторам представилось целесообразным разделить книгу на две части: первую, охватывающую период с древнейших времен до середины XX в., и вторую — с середины XX в. до наших дней.
При написании книги использованы материалы, опубликованные в отечественной и зарубежной печати, а также документы архивов» часть которых публикуется впервые.
Главы 9—12 написаны Е. Б. Волковым; гл. 2, 5, 6, 7, 8, 13— Г. Ю. Мазингом, гл. 1, 3, 4 — В. Н. Сокольским.
Авторы выражают глубокую признательность рецензенту книги д-ру техн, наук профессору М. Ф. Дюнзе за ценные замечания.
Часть /
РАЗВИТИЕ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ ДО СЕРЕДИНЫ XX в.
Глава /
РАЗВИТИЕ РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ ДО КОНЦА XIX в.
1. О НАЧАЛЬНОМ ПЕРИОДЕ РАЗВИТИЯ РАКЕТ
Начальный период развития ракетной техники исследован еще недостаточно полно и мы до настоящего времени не располагаем достоверными сведениями о том, когда и где впервые стали применяться ракеты.
Хотя во многих работах по истории ракетной техники встречаются упоминания о том, что ракеты были известны в Китае и Индии задолго до нашей эры, однако приведенные высказывания не представляются достоверными, тем более, что ни один из ее авторов не сообщает, из каких источников почерпнуты им эти сведения.
Основанием для такого неверного, на наш взгляд, утверждения явилась, по-видимому, различная трактовка в разные исторические времена таких терминов, как фейерверки, огненные забавы и т. п., упоминания о которых встречаются в ряде литературных и исторических источников, где описывались события, имевшие место как до н. з., так и в первые столетия н. э.
Действительно, к тому времени, когда порох пол учил сравнительно широкое распространение в Европе, представления о фейерверках были неразрывно связаны с применением пиротехнических ракет. Однако вряд ли правильным будет переносить эти представления на более поздние периоды, предшествовавшие изобретению пороха, и рассматривать упоминание таких терминов, как «огненные горы», «огненное дерево с серебряными искрами», «огненное колесо» и др., как подтверждение факта применения ракет, тем более, что ни в одном из упомянутых выше источников нет никаких даже косвенных указаний о применении именно ракет.
Серьезным недостатком работ, авторы которых утверждают о применении ракет до изобретения пороха, является также то, что в них возможность применения ракет рассматривается в отрыве от общей истории техники и не связывается с состоянием в тот период знаний о взрывчатых веществах. Все это значительно снижает ценность приводимых в иих упоминаний о применении ракет до н. э. и не позволяет рассматривать их в качестве достоверных источников.
Большего внимания заслуживают работы, авторы которых при реш@« ннн вопроса о первом применении ракет основываются на изучении источников рассматриваемого периода и связывают создание ракет и других пиротехнических средств с изобретением пороха.
Порох, состоящий из смеси серы, селитры и угля, стал известен в Китае примерно в VII—IX вв. н. э. В IX—X вв. он уже ст」/ применяться для военных целей. К этому же времени относятся первые, основанные иа документальном материале сведения о зажигательных стрелах «хоцзян^ нового типа, давшие некоторым историкам основание относить начало применения ракет в Китае к X в.
«Огненные стрелы» применялись в Китае задолго до изобретения пороха, однако древние «хоцзяи» отличались от зажигательных стрел более позднего периода. Первоначально к наконечнику стрелы прикрепляли различные зажигательные вещества ——олеин, моксу, смолу — либо просто обертывали его холстом, который потом смачивали маслом, и, воспламенив этот состав, запускали стрелу из лука. Позднее (после изобретения пороха) к наконечнику стрелы вместо олеина или смолы стали привязывать мешочек с порохом.
Как указывается в ряде китайских источников, в 969―970 гг. н. э. Юе И-фан и Фэн И-шень приготовили для императорских войск зажигательные стрелы, представлявшие собой обычную стрелу, к древку которой прикреплялась трубка, наполненная составом, аналогичным пороховому.
Мнение о том, что китайские зажигательные стрелы «хоцзян» рассматриваемого периода представляли собой примитивные реактивные устройства, получило довольно широкое распространение в историконаучной литературе. В европейской литературе оно было впервые высказано, по-вндимому, французскими миссионерами в Пекине, записки кото「 рнх, посвященные истории наук, ремесел, нравов и обычаев Китая, опуб* ликованиые в конце XVIII в., получили широкую известность и были переведены на ряд европейских языков, в том числе и на русский..
См. Эгерштром Н. Ф.. Из истории Об изобретении пороха и огнестрельного оружия.См. Memoires concernant l'histoi「e, les sciences, les arts, les moeurs, 底 usages des Chinois, par les Missionaires de Pekin. T. VIII. Paris, 1782.Записки, надлежащие до истории, наук, художеств, нравов, обычаев и проч, китайцев, сочиненные проповедниками веры христианской в Пекине. 少•， 1786—1788. Следуетт отметить, что на русский язык это произведение В частности, не был переведен восьмой том, вСм. Эгерштром Н. Ф.. Из истории Об изобретении пороха и огнестрельного оружия.См. Memoires concernant l'histoi「e, les sciences, les arts, les moeurs, 底 usages des Chinois, par les Missionaires de Pekin. T. VIII. Paris, 1782.Записки, надлежащие до истории, наук, художеств, нравов, обычаев и проч, китайцев, сочиненные проповедниками веры христианской в Пекине. 少•， 1786—1788. Следуетт отметить, что на русский язык это произведение В частности, не был переведен восьмой том, вбылобылопереведено неполностью.переведено неполностью.котором содержались сведениякотором содержались сведенияЗатем эта точка зрения повторялась во многих работах по истории ракетной техники и долгое время не подвергалась критическому рассмотрению. Однако вопрос о том, являлись ли китайские зажигательные стрелы схоцзян» этого периода простейшими реактивными снарядами,
См. Эгерштром Н. Ф.. Из истории Об изобретении пороха и огнестрельного оружия.
См. Memoires concernant l'histoi「e, les sciences, les arts, les moeurs, 底 usages des Chinois, par les Missionaires de Pekin. T. VIII. Paris, 1782.
Записки, надлежащие до истории, наук, художеств, нравов, обычаев и проч, китайцев, сочиненные проповедниками веры христианской в Пекине. 少•， 1786—1788. Следуетт отметить, что на русский язык это произведение В частности, не был переведен восьмой том, в
См. Эгерштром Н. Ф.. Из истории Об изобретении пороха и огнестрельного оружия.
См. Memoires concernant l'histoi「e, les sciences, les arts, les moeurs, 底 usages des Chinois, par les Missionaires de Pekin. T. VIII. Paris, 1782.
Записки, надлежащие до истории, наук, художеств, нравов, обычаев и проч, китайцев, сочиненные проповедниками веры христианской в Пекине. 少•， 1786—1788. Следуетт отметить, что на русский язык это произведение В частности, не был переведен восьмой том, в
было
было
переведено неполностью.
переведено неполностью.
котором содержались сведения
котором содержались сведения
не является настолько ясным и простым, как это представляется на первый взгляд.
К древку стрел действительно прикреплялась трубка с пороховым составом, который поджигался при пуске стрелы. Но чтобы установить, являлись /н «хоцзян» этого периода реактивными снарядами, необходимо выявить, предназначались ли указанные трубки с пороховым составом для создания дополнительной тягн.
Описание китайских зажигательных стрел, приведенное в ряде книг, не позволяет, однако, ответить на этот вопрос утвердительно, более того, оно дает основание предполагать, что прикрепляемые к стрелке трубки с медленно горящим пороховым составом служили лишь для поддержания огня при быстром полете и не давали никакого или почти никакого реактивного эффекта.
В самом деле, судя по описаниям, трубки, прикрепляемые к древку стрелы, до отказа заполнялись пороховым составом и не нмелн ни сопловой части, ни углубления, получившего впоследствии название ракетной пустоты. А как показали более поздние опыты, в частности исследования К. И. Константинова, проведенные им в середине XIX в., при сгорании плотно набитого порохового состава, не содержавшего никакого углубления, тяга практически равнялась нулю.
На это обратил внимание еще Н. Ф. Эгерштром. Не ставя под сомнение приводимый французскими миссионерами факт применения китайцами в 969 г. зажигательных стрел (которые он вслед за авторами книги называл ракетами), он указывал, что в этом случае пороховые газы не использовались для приведения стре/н в движение.
«Когда это копье или стрелу хотели употребить в дело,——писал он в своей небольшой работе, посвященной изобретению пороха и огнестрельного оружия,— то зажигали состав в трубке, бросали стрелу или копье с помощью лука и оставались очень довольны, когда зажигательный состав не гасну/ при быстром полете. Уже гораздо позднее придумали делать в ракетном составе пустоту и пользоваться давлением газов, развивающимся в пустоте при горении состава, для метания ракеты. В ракете же 969 года была особенно ценима способность ее состава не гаснуть в полете».
Нетрудно видеть, что здесь мы сталкиваемся с несколько спорным применением термина «ракета». Это ставит под сомнение правильность отнесения китайских зажигательных стрел《хоцзян》рассматриваемого периода к классу реактивных аппаратов и тем самым начать отсчет применения ракет в Китае с середины X в.
Высказанное предположение о том, что начало применения ракет в Китае относится к более позднему времени, в последние годы получило подтверждение в ряде работ по истории науки и техники. Так, например, в статье В. Б. Вилинбахова н Т. Н. Холмовской, посвященной специальному рассмотрению истории изобретения пороха и огнестрельного оружия в Китае на основании изучения китайских источников, высказывается мнение, что первые пороховые заряды-ракеты появились у китайцев лишь в 1161 г. и. з., а фейерверки стали устраиваться только в 1163一1189 гг., т. е. более чем через 200 лет после первых
случаев боевого применения пороха. Один из примеров применения боевых ракет в Китае показан на рис. 1.1.
Еще более поздний срок называет немецкий (с середины 30-х годов переехавший в США) историк ракетной техники Вилли Лей (1906——1969), который относит начало применения ракет в Китае к 1232 г., т. е. к периоду обороны Пекина от монголов?0
Необходимо указать, что н в кита неких работах по истории пороха и огнестрельного оружия мы встречаем довольно противоречивые высказывания о том, что представляли собой «хоцзян», применявшиеся в X в.
Некоторые авторы утверждают, что полет «хоцзян» осуществлялся благодаря движущей силе пороховых газов, и относят их к ракетам, не называя, однако, источников, из которых взяты эти сведения.
В других работах «хоцзян» этого периода относят к типу огненных стре*% в которых порох использовался лишь в качестве зажигательного состава. Так, например, Цянь Вэй-чжан в книге «Научные открытия в истории нашей родины» пишет: «Согласно сведениям, содержа* щимся в «У-цзин-Цзун-яо» (1040 г.), в «хоцзян» юго времени использовали медленно горящий порох, заряд которого привязывали к наконечнику стрелы; выпускали «хоцзян» из лука». Об этом же говорит Фэи Цзя-шэн в статье «Происхождение пороха н его проникновение в Европу».
В другой своей работе, посвященной истории изобретения пороха, Фэн Цзя-шэн указывает, что в 1161 г. китайцы применили против чжур- чженей, пытавшихся форсировать реку Янцзы, снаряды, которые разрывались с громоподобным грохотом н выбрасывали облако распыленной извести. «Так появляются пороховые заряды в бумажной оболочке, которые стали прообразом фейерверочных ракет будущего».
Из сказанного видно, что в современной историко-научной литера
туре нет единого мнения по вопросу о том, когда же впервые начали применяться ракеты. В качестве исходной даты приводятся и X, и XII, н XIII вв. н. э.
Не останавливаясь на том, какое нз приведенных мнений является наиболее правильным (окончательный ответ на данный вопрос может дать лишь специальное исследование), можно сделать сле
дующие предварите^ьные выводы.
Приводимые в ряде современных историко-научных и научно- технических работ высказывания е том, что ракеты были известны еще задолго до начала н. э., не подтверждаются никакими источниками, противоречат логике развития техники и не могут считаться достоверными.
■J 19 二)OBUMylmJKUaHBd ^xs^x^ sxx^'I°sd
Предположения о том, что ракеты могли появиться в первые столетия н. з., т. е. еще до изобретения пороха, также не подтверждаются нн документальными материалами, ни историко-техническим анализом.
Все исследователи, серьезно занимавшиеся изучением различных взрывчатых смесей, приходят к заключению, что из известных в первом тесячелетии н. э. взрывчатых смесей только сгорание пороха могло дать реактивный эффект.
Таким образом, можно считать установленным, что появление ракет связано с изобретением пороха и, следовательно, не может быть отнесено ранее чем к X в. н. э.
Точная дата начала применения ракет является пока неустановленной (различные исследователи называют X, XII и даже XIII вв.) и подлежит дальнейшему исследованию.
1.2. РАЗВИТИЕ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ В Х111—XV11I вв.
К середине XIII в. более четко прослеживаются упоминания о применении ракет, которые в данном случае уже не вызывают сомнений в подлинности приводимых в них сведений. В большинстве работ, посвященных истории применения огнестрельного оружия15, приводятся сведения о том, что в 1232 г. при обороне Пекина были применены снаряды, подобные ракетам.
В арабской хронике, которая в настоящее время хранится в Парижской Национальной библиотеке, упоминается (правда без приведения каких-либо подробностей), что египтяне имеют ракетоподобные снаряды.16
Более подробные сведения об арабских ракетах мы встречаем в трактате Гассана-аль-Раммаха (1225 г.), получившего название «Книги о сражениях с участием конницы н военных машин».17 В рукописи приводятся рецепты изготовления пороха и даются указания об изготовлении ракет, которые автор называл «китайскими стрелами».
В этом же трактате описывается новый, неизвестный до этого вид оружия, сведения о котором, как отмечают почти все исследователи, ие встречаются в китайских источниках. Это так называемое «яйцо, которое само движется и горит》，по сути дела являвшееся ракетной торпедой. Самодвижущееся горящее яйцо,—— указывал Хассан-аль-Раммах,—— состояло из двух листов железа, скрепленных вместе и плотно пригнанных с левой стороны. Плоский грушеподобный сосуд (рис. 1. 2) наполнялся порохом либо другой зажигательной смесью, по всей вероятности содержавшей селитру, и снабжался двумя прутьями, игравшими роль стабилизаторов и обеспечивавшими устройству движение по прямой линии. Все устройство приводилось в движение при помощи двух больших ракет, описание которых приводилось автором рукописи.
Первоначально ракеты начали применяться в странах Востока —— Китае, Индии, арабских странах ——и лишь позднее стали
См.： Romocki S. J. Geschichte der Explosivstoffe, Bd. I, Berlin, 1895; Hoyer J. G. Geschichte der Kunst und Wissenschaften seit der Niederstellung derselben. Cottingen, 1797; Montgery. Traite de fusees guerre. Paris. 1825； Car- man {W. Y. History of firearms. London, 1955.
См.： Лей В. Ракеты и полеты в космос. М., 1961. С. 40.
См.: Ley W. Rockets Missiles and Men in Space. N. Y. 1968. P. 49.
Рис. 1.2. «Самодвижущеесягорящее яйцо»
Хассаиа*ал Рамаха (1285 г.)
известны в Европе. Предположения о том, как сведения о ракетах распространялись из одной страны в другую, крайне противоречивы. Несмотря на неоднократные попытки исследовать этот процесс, до сих пор так и не удалось точно установить пути проникновения сведений о ракетах в различные страны.
К концу XIII в. относятся первые, ставшие известными в Европе сведения о ракетах. В 1280 г. Альберт Магнус в своем сочинении «De mirabilibus mundi» излагает способы изготовления пороха и дает описание ракет. При этом он четко проводит различие (в химическом co-i ставе) между форсовым (движущим) составом ракет, используемым] для приведения ракеты в движение, и их зажигательным составом. Последний, как он указывал, должен был состоять из селитры» серы и льняного масла, в форсовый же состав льняное масло не входило, но употребляло селитры 67 %, серы 11 %, угля 22 %. По данным большинства историков этот рецепт был заимствован Альбертом Магнусом нз| книги 《Liber ignum》， написанной Марком Греком, по всей вероятности,； пользовавшимся, в свою очередь, арабским источником. j
Сведения о ракетах, приводившиеся в рукописях этого периода,i Носили очень отрывочный характер и в рассматриваемый период почти никакого распространения не получили. Неясно также, изготовлялись ли в действительности ракеты, описание которых приводилось в указан-, ннх ранее работах.
Не до конца изучен также вопрос о начале производства и боевого применения ракет в Европе. Хотя в отдельных литературных произведениях и исторических источниках встречаются сведения, дающие основание предполагать о возможности применения в Европе ракет во время боевых действий в XIII в., однако во всех указанных случаях речь шла о применении устройств, напоминающих ракеты, не европейцами, а их противниками. Поэтому пока нет достаточных оснований для утверждений о применении европейцами боевых ракет еще в XIII в.
Но уже в конце XIV в., и особенно в первой половине XV в, ракеты начинают находить применение во время боевых действий в Италии, а
затем и во Франции. К этому же времени относится начало сравнительно широкого применения ракет для устройства фейерверков и иллюминаций.
Распространение простейших пиротехнических ракет и первые попытки их боевогр применения в Европе в конце XIV в. привели к тому, что начиная с XV в. в ряде работ по артиллерии находят отражение вопросы, связанные с изготовлением и применением пороховых ракет.
Одной из первых таких работ является рукопись Конрада/ Кьезера «Bellifortis», относящаяся к началу XV в. К сожалению, мы располагаем весьма ограниченными сведениями как об авторе работы, так и о самой рукописи. По некоторым данным, К. Кьезер закончил работу над рукописью в 1405 г. Ее основной экземпляр в настоящее время хранится в университетской библиотеке в Геттингене.
Рукопись состоит из 140 пергаментных листов. Для специалистов, занимающихся изучением развития ракетной техники, наибольший интерес представляют листы 100а—140в, на которых Кьезер излагает способы изготовления и применения ракет. Он дает описание ракет, перемещающихся вдоль веревки (струны), взлетающих в воздух и передвигающихся по воде. Эти три типа ракет изготавливались почти одинаково, однако отличались составом пороховой смеси, а также длиной ракетного стержня, предназначенного для стабилизации полета ракет. Так, Кьезер указывал, что для ракет, взлетающих в воздух, ракетный стержень должен быть значительно длиннее, чем для ракет, перемещающихся по воде.
У Кьезера уже встречается, по-видимому, впервые в еропейской литературе, указание о необходимости просверливания в ракетном составе специального канала (полости), получившего впоследствии название ракетной пустоты. Кьезер, однако, ограничился лишь упоминанием о необходимости создания такой полости, не указав причин, вызывающих такую необходимость.
При анализе рукописи Кьезера, как и при анализе многих аналогичных работ, относящихся к рассматриваемому периоду, перед исследователями, как правило, встают два тесно связанных между собой вопроса.
Является ли данная рукопись (книга) оригинальным произведением, либо она составлена на основании уже известных работ (если да, то представляет ли интерес установить на основании каких именно).
Были ли в действительности изготовлены и применялись ли на практике те виды пиротехнических сооружений, которые описываются в данной работе, либо это лишь предположения и рекомендации, не проверенные на практике.
Исследователи, изучавшие рукопись Кьезера, приходят почти к единодушному выводу, что она составлена на основании арабских (либо византийских) работ. На это же указывает и восточная одежда
例廿娥睡仪例廿娥睡仪«frV»M«tt t^<6^t4«frV»M«tt t^<6^t4J^etrt» 处叫 at"J^etrt» 处叫 at"ft»w ,ft»w ,wwmi V&WttCfwwmi V&WttCf:%M速千:%M速千臨出爲謂唸局仁軍屯脸唸 臨现凍e體曰氐應淄庐 J*毎厶r•高僦仆Adofn&Z^TQ?"《^^豊悔金^纱*^ 亀 岬兩必屮仲me/ktli»岬你鹏《加e，夕峻^俨^产"乎"做 wA 肝苗払佗1加中* ytMq阳“Qg*咿*%Н"И»*Й.臨出爲謂唸局仁軍屯脸唸 臨现凍e體曰氐應淄庐 J*毎厶r•高僦仆Adofn&Z^TQ?"《^^豊悔金^纱*^ 亀 岬兩必屮仲me/ktli»岬你鹏《加e，夕峻^俨^产"乎"做 wA 肝苗払佗1加中* ytMq阳“Qg*咿*%Н"И»*Й.mv <t«wt G“限饮ten、a№mv <t«wt G“限饮ten、a№1<«пдол1<«пдол
例廿娥睡仪
例廿娥睡仪
«frV»M«tt t^<6^t4
«frV»M«tt t^<6^t4
J^etrt» 处叫 at"
J^etrt» 处叫 at"
ft»w ,
ft»w ,
wwmi V&WttCf
wwmi V&WttCf
:%M速千
:%M速千
臨出爲謂唸局仁軍屯脸唸 臨现凍e體曰氐應淄庐 J*毎厶r•高僦仆Adofn&Z^TQ?"《^^豊悔金^纱*^ 亀 岬兩必屮仲me/ktli»岬你鹏《加e，夕峻^俨^产"乎"做 wA 肝苗払佗1加中* ytMq阳“Qg*咿*%Н"И»*Й.
臨出爲謂唸局仁軍屯脸唸 臨现凍e體曰氐應淄庐 J*毎厶r•高僦仆Adofn&Z^TQ?"《^^豊悔金^纱*^ 亀 岬兩必屮仲me/ktli»岬你鹏《加e，夕峻^俨^产"乎"做 wA 肝苗払佗1加中* ytMq阳“Qg*咿*%Н"И»*Й.
mv <t«wt G“限饮ten、a№
mv <t«wt G“限饮ten、a№
1<«пдол
1<«пдол
Рис. 1.3. Страница рукописи Кьезера (1405 г.)
людей на рисунках (рнс. 1.3). Однако до настоящего времени нн одни из авторов не указал, какие именно работы были использованы Кье- зером.
Более сложным представляется ответ на второй вопрос, так как никаких сведений, подтверждающих, что описанные Кьезером ракеты применялись на практике, до настоящего времени обнаружить не удалось.
Одни нз крупнейших немецких специалистов в области истории хнмни взрывчатых веществ С. И. Ромоцки полагает, что рекомендации Кьезера о различной длине стержня для ракет, передвигающихся по воде н по воздуху, свидетельствуют о том, что этн данные получены нм на основании практического опыта, так как, по его мнению, не могли быть получены теоретическим путем.
Рис. 1.4. Рисунок из рукописи Дж. ди Фонтана (1420 г.)
Но данное предположение не является, на наш взгляд, достаточно убедительным. Во-первых, эти сведения вполне могли быть заимствованы Кьезером нз работ других авторов, во-вторых, вряд лн правомерно полностью исключать возможность получения этих данных путем умозаключений.
В целом рукопись Кьезера давала некоторые представления об уровне производства ракет в Европе в конце XIV — начале XV вв. В ней приводились различные составы топливной смеси, достаточно четко упоминалось о гнльзах нз пергамента, о ракетных стрежнях для стабилнзацнн ракет н др.
Следующей работой, в которой нашли отражение вопросы изготовления и применения ракет, явилась рукопись, точнее тетрадь с эскизами, итальянского военного инженера Джнованни дн Фонтана «Belicorum instrumentorum liber, comfiquris et fictivis literis conscriptus», хранящаяся в городской библиотеке Мюнхена под № Jconogr 242. До настоящего временн не удалось установить точной даты написания этой рукописи, однако большинство исследователей относят ее к 1420 г.
В рукописной работе Дж. ди Фонтана《Кннга о военных инструментах» приводилось опнсанне ракет н различных способов нх прнмене- ння. В частности, представляют интерес предложенные итальянским нзоб- ретателем снаряды, изготовленные в форме птнц, зайцев н рыб, переме- щавшиеся при помощи пороховых ракет по земле, воде н воздуху (рнс. 1.4).
Следует отметить, что все упомянутые работы были рукописными, распространялнсь в сравнительно небольшом количестве н в силу этого не получили тогда достаточно широкого распространения, хотя некоторые нз зтнх работ пользовалнсь сравнительно большой известностью.
Однако уже в первой половине XVI в., вскоре после изобретения кнн- гопечатания, стали появляться книги, в которых приводились сведе- "н? об изготовлении и примененнн пороховых ракет. По-внднмому, пер- н такой книгой можно считать работу известного итальянского иири- ^хника^Ваннсщно Бнрннгуччно «О пнротехннн», опубликованную в Вене- '
См.： Biringuccio. V. De la Pyrotechnia. Venetia, 1540.
Рис. 1.5.
К. Хааса (1529—1555 гг.)
Эскизы ракет
Рнс» 1.6. Применение ракет для фейерверков
Любопытно отметить, что в этой книге уже встречается упоминание о ракетах, вылетающих из ракет, т. е. о применении принципа сту： пенчатости в пиротехнических ракетах. Описывая устройство фейерверка, автор указывает на восемь ракет, вылетающих из одной большой ракеты1 и добавляет, что при этом получается очень яркое зрелище. По-види мому, это первое встречающееся в печати упоминание о много ступенчатых ракетах.
В книге Бирингуччио давалось лишь краткое упоминание о приме нении ракет при устройстве фейерверков, но не приводилось сведе ний о том, что же представляли собой пиротехнические ракеты первой половины XVI в. Ответ на этот вопрос мы находим в рукописи К. Хааса, относящейся к 1529—1555 гг. (рис. 1.5.).
Эта рукопись представляет наибольший интерес среди работ по пиротехнике, относящихся к XV ——первой половине XVI вв. В ней не только давалось достаточно подробное изложение способов изготовления обычных пиротехнических ракет и их применения, но и, по- видимому, впервые в мировой литературе, приводились схемы, эскиза и описания таких уже довольно сложных пиротехнических соор* жений, как многоступенчатые ракеты, ракетные связки, ракеты Я дельтаобразными стабилизаторами и т. п. В дальнейшем эти к с»
етрукцнн фигурировали во многих работах, посвященных вопросам пиротехники, но впервые они были изложены, насколько это известно в настоящее время, именно в рукописи Хааса.
Следует отметить, что все эти, так по современному именуемые ракетные конструкции в действительности были лишь эффективными пиротехническими сооружениями. Ни один из авторов, приводивших сведения о многоступенчатых ракетах, не останавливался на таких их преимуществах, как увеличение высоты или дальности полета, не говоря уже о достижении высоких скоростей, недоступных для обычных ракет. Единственная цель их применения заключалась в стремлении создать более впечатляющее зрелище.
Начиная с конца XV в. ракеты все чаще применяются, главным образом, для увеселительных целей —— при устройстве фейерверков и иллюминаций. Сведения о боевом применении ракет встречаются все реже и реже и постепенно почти исчезают. Объясняется зто тем, что к этому времени огнестрельное оружие, применяв- 山ееся в европейских армиях (в том числе и артиллерия), достигло такого совершенства, что полностью вытеснило ракеты (бывшие к тому времени в техническом отношении крайне несовершенными) в качестве бое- вого средства.
Фейерверки этого периода (рис. 1.6) представляли собой яркое красочное зрелище. Нередко над их приготовлением в течение длительного времени трудились сотни людей, а число ракет, запускаемых при устройстве иллюминаций, доходило до десятков тысяч. Особое впе- чатление производили различные аллегорические изображения, являв- 山неся непременной составной частью большинства крупных фейер-
?0S9I) rtTseox^ssQ .£
ss-Md HXHAQHd ・'IdHd
^^
и
Mil—MIIIM 以
hiMMi VI面广,
в
верков и иллюминаций, устраиваемых в Италии, Франции, Англии и других европейских странах.
Возраставшая потребность в пиротехнических сооружениях способствовала повышению интереса к производству ракет. На протяжении XVI——XVIII вв. литература по артиллерии н пиротехнике обогатилась рядом интересных произведений, в которых вопросы изготовле- н ня н применения ракет занимали уже довольно заметное место. К числу таких работ следует отнести книги В. Бирингуччио (1540 г.), Л. Фуртенбаха (1557 г.), И. Шмидлапа (1561 г.), Л. Колладо (1592 г.), Ж. Апиера (1630 г.), К- Сименовича (1650 г.) (рис. 1.7), А. Фрезье (1707 г.) и других авторов [11 —17].
Для всех этих работ характерен описательный подход, так как они предназначались, главным образом, в качестве инструкции для приготовления фейерверков. Авторы этих книг преимущественно исходили лишь из своего собственного опыта н, как правило, почти совершенно не знали о других возможных способах и приемах изготовления ракет н даже не пытались как-либо теоретически обосновать или подкрепить свои выводы.
Для рассматриваемого времени (XV——XVIII вв.) вообще был характерен весьма невысокий уровень теоретических разработок в области ракетной техники. Ракеты этого периода представляли собой несложные технические устройства, производство которых в значительной степени зависело от опыта и искусства мастеров-пиротехников.
Специалисты, работавшие в это время над совершенствованием ракет, особое внимание уделяли составу ракетного топлива, считая, что именно от его правильного выбора зависит качество пиротехнических ракет. Было разработано большое количество рецептов ракетных смесей, состоявших в своей основе из селитры, серы и угля, взятых в различной пропорции, ио все они подбирались эмпирически и не были подкреплены теоретическими выводами.
Лишь к концу XVIII в. стало утверждаться мнение, что на качество ракет влияет не только состав ракетного топлива, ио и ряд других факторов, в том числе правильный выбор конструктивных параметров. Это представление нашло отражение в работах по артиллерии и пиротехнике, опубликованных в конце XVIII ——начале XIX вв.
При этом обращает на себя вннманне, что практически за четыре столетия (с XV по XVIII вв.) в конструкцию ракет и технологию их изготовления не было внесено существенных изменений. Ракеты этого периода состояли нз картонной гнльзы, в верхней части которой размещался полезный груз (звездки либо другой наполнитель) ,а остальную часть гильзы занимала ракетная камера, служившая одновременно хранилищем для ракетного топлива и камерой сгорания. Для стабилизации полета ракет к гильзе прикреплялся деревянный брусок («ракетный хвост»), который воспрнйнмал давле-
Рис. 1.8. Ракеты XV—XV111 вв.Рис. 1.8. Ракеты XV—XV111 вв.flfl
Рис. 1.8. Ракеты XV—XV111 вв.
Рис. 1.8. Ракеты XV—XV111 вв.
fl
fl
нне встречного потбка воздуха н обеспечивал сохранение определенного положения продольной оси (рйс. 1.8).
Несмотря иа то что в течение XVII—XVIH вв. ракеты не применялись в качестве боевого средства ни в одной из европейских армий, опыты по нх боевому использованию все же имели место.
В этой связи заслуживают внимания исследования К- Ф. Гайслера, проведенные им еще в 1668 г. в окрестностях Берлина, хотя описание их было дано лишь в 1718 г. в его книге «Новая потешная и серьезная артиллерия...»2^ Для проведения опытов были изготовлены 50-фунтовые и 120-фунтовые ракеты (22,65 и 54,36 кг). Корпус ракет изготавливался из дерева и покрывался парусиной, пропитанной горячим клеем. Ракетный состав состоял из смеси, содержавшей 57 % селитры, 25 % серы и 19 % угля, которая плотно запрессовывалась в корпус ракеты. В качестве боевого заряда впереди большой (120-фунтовой) ракеты укреплялась 16-фуитовая бомба (7,25 кг).
Ни в книге Гайслера, ни в других источниках ие приводится сведе- ннй о результатах испытаний этих ракет. Не говорится ничего н об их практическом применении. Однако появление книги Гайслера не осталось незамеченным н вновь пробудило интерес к возможностям боевого нсяользовання ракет.
27 См.： Ch. F. von Geissler. Neue curiese und volkommene Artillerie…Dresden, 】718. S. 173.
В 1730 г. немецкими мастерамн^пиротехниками было изготовлено большое число ракет разного калибра (вплоть до 100-фунтового). Топливные смеси для этих ракет испытывались в Веддинге и Шафбрюке (близ Берлина). Эти опыты, проведенные в 1730——1731 гг., не получили дальнейшего развития. Вплоть до конца XVIII в. ни в Пруссии, ни в других европейских странах опыты над боевыми ракетами не проводились.
К концу XVIII в. европейскими мастерами-пиротехниками был накоплен значительный опыт в области производства и применения пиротехнических ракет. Были выработаны рациональные соотношения и размеры ракетной гильзы и стабилизирующего стержня, определены составы ракетного топлива и регламентирована плотность их набивки, понято значение размеров н формы канала в пороховом составе (ракетной пустоты). В книгах по фейерверочному искусству начала XIX в. приводились описания многоступенчатых и составных ракет ' (ракетных связок)79.
Однако все достигнутые результаты были получены эмпирическим путем и базировались не на теоретических, а исключительно на опытных данных. К началу XIX в. не было создано ни теории взрывчатых составов, ни теории конструирования ракет, ни теории нх полета.
В значительной степени это объяснялось тем, что до конца XVIII в. во всех европейских странах ракеты применялись исключительно для устройства фейерверков н для подачн сигналов в ночное время. При таком применении ракет требования, предъявляемые к ним, не были особенно высокими и удовлетворялись результатами многочисленных опытов мастеров-пиротехников, так что особенно острой потребности в разработке теоретических основ ракетной техники не ощущалось.
Но в конце XVIII — начале XIX вв. вопрос о боевом применении ракет вновь становится актуальным. Хотя ракеты по-прежнему несколько уступали артиллерийским орудиям в отношении точности и дальности стрельбы. Массированное нх применение давало довольно значительный эффект.
Впервые это испытали на себе английские войска, столкнувшиеся в конце XVIII в. с действием индийских ракетных частей.
По сведениям, приводимым одним из очевидцев этого события, ракеты индийцев были весьма похожи на те, которые применялись в Европе во время фейерверка, но отличались от них большими размерами и весом (от 2,7 до 5,4 кг). Кроме того, при их запуске нспользовалнсь специальные бамбуковые направляющие.
В первых полученных европейцами сведениях об индийских ракетных частях говорилось, что онн были созданы в 1766 г. Хайдар-Али Майсорским, который придал подразделения ракетной артиллерии в количестве 1200 человек своим регулярным войскам. Когда эффектив-
ность нового оружия была доказана, сын Хайдара-Али ——Таппу-сагиб увеличил (в 1786 г.) численность ракетных частей до 5000 человек.
До последнего времени в историко-технической литературе, посвященной истории ракетной техники, было широко распространено мнение, что в Европе к производству боевых ракет первыми вновь (после перерыва в период времени XV—XVIH вв.) приступили англичане, испытавшие на себе действие индийских ракет. Это мнение довольно прочно вошло в нсторнко-научную литературу н нашло отражение во многих работах.
Однако ознакомление с французскими работами по артиллерии и пиротехнике конца XVIII в. показывает, что еще до того, как к исследованиям производства боевых ракет приступил В. Конгрев, аналогичные опыты проводились во Франции. В 1791 — 1798 гг. опыты над изготовлением зажигательных ракет проводили французские инженеры н пиротехники Руджиери, Бельер н Шевалье?
1・3・ РАБОТЫ НАД БОЕВЫМИ РАКЕТАМИ В XIX в.
До конца XVIII в. во всех странах мира ракеты применялись почти исключительно для увеселений, а также в качестве сигнальных средств. С конца XVIII в. положение начинает существенно изменяться. Первоначально в Индии, а затем н в ряде европейских стран ракеты вновь стали применяться в качестве боевого средства.
Почему именно в это время (конец XVIII — начало XIX в.) вновь стал актуальным вопрос о боевом применении ракет, почему именно в эти годы в разных странах мира отдельные изобретатели, работавшие, как правило, независимо друг от друга и большей частью даже не знавшие о других работах в этой области, один за другим выдвигали предложения о применении ракет в качестве боевого оружия?
Для ответа на этот вопрос необходимо еще раз вернуться к истории развития ракетной техники рассматриваемого периода н попытаться проанализировать факторы, которые могли бы оказать влияние на характер этого развития, ответить на вопрос о причинах появления, чрезвычайно быстрого и широкого распространения, а затем быстрого спада ракетного оружия в Европе.
Однако прн попытке ответить на этот вопрос исследователи этой проблемы (историки ракетной техники) сталкиваются с рядом трудностей.
Первая из них заключается в том, что никаких очевидных (заметных) причин, дающих удовлетворительный ответ на интересующий нас вопрос, при первом рассмотрении обнаружить не удается. Действительно, нн анализ внутренней логики развития пороховых ракет XVI—XVIII вв., нн рассмотрение внешних факторов (запросов практики) не дают какнх-лнбо убедительных доводов для объяснения это-
го, казалось бы, внезапно возникшего (а точнее возродившегося) интереса к ракетному оружию. 』
Рассмотрение истории развития пороховых ракет интересующего; нас периода показывает, что ни в конструкции ракет, ни в технологии； их изготовления не произошло заметных изменений, способных корен-- иым образом изменить задачи и характер их применения и натолкнуть) изобретателей на появление новых возможностей разрабатываемого ими вида техники.
С другой стороны, и запросы практики не выдвигали в этот период каких-либо новых требований к имевшимся видам оружия ——к началу XIX в. артиллерия достигла высокого (для того времени) совершенства и перед ней не возникали задачи, которые она в этот период не могла бы решить.
В начале XIX в. боевые ракеты нашли применение первоначально в Англии, а затем получили широкое распространение и в других европейских странах——Австрии, Голландии, Греции, Дании, Испании, Италии, Пруссии, Польше, России, Франции, Швеции.34
Первым человеком, решившим задачу воссоздания и успешного применения боевых ракет, в XIX в. явился английский военный инженер полковник Вильям Конгрев (1772——1828 гг.). Его работы оказали большое влияние на последующее развитие боевых ракет, которые. длительное время почти во всех странах носили название ракет Конгре- ва (Пруссия, Франция) или конгревовых ракет (Россия, Польша).
О деятельности Конгрева имеется обширная довольно противоречивая литература35 И все же, несмотря на это, сохранилось очень мало данных о конструкции ракет Конгрева периода 1805—1819 гг. и об их технических характеристиках.
историко-научного и, научно-историко-научного и, научно-технического анализа.технического анализа.34 См.: Correard. I. Histoire des fusees Traite des fusees de guerre. Paris, 1825. О боевых ракетах. СПб., 1864. С. 79—98.34 См.: Correard. I. Histoire des fusees Traite des fusees de guerre. Paris, 1825. О боевых ракетах. СПб., 1864. С. 79—98.de guerre. Paris, 1841; MontgeriP・ 14一89. Константинов К-卩de guerre. Paris, 1841; MontgeriP・ 14一89. Константинов К-卩Cm.: Hoyer. J. G. Die Brandraketen Leipzig, 1827; Fave. Etudes surCm.: Hoyer. J. G. Die Brandraketen Leipzig, 1827; Fave. Etudes survonvon—Congreve und anderei〜Ie passe et I'avenir de'Artillerie. Paris,Pp. 89—144; Ley. W. Rockets, Missilles and Space Travel. N. Y., ［二，二} W. Von, Ordway. F. History of Rocketry.P. 30—31; Montgery. Traite des fusees.,. Paris, 1825. P. 10 —12.—Congreve und anderei〜Ie passe et I'avenir de'Artillerie. Paris,Pp. 89—144; Ley. W. Rockets, Missilles and Space Travel. N. Y., ［二，二} W. Von, Ordway. F. History of Rocketry.P. 30—31; Montgery. Traite des fusees.,. Paris, 1825. P. 10 —12.Pp. 67—71; BraunPp. 67—71; BraunN. Y.,N. Y.,187戶 1958.- 1966.!187戶 1958.- 1966.!36 Cm.: Congreve W. The Details of the Congreve W. Concise Account on t：“ О System Deteils. Dublin, 1817; Congreve W. London, 1827.36 Cm.: Congreve W. The Details of the Congreve W. Concise Account on t：“ О System Deteils. Dublin, 1817; Congreve W. London, 1827.Rocket System. London, ISM, the Origin and Progress of the Rocket 'ч A. Treatise of the Rocket System.Rocket System. London, ISM, the Origin and Progress of the Rocket 'ч A. Treatise of the Rocket System.1814;1814;Объясняется это, по всей вероятности, тем, что в начале XIX в. ракеты рассматривались как весьма важное, чрезвычайно секретное оружие. И все, что было связано с их производством, конструкцией и технологией их изготовления, было строжайшим образом засекречено. Поэтому ни в научной литературе рассматриваемого периода, ни в практических наставлениях по артиллерии и военному применению ракет, ни в книгах самого Конгрева36 мы не встречаем достаточно подробного описания конструкции и технологии изготовления боевых ракет. И при попытке воссоздания их технических характеристик нередко приходится прибегать к сравнительному анализу, вероятностной оценке приводимых материалов и другим методам
историко-научного и, научно-
историко-научного и, научно-
технического анализа.
технического анализа.
34 См.: Correard. I. Histoire des fusees Traite des fusees de guerre. Paris, 1825. О боевых ракетах. СПб., 1864. С. 79—98.
34 См.: Correard. I. Histoire des fusees Traite des fusees de guerre. Paris, 1825. О боевых ракетах. СПб., 1864. С. 79—98.
de guerre. Paris, 1841; Montgeri
P・ 14一89. Константинов К-卩
de guerre. Paris, 1841; Montgeri
P・ 14一89. Константинов К-卩
Cm.: Hoyer. J. G. Die Brandraketen Leipzig, 1827; Fave. Etudes sur
Cm.: Hoyer. J. G. Die Brandraketen Leipzig, 1827; Fave. Etudes sur
von
von
—Congreve und anderei
〜Ie passe et I'avenir de'Artillerie. Paris,
Pp. 89—144; Ley. W. Rockets, Missilles and Space Travel. N. Y., ［二，二} W. Von, Ordway. F. History of Rocketry.
P. 30—31; Montgery. Traite des fusees.,. Paris, 1825. P. 10 —12.
—Congreve und anderei
〜Ie passe et I'avenir de'Artillerie. Paris,
Pp. 89—144; Ley. W. Rockets, Missilles and Space Travel. N. Y., ［二，二} W. Von, Ordway. F. History of Rocketry.
P. 30—31; Montgery. Traite des fusees.,. Paris, 1825. P. 10 —12.
Pp. 67—71; Braun
Pp. 67—71; Braun
N. Y.,
N. Y.,
187戶 1958.- 1966.!
187戶 1958.- 1966.!
36 Cm.: Congreve W. The Details of the Congreve W. Concise Account on t：“ О System Deteils. Dublin, 1817; Congreve W. London, 1827.
36 Cm.: Congreve W. The Details of the Congreve W. Concise Account on t：“ О System Deteils. Dublin, 1817; Congreve W. London, 1827.
Rocket System. London, ISM, the Origin and Progress of the Rocket 'ч A. Treatise of the Rocket System.
Rocket System. London, ISM, the Origin and Progress of the Rocket 'ч A. Treatise of the Rocket System.
1814;
1814;
Представляет интерес, что вопрос о том, кто является изобрета- телем боевых ракет XIX в., неоднократно обсуждался на страницах научно-исторической и специальной литературы, так как ряд авторов оспаривал у Конгрева право считаться изобретателем этого нового ВИда оружия. Необходимо отметить, однако (это отмечалось и в ряде источников XIX в.), что дискуссия эта являлась совершенно беспредметной, так как ни Конгрев, ни другие лица, работавшие в области ракетной техники в начале XIX в., вообще не могут претендовать на приоритет в изобретении ракет, так как ракеты, в том числе и боевые, были известны (как это уже отмечалось) за много столетий до работ Конгрева, Шумахера, де Брюллара, Картмазова, Засядко и других конструкторов, работавших над боевыми ракетами в начале XIX в.
Действительно, всех этих лиц нельзя рассматривать как изобретателей ракетного оружия. Они лишь брали имевшие довольно широкое применение пиротехнические ракеты, меняли состав их полезного груза и вносили ряд конструктивных и технологических изменений. Именно так начал свои исследования и В. Конгрев, который, узнав из опубликованных в различных книгах и журналах37 материалах об успешном применении ракет индийскими войсками в сражениях при Серингапа- таме в 1792 и особенно 1799 гг., решил приступить к их изготовлению в Англии.
Первоначально (1804 г.) он приобрел самые большие пиротехнические ракеты, которые ему удалось достать в Лондоне, и приступил к их испытаниям. Испытания эти, однако, дали м а лоуте шител ьные результаты 一 дальность полета ракет не превышала 450—550 м, т. е. значительно уступала дальности полета индийских ракет.
Тогда Конгрев приступил к усовершенствованию ракет, внес ряд конструктивных изменений (главное из которых заключалось в замене картонной гильзы металлической трубкой) и вскоре добился увеличения дальности полета до 1800 м, что уже делало их вполне сопоставимыми с индийскими ракетами и с артиллерийскими снарядами.
В 1805 г. усовершенствованные ракеты прошли успешные испытания на полигоне, в том же году их впервые пытались применить в боевых действиях во время морской операции против Булони, однако без заметного успеха.
Первое удачное применение боевых ракет Конгрева состоялось в октябре 1806 г. снова против Булони, а затем в 180. г.— против Копенгагена. Последняя операция, вошедшая в военную историю под наимено- ва'нием «сожжение ракетами Копенгагена», имела довольно большой успех. В результате массированного применения 25 тысяч зажигательных ракет было подожжено много зданий. .
Во время этой операции применялись зажигательные ракеты Конгрева образца 1805—1807 гг. калибром 3,5 дюйма (89 мм). Корпус этих ракет изготавливался из толстого листового железа и имел в длину 40,5 дюймов (1029 мм). Ракетный хвост длиной 192 дюйма (2877 мм) проходил через два кольца, припаянных к корпусу, и крепился к нему при помощи медного кольца.
笳 См.: Munro. I. A Narrative of the Military Operations, on the Coromandel goast …London, 1789; Hoyer. J. G. Gesehiehte der Kriegskunst.. Got- “Hge门，1797 и др.
a)
Рис. 1.9. Ракеты начала XIX в.:
а - Ракеты Конгрева (1807 г.)； б — шведские ракеты (1821 г.)
Первые ракеты Конгрева были оснащены только зажигательными веществами, что имело свои преимущества и недостатки. Известный французский химик де Арсе дал подробный химический анализ этих веществ38, что положило конец спорам о якобы таинственной силе, заложенной в ракетах Конгрева.
Споры эти являлись отголоском той широкой дискуссии, которая развернулась в первой четверти XIX в. среди артиллеристов и других военных специалистов вокруг вопроса об эффективности и целесообразности применения ракетного оружия.
Вопрос о боевом применении ракет имел как своих горячих сторонников, так и не менее ревностных противников. Причем, как азо нередко бывает в таких случаях, и преимущества, и недостатки нового вида оружия первоначально сильно преувеличивались, что приво^ дило к резкому расхождению в оценках эффективности ракетного прямо противоположных мнений о целесооб-
оружия и высказыванию
разности его применения. Сторонники принятия
на вооружение боевых
ракет приводили
в
качестве довода такие их преимущества, как большая большая скорострельность по сравнению с обычными скими снарядами. Кроме того, подчеркивалась легкость транспортировки.]
Более того, наиболее горячие приверженцы ракетного оружия (к их I числу относился и В. Конгрев) утверждали, что в ближайшем буду- j щем ракеты вообще вытеснят и заменят собой все артиллерий- j ские орудия, за исключением корабельных.
дальность и артиллерий-
38 См，Bulletin de la Societe d'Encouragement N CXX, Paris, 1814, 2. p. 135. !
В противовес этому противники внедрения ракетного оружия (таких было большинство, причем основную массу их составляли сторонники классической артиллерии) ссылались на малую эффективность ракет, их недостаточную точность, сравнительно более высокую стоимость, больший расход пороха, ненадежность в эксплуатации и др.
Рассматривая вопрос о причинах в общем-то недоброже л а тель - ного отношения к принятию на вооружение боевых ракет со стороны подавляющего большинства представителей военных кругов, в первую очередь кадровых артиллеристов, многие исследователи склонны расценивать это как естественную реакцию на слишком далеко идущие утверждения сторонников ракетного оружия, что в скором будущем ракеты заменят собой все виды огнестрельного оружия.
На наш взгляд, положение обстояло несколько сложнее, хотя несомненно известную роль играли также и такие неправильные и непродуманные утверждения. Главной же причиной отрицательного отношения большинства представителей военных кругов к боевым ракетам являлось их неверие в этот вид оружия, основывавшееся на многолетних безуспешных попытках использовать ракеты как боевое средство.
Первое успешное применение ракет Конгрева в 1806—1807 гг. произвело большое впечатление на военных руководителей многих европейских государств и остро поставило перед ними вопрос о необхо- димости оснащения их армий ракетным оружием.
Одной из первых стран, решавших эту задачу, стала Дания. По всей вероятности, большое влияние на это решение оказали резуль、 таты ракетной бомбардировки Копенгагена, где уже в 1811 г. извест- ному датскому военно-морскому инженеру и артиллеристу А. Шумахеру было поручено создать боевые ракеты собственной конструкции.
Он активно взялся за решение этой задали и вскоре добился первых положительных результатов. При этом он выдвинул новую и для того времени весьма оригинальную идею —— использовать ракеты не только для переброски зажигательных средств, но и для мета- ния обычных артиллерийских снарядов.
Это предложение, столь обычное для последующих десятилетий, явилось совершенно неожиданным для начала второго десятилетия XIX в., вызвало довольно продолжительную дискуссию и в конце концов привело к созданию особой разновидности боевых ракет — ракет, вооруженных артиллерийскими фугасными или шрапнельными зарядами.
Наибольшее развитие этот вид ракет получил впоследствии в Австрии, вследствие чего он нередко носил название ракет австрийской системы (см. далее). Однако первоначально они были все же предложены Шумахером и лишь впоследствии развиты и усовершенствованы Аугустином. Поэтому К. И. Константинов совершенно справедливо предлагал называть их ракетами Шумахера — Аугустина. Среди стран, уже в первом десятилетии XIX в. проявивших интерес к боевым ракетам, следует назвать также Россию.
Обычно в большинстве работ по истории ракетной техники введение ракет в России связывают с именем А. Д. Засядко (1779—— 1837 гг.), который в 1817 г. провел ряд успешных опытов с скон-
струированными им боевыми ракетами. Однако ознакомление с архивными материалами показывает, что еще до А. Д. Засядко в России проявлялся интерес к боевым ракетам, где этим вопросом на протяжении ряда лет занимался Военно-ученый комитет.11
Первоначально предполагали, что успехи англичан в этой области объясняются особыми качествами зажигательного состава их ракет. Поэтому в первые годы усилия ученых, военных инженеров и исследователей были направлены на определение химического состава зажигательного вещества английских боевых ракет.
Военно-ученый комитет дважды (в 1810 и 1813 гг.) производил химический анализ состава английских зажигательных ракет. На основании этих опытов пришли к выводу, что《в составе нет ничего особенного и что ракеты сии не суть какое-либо новое особенного свойства зажигательное средство, а одно лишь приспособление стремительной силы ракет к перенесению на дальние расстояния обыкновенного зажигательного состава без употребления к тому тяжелых артиллерийских орудий».
Тогда Военно-ученый комитет сосредоточил внимание на разработке конструкции ракет и после ряда неудачных экспериментов члену комитета И. Картмазову удалось в 1814 г. изготовить боевые ракеты двух типов — зажигательные и гранатные.
При опытах, проведенных в июле 1814 г. с ракетами И. Картмазо- Ва, были получены следующие результаты: верховые зажигательные ракеты большого калибра (3,6 дюйма — 91,44 мм) достигали максимальной дальности 1260 сажен (2690 м), а рикошетные ракеты малого калибра (2 дюйма ——50,8 мм) с гранатой ——до 800 сажен (1710 м).
Эти результаты свидетельствовали о неплохом качестве ракет, изготовленных Картмазовым, так как максимальная дальность ракет Конгрева этого периода не превышала 3000 ярдов (2740 м). В дальнейшем опыты с ракетами Картмазова были повторены. Результаты испытаний, проведенных в апреле 1817 г., показали, что дальность полета ракет большого калибра (91,44 мм) колебалась от 1050 сажен (2243 м) при угле возвышения 55°, а при угле возвышения 15° (т. е. при стрельбе рикошетными ракетами) она составила 1050—1150 сажен (2243—2456 м).
К этому же времени были получены первые положительные результаты одним из выдающихся отечественных ученых артиллери-
стов А. Д. Засядко, который, варьируя толщину стенок гильзы, силу ракетного состава и размеры канала в ракетном составе, стремился получить оптимальное соотношение этих трех величин.
В начале 1817 г. А. Д. Засядко демонстрирует действие своих ракет в Петербурге, а с июля по декабрь этого же года проводит многочисленные опыты с верховыми и рикошетными ракетами, изготовленными в пиротехнической лаборатории, созданной в г. Могилеве специально для этой цели. Во время этих опытов были получены следующие результаты:
4-дюймовые зажигательные ракеты
Угол возвышения55°—760—1250 сажен
в градусах50°—725—1229》
45。一700—923》
дюймовые зажигательные ракеты
Угол возвышения35°——600—750 сажен
в градусах30°一400—645》
24—28°—119—624>
18—22。一！ 17—275>
12—15°— 72—219》
10°— 93—207>
Таким образом, и при этих опытах максимальная дальность полета четырехдюймовых зажигательных ракет достигала 2670 м. Во время испытаний внимание обращалось не только на дальность, но и на точность полета. С этой точки зрения многие ракеты оказались неудовлетворительными, так как значительно отклонялись от заданного направления.
Представляет интерес то обстоятельство, что, хотя К^ртмазов и Засядко работали независимо друг от друга, они пришли почти к аналогичным результатам. Предложенные ими ракеты отличались лишь вто-』， ростепенными деталями. Даже размеры основных конструктивных эле- “忌 ментов почти совпадали. Объясняется это, по всей вероятности, тем, что оба изобретателя исходили из того, что «боевая ракета суть ракета обыкновенная», и в своих изысканиях опирались на опыт, накопленный к этому времени русскими пиротехниками. Отсюда и традиционные соотношения между калибром и длиной гильзы (1:7), размеры канала в ракетном составе, «направляющего стержня» и ряд других конструктивных особенностей, характерных для фейерверочных ракет. Это, в свою очередь, свидетельствует о независимом, самобытном пути русских конструкторов.
Во Франции отношение к боевым ракетам было более сложным и противоречивым. По-видимому, немалую роль сыграло то обстоятельство, что первыми применили этот новый вид оружия англичане —традиционные в рассматриваемый период противники французов. Вскоре после того, как англичане впервые применили в 1806 г. ракеты против Булони, французские военные круги пришли к выводу о необходимости изучить этот новый вид оружия и ввести его у себя.
Поскольку в этот период считалось, что основное достоинство и главный секрет боевых ракет заключаются в их движущем и зажигательном составах, исследование английских ракет, попавших в руки французского командования после взятия в плеи разбитого аиглий-
ского судна, было возложено на известного французского химика д'Арсе. Результаты исследования были опубликованы в Бюллетене Общества поощрения индустрии.
Первое значительное употребление французами ракет было под Кадиксом в 1810 г. По общему мнению, применение ракет не оказало заметного влияния на ход сражений.
В этот период ракеты во Франции изготавливались в Тулоне н Венсене, причем была создана специальная, довольно представительная комиссия, на которую было возложено усовершенствование производства ракет.
Однако работа этой комиссии не дала никаких положительных результатов н в 1813 г. французское правительство было вынуждено обратиться к союзному — датскому правительству с просьбой ознакомить французских представителей с успехами в производстве ракет, достигнутыми Шумахером. Согласие было дано, н в том же году французский артиллерийский офицер Брюссель де Брюлар, ознакомившись с опытом изготовления ракет в Данни, наладил во Франции их выпуск по образцу ракет Шумахера.)
В дальнейшем (до второй половины 20-х годов XIX в.) во - Франции ракетами занимались очень мало и практически ничего не бы- ло сделано для их усовершенствования. Перелом в отношении фран- | цузских военных кругов к боевым ракетам* произошел во второй поло-1 вине 20-х годов после выхода в свет кннгн известного морско- ‘ го артиллериста Монжери, в которой подробно излагалось состоя- + ние ракетного производства в различных странах н давалась нх сравнительная оценка.
Конгрев не ограничивался пропагандой нового вида оружия и борьбой за его внедрение, он непрерывно работал над его усовершенствованием. После 1813 г. он несколько изменил конструкцию своих ракет, придав им конусообразную форму. Цилиндрическая металлическая трубка, содержавшая ракетный пороховой заряд, была заменена конической, представлявшей собой усеченный конус. Это привело к тому, что диаметр ракет стал переменным (так, например, для ракеты 32-го калибра он по всей длине колебался от 6,5 дюймов (163,1 мм) у верхнего основания до 4,5 дюймов (112,3 м) у иижнего).
Введение конусообразного корпуса, в свою очередь, поставило перед конструкторами новую проблему, связанную с креплением направляющей. Прежний способ, когда направляющая крепилась к наружной стенке ракетной гильзы, в данном случае был технически неприемлем, и было необходимо найтн другое конструктивное решение.
В качестве такого решения Конгревом было предложено заменить боковую направляющую центральной. В ракетах новой конструкции (рис. 1.10) направляющий стержень (ракетный хвост) устанавливался не сбоку, а по оси ракеты н при помощи винтовой нарезки крепился к специальному выступу в поддоне.
Первоначально изменение способа расположения направляющего стержня было продиктовано, по-вндимому, исключительно конструктивными соображениями (невозможностью его крепления снаружи к стенкам гильзы конусообразной формы), однако это изменение повлекло за собой далеко идущие последствия и привело к созданию нового вида ракет с центральным направляющим стержнем.
Основным преимуществом ракет с центральной направляющей являлась значительно большая точность их полета, так как симметрично расположенный стержень почти полностью исключал возможность появления дестабилизирующих моментов, которые были столь характерны для ракет с боковыми хвостами.
Прежде чем перейти к рассмотрению дальнейших работ Конгрева, следует остановиться на тех способах применения ракет, которые были нм предложены после 1813 г.
Предложение о том, чтобы вместо зажигательного вещества прикреплять к ракете снаряд, гранату или бомбу с картечью, следует считать одним нз первых. Нетрудно видеть, что здесь Конгрев претворяет в жизнь предложения, которые неоднократно высказывались рядом авторов работ по артиллерии и пиротехнике (Ганзеле — Hanselet, Фуртен- бах — Furtenbach н др.). ' *
Трудно утверждать определенно, был ли знаком Конгрев с аналогичным предложением Шумахера, которое было нм выдвинуто при работе над усовершенствованием датских боевых ракет, или это предложение являлось логическим развитием его концепции о полной замене ракетами всех артиллерийских орудий.
Во всяком случае, Конгрев не только высказал мысль о прнмене- Нии боевых ракет для метания ядер, гранат н других снарядов, но н упорно ее отстаивал, несмотря на ожесточенное сопротивление и резкую критику со стороны военно-артнллерийских кругов.
Большое внимание Конгрев уделял применению ракет во флоте. Это объяснялось тем, что одним нз наиболее очевидных преимуществ ракет являлось отсутствие отката, что позволяло применять их на небольших кораблях, брандерах и даже шлюпках. Для этого требовалось устроить лишь специальные выемкн в бортах, где можно было устанавливать ракеты, придавая нм соответствующий наклон.
Для стрельбы ракетами с морских судов Конгрев предложил спе- циальные металлические трубкн, которые, с одной стороны, должны бнлн направлять полет ракет, делая его значительно более точным, с Другой стороны, эти трубочки должны были предохранять от воспла- менення деревянные части судов при случайном попадании на них зажигательного вещества.
Конгрев рекомендовал устанавливать направляющие трубки иа рас-
Рис. 1.10. Усовершенствованная ракета Конгрева (1815 г.)
стоянии 18 дюймов друг от друга. При этом можно было посылат! снаряды один за другим, как из обычного артиллерийского орудия или все сразу при помощи пороховой дорожки.
При рассмотрении способов применения ракет Конгрев не ограничИ вался использованием их лишь для целей разрушения. В частности им были предложены осветительные ракеты с парашютом. Способ и； применения заключался в следующем: когда ракетное топливо полностЫ
Г а б л и u. a LI
Калибр ракет
Угол запуска
20—25°
25—30°
30—35°
35—40°
19 КГ
14,5 кг915—1100 м
——
—
915—1370 м
1370—
]830 м
10,8 кг 900—1100 м
—
-—
—
8 кг915 м
915—1370 м
1370 м
1830 м
и выше
и выше
5,4 кг900 м
-—
—
—
—
4 кг730—915 м
915—1370 м
-—
1830 м
й выше
2,7 кг700—900 м
-—
—
——
Калибр ракет
Угол
запуска
40—45°
45—50。
50—55。
55—60。
19 КГ
■ --
1830—
2285—
2285. м
2745 м
14,5 кг 915—1100 м
1830—
2285—
2745-
-—
2285 м
2745 м
2945 м
10,8 кг 900—1100 м
—
―-
'—
8 кг915 м
1830 м
—
—
—
и выше
5,4 кг900 м
-—
—
—
4 кг730—915 м
2010 м
—
—
—
и выше
2,7 кг700—900 м
—
—
——*
—
Таблица составлена на основании следующих источников [108, 109, 110].
израсходовано и ракета достигает наивысшей точки своей траектории, из нее при помощи специального несложного приспособления выбрасывается огненный шар, подвешенный на цепочке к парашюту. Этот шар распространяет яркий свет в течение нескольких минут, что дает возможность ночью наблюдать передвижение и работы, производимые неприятельскими войсками. При оценке эффективности осветительных ракет этого периода английские авторы особенно охотно приводят пример с кораблем Плантагенет, когда в июле 1814 г. удалось при помощи осветительных ракет обнаружить местонахождение судна противника. Дальности полета боевых ракет конструкции Конгрева (начало XX в.) даны в табл. 1.1.
К концу первой четверти XIX в. уже довольно четко обозначились Две системы ракет, отличавшиеся друг от друга как по конструкции, так и по характеру действия движущей силы: ракеты с боковым хвостом (боковым направляющим стержнем) и ракеты с центральным хвостом (центральным направляющим стержнем).
Первые были наиболее широко распространены в Австрии и вследствие этого нередко носили название ракет австрийской системы. Ракеты с центральным хвостом были, как уже указывалось, предложены Конгревом в первой половине десятых годов XIX в. и носили название ракет английской системы.
Рис. 1.11. Две системы ракет (с боковым и центральным направляющими стержнями)Рис. 1.11. Две системы ракет (с боковым и центральным направляющими стержнями)Обе системы ракет имели как преимущества,, так и недостатки. Принципиальное отличие ракет г с боковым хвостом от ракет с центральным хвое- j том заключалось в том, что у первых движущая j； сила развивалась в самом начале полета и дей-； ствовала кратковременно. Объяснялось это тем,: что ракеты с боковым хвостом не имели, как j правило, поддона, вследствие чего образующиеся $ при сгорании ракетного топлива газы ничто не j задерживало и они моглн свободно выходить на- J РУ*У・ I
Рис. 1.11. Две системы ракет (с боковым и центральным направляющими стержнями)
Рис. 1.11. Две системы ракет (с боковым и центральным направляющими стержнями)
Это, по представлениям того времени, давало | возможность значительно увеличить скорость его- | рания состава, а следовательно, повысить началь- | ную скорость ракеты. |
После выгорания состава ракета летела, как | обычный снаряд, по законам баллистики за счет j накопленной кинетической энергии. При этом по- | ложение центра тяжести ракеты уже не менялось. | Оба эти обстоятельства ——повышение начальной | скорости полета ракеты и постоянство положения | ее центра тяжести на значительном участке | траектории — способствовали повышению точно-] сти полета, что играло в рассматриваемый период Я существенную роль при выборе конструкции Я боевых ракет. 1
В ряде стран неоднократно проводились срав-Я ннтельные испытания ракет двух систем. Эти ис-я пытания показали, однако, что хотя при прицель-■ ной стрельбе на небольшие расстояния ракеты с Я боковым хвостом австрийской системы имелнЯ явное преимущество перед ракетами с централь-， ным хвостом английской системы в отношенннЯ стабильности и точности полета, но по мере уве-Я лнчения дальности это преимущество становилосьЯ все менее заметным. Я
Объяснялось это тем, что асимметричное ■
расположение направляющего стержня у ракет] австрийской системы с боковым хвостом влекло за собою появление дестабилизирующих моментов, что в начале полета еще не оказывало су-1 щественного влияния, однако по мере увеличения дальности эти факторы j начинали играть все возрастающую роль. Исследователи, занимавшиеся | изучением повышения качества боевых ракет, на основании сравнительно- j го анализа ракет обеих систем пришли к выводу, что ракеты австрийской | системы целесообразнее применять для стрельбы на небольшое расстоя-] мне (до 400—500 м); в тех же случаях, когда дальность стрельбы | ракетами достигала 1 000 и более метров, очевидным становилось преиму-1 щество ракет английской системы с центральным направляющим |
стержнем. !
При выборе той или иной системы ракет наряду с тактико-техни-1 ческими данными принимались во внимание также экономические, тех-] нологнческне и военно-производственные соображения. Ракеты с боковы-|
мн направляющими стоили значительно дешевле ракет с центральной направляющей, так как у ракет первого типа отсутствовала такая трудоемкая н дорогостоящая деталь, как поддон, н нх было гораздо проще н быстрее изготавливать. Но нх существенным недостатком было 'то, что они являлись гораздо менее удобными при транспортировке.
Сравнительно широкое распространение боевых ракет в Европе поставило перед исследователями, работавшими в области ракетной техники, задачу теоретического обоснования выдвинутых нмн положений и потребовало научного подхода к вопросам конструирования н производства ракет.
В первой половине XIX в. вопросы теории полета ракет находили отражение в работах Мура, Монжерн, Хойера н других исследователей. Следует отметить, что теоретические работы этого периода в области ракетной техники носнлн довольно абстрактный характер, содержали ряд неточных положений н практически не использовались при проектировании н нзготовленнн ракет, вследствие чего не оказали в то время существенного влияния на развитие ракетной техники.
Заслуживает особого внимания также то обстоятельство, что на протяжении довольно длительного времени (почти до середины XIX в.) практика изготовления ракет н теория этого вопроса развивались почти независимо друг от друга. Как это ни кажется в наши дни странным, однако подавляющее большинство лиц, занимавшихся практической пиротехникой, не были знакомы с теоретическими исследованиями, проводившимися нх современниками, и не использовали нх в своей работе. '
С другой стороны, н те ученые, которые интересовались вопросами теории реактивного движения, по-внднмому, были крайне слабо знакомы с теми проблемами, которые стояли перед мастерамн-пиротехинкамн, не знали о вводимых ими конструктивных и технологических усовершенствованиях и решали встававшие перед ними теоретические задачи
реактивного движения настолько отвлеченно, в отрыве от практических потребностей, что применять нх в реальной действительности было по сути дела просто невозможно.
В значительной степени это объяснялось, в частности, тем, что процессы, происходящие в ракете, являются довольно сложными и, как правило, с трудом поддавались аналитическому расчету, а отдельные факторы — такие, как температура газов, нх давление с учетом непрерывного истечения, скорость истечения продуктов сгорания и другие ——при уровне науки первой половины XIX в. вообще не моглн быть определены точно аналитическим путем, так как в то время совершенно не были разработаны такие дисциплины, как аэродинамика больших Скоростей, в частности газовая динамика, теория горения топлива в
не вполне замкнутом пространстве, в зачаточном состоянии находив лась такая дисциплина, как химия ракетного топлива.
К концу первой четверти XIX в. практически во всех ведущих европейских странах ракеты были приняты на вооружение и налажено их массовое производство, В этих странах были созданы исследовательские центры в области ракетостроения, к которым, в первую очередь, относились Вульвич (Англия), Пиротехническая школа в Метце (Франция), Санкт-Петербургское ракетное заведение (Россия), Раке- тенсдорф под Нейштадтом (Австрия). Однако качество этого вида оружия продолжало оставаться невысоким. Поэтому перед исследователями, работавшими в области ракетной техники, по-прежнему стоял ряд серьезных проблем.
Одним из важнейших вопросов являлась необходимость повышения дальности и точности полета ракет. Хотя дальность полета ракет первой четверти XIX в. нес коль ко превышала дальность стрельбы из легких артиллерийских орудий, однако быстрый прогресс артиллерийской техники вел к тому, что это преимущество становилось все менее заметным. Поэтому исследователи уделяли большое внимание повышению дальности полета ракет.
При этом необходимо отметить, что почти все исследователи, работавшие над этой проблемой, недостаточно четко представляли физическую сущность процессов, происходящих в ракете, и пытались решать задачу повышения дальности полета чисто эмпирическими методами.
Не менее, а, может быть, даже более важной проблемой, стоявшей перед лицами, работавшими над усовершенствованием боевых ракет, являлось повышение точности их полета. Если в отношении дальности полета ракеты не уступали артиллерийским орудиям того периода, а в ряде случаев даже превосходили их, то точность полета ракет значительно уступала точности стрельбы из артиллерийских орудий.
Технология производства ракет в рассматриваемое время находилась на довольно низком уровне, вследствие чего точность изготовления отдельных частей ракет оставляла желать много лучшего. Производство в большинстве случаев носило кустарный характер и по-прежнему в большой степени зависело от опыта и искусства мастеров, что значительно усиливало субъективный фактор в точности изготовления и практически делало невозможным массовое производство качественных ракет.
Кроме того, ракетам первой половины XIX в. были присущи также такие конструктивные недостатки, которые было крайне трудно устранить даже при самом точном изготовлении. Особенно это относилось к ракетам с боковым стабилизирующим стержнем, в(;амой конструкции которых были заложены факторы, способствовавшие их рассеиванию.
Стремясь повысить точность полета ракет, специалисты, работавшие над их усовершенствованием, шли одновременно двумя путями. Первый путь заключался в идентификации производства ракет, при котором влияние субъективных факторов (отклонения в составе топлива и плотности его набивки, несовершенство выполнения различных технологических операций и т. п.) сводилось бы к минимуму.
Для этого, однако, необходимо было коренным образом изменить технологию изготовления ракет и от полукустарного производства, в котором значительное место занимал ручной труд, перейти к производству машинному, где все основные технологические процессы были бы 34
a)0勿学
Рис. 1.12. Ракеты Гейла (1844 г.)
механизированы. В первой половине XIX в. решить эту задачу так и не удалось.
Второй путь повышения точности полета ракет заключался во внесении конструктивных изменений, в частности в улучшении средств стабилизации. Наиболее существенное усовершенствование было разработано В. Гейлом, предложившим стабилизировать ракету в полете путем приведения ее во вращение относительно продольной оси (рис. 1.12). Вращение ракеты достигалось при помощи трех металлических лопаток, устанавливавшихся в сопле двигателя под определенным углом. Предложение В. Гейла, несомненно, представляло интерес, но ни это, ии другие изменения в средствах стабилизации ракет (применение направляющих плаиок, дельтавидиых стабилизаторов и т. п.) в рассматриваемый период существенно не повысили точность полета ракет.
Следует отметить, что несколько позднее (в 1856 г.) аналогичное предложение ——о стабилизации полета ракет при помощи придания им вращательного движения — было выдвинуто также венгерским исследователем Л. Мартином, служившим в австрийском инженерном корпусе. (Сведения о его предложении приведены в докладах И. Д. Надя (Венгрия), прочитанных в 1972 и 1974 гг. на VI и VIII Международных симпозиумах по истории астронавтики [112]).
Период, охватывающий отрезок времени с конца двадцатых до начала пятидесятых годов XIX в., может быть назван периодом медленного эволюционного развития боевых ракет, во время которого специалисты, работавшие в области ракетного оружия, стремились повысить их качество, не внося в то же время существенных изменений в их конструкцию.
Если в первой четверти XIX в. наиболее крупным центром в области ракет, bhf всякого сомнения, являлся Вулвич, где были сделаны наиболее существенные усовершенствования ракетного оружия, которые затем изучались и в большинстве случаев внедрялись в армиях других государств, то после смерти Конгрева (в 1828 г.) значение этого центра резко упало.
Без преувеличения можно отметить, что с 1828 по 1850 г. английские боевые ракеты оставались почти на том же уровне, до которого они были доведены Конгревом. Его идеи не получили в Англии дальнейшего развития, хотя, как указывает ряд историков, среди материалов, оставшихся после смерти Конгрева, имелись весьма любопытные проекты, в частности чертежи ракеты калибром 203 мм, а также разработки ракет весом 225 и 450 кг.
Пожалуй, наиболее серьезные исследования в этот период (двадцатые —сороковые годы XIX в.) проводились в Австрии, где разработкой и производством ракет занимался В. фон Аугустин. Австрийские ракеты, как уже указывалось ранее, имели боковой направляющий стержень (что дало название этой системе ракет) и были довольно широко распространены в австрийской армии. Значительную роль в их совершенствовании сыграло то, что Аугустин ограничился изготовлением ракет лишь двух калибров ——2 дюйма и 2,5 дюйма по австрийской мере, что соответствовало 2,2 и 2,75 английским дюймам ——и сосредоточил все усилия на совершенствовании этих видов ракет. Нередко эти ракеты назывались также шестифунтовыми и двенадцатифунтовыми.
Конструкция австрийских ракет была отработана в течение ряда десятилетий. Ракетная гильза состояла из тонкого листового железа, склепанного по окружности в холодном виде заклепками с полукруглой головкой. Ракетное топливо——пороховой состав, спрессованный в виде <лепешки»,— помещалось внутри гильзы.
Канал в ракетном составе (ракетная пустота) имел длину около 5 калибров ракеты, а диаметр — 3/4 калибра, высота глухого состава —около 1,5 калибров.
С конца 40'Х .годов XIX в. одним из ведущих центров по разработке и совершенствованию ракет становится Петербургское ракетное заведение, которое с этого времени возглавил один из крупнейших представителей русской артиллерийской школы середины XIX в. К. Н. Константинов, много сделавший для развития ракетной техники в России. Он был одним из крупнейших в мире специлистов в области производства ракет, хорошо знал историю развития ракетной техники и внимательно следил за последними достижениями в этой области в других странах, стремясь использовать все положительное, что имелось в зарубежной практике. В свою очередь, его работы были широко известны за границей и оказали влияние на развитие мирового ракетостроения.
К. И. Константиновым был внесен ряд существенных улучшений в конструкцию и технологию изготовления боевых ракет. Под его руководством Петербургское ракетное заведение было почти полностью
Рис. ].]3. Проект подводной лодки Шильдера, вооруженной ракетами (1834 1836 гг.)Рис. ].]3. Проект подводной лодки Шильдера, вооруженной ракетами (1834 1836 гг.)
Рис. ].]3. Проект подводной лодки Шильдера, вооруженной ракетами (1834 1836 гг.)
Рис. ].]3. Проект подводной лодки Шильдера, вооруженной ракетами (1834 1836 гг.)
переоборудовано. Им был предложен целый комплекс мероприятий, направленных на повышение качества боевых ракет и на обеспечение безопасности их производства.
В результате проведенных мероприятий качество русских боевых ракет несколько улучшилось. Повысились дальность и точность полета, увеличились сроки хранения ракет, были почти полностью устранены случаи их преждевременного разрыва. Однако коренного улучшения качества боевых ракет и основной задачи, выдвинутой Константиновым,——устранения ручного труда и замены его машинным производством —в Петербургском ракетном заведении решить не удалось.
Дальнейшее повышение качества боевых ракет было невозможно без коренного изменения технологического процесса их производства. Стремясь решить эту задачу, Константинов разработал проект нового ракетного заведения в Николаеве. Однако строительство Николаевского ракетного заведения неоднократно откладывалось и было завершено лишь в начале 70-х годов XIX в.
Середина XIX столетия явилась периодом наиболее широкого распространения ракетного оружия в европейских странах. В эти годы боевые ракеты изготавливались в большом количестве, они нередко применялись во время боевых действий, во многих армиях были созданы специальные ракетные подразделения, боевыми ракетами стали вооружаться морские суда. Следует отметить, что еще в середине 30-х годов XIX в. русский военный инженер К. А. Шильдер предложил осуществлять запуск ракет со спроектированной им подводной лодки (рис. 1.13) или со специально предназначенного для этой цели ракетного парохода. Первые опыты с подводной лодкой конструкции Шиль-
дера проводились в августе 1834 г. В дальнейшем он приступил к постройке второй подводной лодки. Опыты по запуску ракет с подводных лодок продолжались до начала 40-х годов, ио не дали положительных результатов.
Кроме боевых ракет в этот период выпускались также сигнальные, осветительные, фейерверочные и спасательные ракеты. Наибольшие успехи в области производства и применения ракет были достигнуты в это время в Австрии, России и Франции, Специалистами, работавшими в этой области, был внесен ряд существенных улучшений в конструкцию и технологию изготовления боевых ракет. Ими был предложен также целый комплекс мероприятий, направленных на повышение качества боевых ракет и на обеспечение безопасности их производства.
В результате проведенных мероприятий качество боевых ракет этого периода несколько улучшилось. Увеличились сроки возможного хранения ракет, были почти полностью устранены случаи преждевременного разрыва гильз, несколько повысилась точность стрельбы ракетами, максимальная дальность их полета достигла 5——8 км. Однако основной задачи, стоявшей в сере ди не XIX в. (рис. 1.14) перед специалистами, работавшими в области ракетной техники,——сделать боевые ракеты сопоставимыми с артиллерийскими снарядами — решить в этот период так и не удалось.
Характерной чертой развития ракетной техники в XIX в. являлось преобладание эмпиризма, отсутствие каких-либо серьезно разработан* ных теоретических основ конструирования й производства ракетных снарядов. В этот период ограничивались накоплением опытных данных без попыток серьезного осмысливания факторов, определяющих тактико-технические показатели и качество изготавливаемых ракет. Усовершенствования, вносимые в конструкцию ракетных снарядов, как правило, не опирались на результаты теоретических и экспериментальных исследований, а базировались на интуиции и догадках лиц, работавших над совершенствованием ракетного оружия.
В этих условиях большой заслугой ряда ведущих специалистов в области ракетной техники ——Аугустина в Австрии, Пиобера во Франции, Хартмана в Пруссии и, особенно, Константинова в России —— является то, что ими впервые была сделана попытка научного подхода к вопросам конструирования ракет и заложены основы экспериментальной раке- тодинамики.
Выбор этого направления в их деятельности не был случайным. Не отрицая значения теоретических исследований и подчеркивая необходимость создания «математической теории конструкции и стрельбы ракет», Константинов, однако, считал, что в рассматриваемый период основным путем усовершенствования ракет является путь экспериментальный.
Объяснялось это тем, что процессы, происходящие в ракетах, являются настолько сложными, чтб при уровне развития науки середины XIX в. они практически не поддавались аналитическому расчету. При таких условиях экспериментальный путь был наиболее простым и естественным. Он и был выбран Константиновым и некоторыми другими
&&
&
&
Рнс. 1.14. Боевые ракеты середины XIX в.:
。一русская ракета (1849 г.)； б — прусская ракета (1859 г.); 6 — французскаяракета (1857 г.); г — русская ракета (1859—1963 гг.)
специалистами, работавшими в это время в области ракетной техники (рис. 1.15).
В 40——50-е годы XIX в. в ряде стран были проведены исследования, направленные на установление влияния на характеристики ракет таких факторов, как состав ракетного топлива, плотность его набивки, соотношение длины и диаметра гильзы, толщина ее стенок, размер и форма канала в ракетном составе, количество и площадь поперечного сечения отверстий истечения и др.
В результате проведенных исследований качественные зависимости влияния указанных факторов были установлены довольно точно. Был накоплен также большой опытный материал, опираясь на который исследователи пытались определить оптимальные параметры ракетных снарядов. Однако несовершенство экспериментальной базы и отсутствие точной измерительной аппаратуры не дали возможности установить количественные зависимости и решить задачу создания ракет, способных конкурировать с артиллерийскими снарядами.
В 60-х годах XIX столетия успехи новых нарезных орудий и продолговатых снарядов в отношении точности и дальности стрельбы открыли перед артиллерией весьма широкие перспективы.
Боевые ракеты к этому времени уже существенно уступали артиллерийским снарядам. Прогресс их на основе старой пиротехнической базы и черном дымном порохе был маловероятен, и поэтому работы над их совершенствованием были существенно сокращены.
Все это привело к тому, что ракетные снаряды постепенно стали отходить на второй план. Характерно, что в военную компанию 1863 г.
против Дании австрийцы, чья приверженность к боевым ракетам была общеизвестна, уже не взяли с собой ни одной ракеты.
В этих условиях была сделана попытка в подражание снарядам нарезных орудий применить для улучшения меткости ракет принцип вращения вокруг продольной оси. В ракетах старой конструкции, применявшихся на протяжении первой половины XIX в., стабилизация ракет производилась при помощи длинного стержня (ракетного хвоста).
В ракетах новой конструкции, разработанных Гейлем, от применения стабилизирующего стержня отказались, прибегнув к методу стабилизации вращением ракет вокруг продольной оси. Как поступательное, так и вращательное движение сообщалось ракете силой газов ракет~ ного состава, для чего в ракете были сделаны наклонные либо винтообразные каналы для выхода газов. Помимо повышения точности стрельбы, ракеты стали удобнее в обращении и перевозке, так как их длина значительно уменьшилась без существенного ухудшения боевых свойств (некоторое ухудшение все же имело место, вследствие того, что часть энергии газов шла на придание ракетам не поступательного, а вращательного движения, дальность их полета несколько сокращалась).
Вращающиеся ракеты нашли применение в Австрии и Англии. В Австрии они были приняты на вооружение в 1864 г., однако уже в войне с Пруссией 1866 г. австрийские вращающиеся ракеты почти не применялись, возможно потому( что их было мало, либо к этому времени в Австрии уже не было специальных ракетных батарей. Английские ракеты в этот период (в 1868 г.) применялись только в Абиссинии, да и то без особого успеха.
Стало совершенно ясно, что ракеты не могут, во всяком случае в ближайшие годы, соперничать с артиллерийскими орудппми. Правда, сторонники применения боевых ракет по-прежнему доказывали целесообразность их использования и приводили в качестве доводов ряд случаев, когда ракеты действительно оказывались выгоднее артиллерийских снарядов.
Однако наряду с перечисленными ранее преимуществами существовали и с годами все более усиливались недостатки боевых ракет, которые, главным образом, сводились к меньшей дальности и еще более заметно ——меньшей меткости стрельбы. Представляет интерес рассмотреть и сравнить эти характеристики для ракет и артиллерийских орудий середины XIX в. (табл. 1.2, 1.3 и 1.4).
Известно, что дальность стрельбы ракетами зависит от их калибра и относительного веса снаряда и ракетного состава. Чем легче снаряд и чем, следовательно, больше масса ракетного топлива (при прочих равных условиях), тем выше дальность полета ракеты.
Из сопоставления дальности полета ракет и артиллерийских сня- рядов можно сделать вывод, что боевые ракеты середины XIX в. не уступали в этом отношении гладкоствольной артиллерии, но существенно уступали (за исключением французских опытных образцов) нарезной артиллерии.
Значительно хуже обстояло дело с кучностью и точностью полета ракет. Этот вопрос являлся наиболее сложным и вызывал большие нарекания со стороны военно-инженерных кругов. Точных количественных данных о меткости ракет, особенно с направляющими стержнями, сохранилось очень мало. В значительной части это объясняется тем, что методы исследования меткости стрельбы были в то время совер-
(Типы орудий]Вес снаряда, кгДальность стрельбы, мУгол возвышения, °Гладкие длинные орудияПолупудовый чугунный единорог (калибр 6Л/) |8,91070предельныйПолупудовый медный единорог (калибр 6〃)8,91280предельныйНарезные орудия, заряжаемые с дула4-х фунтовая медная пушка (калибр 3", 42) 14,5256014Нарезные nyiuK.ut заряжаемые с казны24-х фунтовая длинная пушка (калибр 6")29,069303512-фуитовая медная пушка (калибр 4", 8)14,7384023,59-фунтовая медная пушка (калибр 4", 2)11,2469022(Типы орудий]Вес снаряда, кгДальность стрельбы, мУгол возвышения, °Гладкие длинные орудияПолупудовый чугунный единорог (калибр 6Л/) |8,91070предельныйПолупудовый медный единорог (калибр 6〃)8,91280предельныйНарезные орудия, заряжаемые с дула4-х фунтовая медная пушка (калибр 3", 42) 14,5256014Нарезные nyiuK.ut заряжаемые с казны24-х фунтовая длинная пушка (калибр 6")29,069303512-фуитовая медная пушка (калибр 4", 8)14,7384023,59-фунтовая медная пушка (калибр 4", 2)11,2469022
(Типы орудий]
Вес снаряда, кг
Дальность стрельбы, м
Угол возвышения, °
Гладкие длинные орудия
Полупудовый чугунный единорог (калибр 6Л/) |8,9
1070
предельный
Полупудовый медный единорог (калибр 6〃)
8,9
1280
предельный
Нарезные орудия, заряжаемые с дула
4-х фунтовая медная пушка (калибр 3", 42) 1
4,5
2560
14
Нарезные nyiuK.ut заряжаемые с казны
24-х фунтовая длинная пушка (калибр 6")
29,0
6930
35
12-фуитовая медная пушка (калибр 4", 8)
14,7
3840
23,5
9-фунтовая медная пушка (калибр 4", 2)
11,2
4690
22
(Типы орудий]
Вес снаряда, кг
Дальность стрельбы, м
Угол возвышения, °
Гладкие длинные орудия
Полупудовый чугунный единорог (калибр 6Л/) |8,9
1070
предельный
Полупудовый медный единорог (калибр 6〃)
8,9
1280
предельный
Нарезные орудия, заряжаемые с дула
4-х фунтовая медная пушка (калибр 3", 42) 1
4,5
2560
14
Нарезные nyiuK.ut заряжаемые с казны
24-х фунтовая длинная пушка (калибр 6")
29,0
6930
35
12-фуитовая медная пушка (калибр 4", 8)
14,7
3840
23,5
9-фунтовая медная пушка (калибр 4", 2)
11,2
4690
22
* Табл. 1.2, 1.3 и 1.4 приведены на основании статьи Костылева П. М. «Ракетные снаряды (исторический очерк)»//Морской сборник, 1937, № 1. С. 67—69.
Таблица 1.3
Тип боевой ракеты
Дальность стрельбы, м
Угол возвышения, °
Русская 2" боевая ракета 1849
1000
Русская 4" (10-фунтовая) ракета 1860 г.
4000
Английская 3-фунтовая ракета 1854 г.
390
770
1690
Английская 6-фунтовая ракета 1854 г.
390
1000
2100
374
Английская 12-фуитовая ракета 1854 г.
390
IP甫
2730
40■；；
Английская 24-фунтовая ракета 1854 г.
635
3000
Французская 60-мм (3 кг) ракета 1855—1860 г.
7600
—* 1
Французская 90-мм (12-фунтовая) ракета 1854 г.
5600
Французская 120-мм (49 кг) ракета 1854 г.
2700
Французская опытная ракета 1854 г.
8000
_* 事
Австрийская 5-фунтовая ракета 1860 г.
900
Австрийская 4-фунтовая вращающаяся ракета 1867 г.
_1400—
Австрийская 6-фунтовая вращающаяся ракета 1867-Т7
900
Австрийская зажигательная ракета
750
一* J
1
Нет точных сведений.
Таблица 1.4
Дальность в ярдах
Отклонение в Ярдах
Дал£ность в ирдах
Отклонение в ярдах
влево
вправо
влево
вправо
541
-
856
13
546
6
409
512
14
767
60
930
964
46
669
26
260
1
1208
36
471
4
668
4
722
—
376
26
539
—
5
850
69
553
7
0
181
6
—
при стрельбе с желоба
при стрельбе из трубы
шенно иными, кроме того, существенную роль играло то обстоятельство, что материалы по опытным работам с ракетами держались в строгом секрете, не публиковались, а в ряде случаев и уничтожались.
Сохранились лишь отрывочные сведения об отдельных испытаниях. Так, например, в 1861 г. при испытании на полигоне австрийских вращающихся ракет по цели шириной 6,6 м, длиной 6,6 м и высотой 2,6 м дали следующий процент попаданий:
на дистанции 357 м (500 шагов) - 60 %
》 714 м (1000 шагов) —30 %
》 1070 м —20%
》 1357 м — 15 %
В качестве еще одного примера можно привести результаты испытаний английских вращающихся ракет, проведенных в 1868 г. (см. табл. 1.4). Стрельба производилась 9-фунтовыми ракетами и имела целью сравнить два способа запуска ——с желоба и из трубы. Угол возвы・ шения в обоих случаях принимался равным 5°.
Приведенные примеры свидетельствуют, что с начала 60-х годов, т. е. после принятия на вооружение нарезной артиллерии, ракеты уже не могли конкурировать с артиллерийскими орудиями и уступали им в дальности и особенно а точности стрельбы.
Весьма показательным является также и то, как изменилась оценка боевых ракет, даваемая сторонниками этого вида оружия. Если в первой четверти XIX в. сторонники принятия на вооружение боевых ракет пророчили им блестящее будущее и утверждали даже, что ракеты вытеснят все виды артиллерийских орудий, то в 60-х годах они в лучшем случае допускали применение боевых ракет лишь в качестве вспомогательного средства а тех случаях, когда применение артиллерийских орудий почему-либо затруднительно (в горной либо труднодоступной местности, на легких морских судах и др.).
Однако даже такой точки зрения (о возможности использования ракет хотя бы в качестве вспомогательных средств) придерживались лишь немногие, наиболее ревностные поклонники ракетного оружия. Большинство же военных специалистов считали, что ракеты вообще не имеют никаких перспектив в качестве боевого оружия, и настаивали на прекращении их производства.
Постепенно эта точка зрения стала одерживать верх. В 1867 г. боевые ракеты были сняты с вооружения во Франции, в 1869 г.—— в Пруссии, в 1872 г.~ в Англии, в- 1874 г.— в Австрии. Пожалуй, дольше всего боевые ракеты находили применение в России, где их производство продолжалось до середины 80-х годов.
В России ракетное оружие применялось в очень незначительном объеме в ходе русско-турецкой войны 1877——1878 гг.——под Плевной, Рущуком и Сулином.
Однако в середине 80-х годов, после того как командующие Кавказским, Туркестанским, Омским и Иркутским военными округами высказались за прекращение производства боевых ракет, вопрос этот был решен Артиллерийским комитетом, который в январе 1886 г. принял соответствующее решение.
Правда, и после этого боевые ракеты продолжали оставаться на вооружении отдельных округов (главным образом Туркестанского и Приамурского), но существенной роли они уже не играли.
Прекращение производства боевых ракет не означало прекращения производства ракет вообще. В ряде стран продолжали выпускать сигнальные, спасательные и осветительные ракеты. По-прежнему довольно широкое распространение находили пиротехнические (фейерверочные) ракеты. Кроме того, к тому времени, когда ракеты были сняты с водружения, наметилась еще одна возможная область их применения —— для целей аэронавтики.
Первые предложения о применении принципа реактивного движения к решению проблемы полета относятся к средним векам. Еще в начале IV в. Дж. Фонтана предложил применить простейшие реактивные двигатели (пороховые ракеты) для перемещения по воздуху искусственных птиц.
На рубеже XV и XVI вв. в Китае Ван-Ху предпринял попытку построить летательный аппарат, приводимый в движение при помощи ракет. К этому времени в Китае были уже известны бумажные змеи, которые применялись во время празднеств; были известны и пороховые ракеты, применявшиеся в основном для устройства фейерверков.
Заслуга Ван-Ху заключалась в том, что он сделал попытку объединить эти два технических изобретения, которые до него разрабатывались независимо друг от друга. Он построил из бамбука и бумаги большого коробчатого змея и вертикально установил на нем 47 ракет, наполненных пороховым составом. Одновременно поджигаемые ракеты должны были создать подъемную силу, необходимую для преодоления веса змея с находившимся на нем человеком. Опыт окончился, однако, неудачно и привел к гибели изобретателя.
В XIX в. все чаще высказывают предложения о применении твердотопливных ракет для решения проблемы полета.
В 1831 г. в Италии был предложен проект летательного аппарата легче воздуха, приводимого в горизонтальное движение при помощи связки ракет.
Вопросом возможности применения ракет к задачам воздухоплава- ния занимался также К. И. Константинов, который в 1856 г. писал: «Ракета представляет нам аппарат, заключающий в себе движущую силу, действием которой он не только движется в воздухе, но еще способен поднять собой некоторую тяжесть, почему с первого взгляда кажется, что ракета составляет особенно удобное средство для перемещения аэростатов». Однако на основании опытов, проведенных при помощи баллистического маятника, он пришел к отрицательному заключению о возможности применения ракет для полета.
Несомненный интерес представляет проект реактивного летательного аппарата тяжелее воздуха, предложенного Н. И. Кибальчичем, летательный аппарат которого должен был приводиться в движение при помощи порохового реактивного двигателя.
В качестве горючего Кибальчич предлагал применять медленно горящий порох, спрессованный в цилиндрические шашки, одна ко при зтом он указывал, что помимо пороха существует много других медлен- н0 горящих взрывчатых веществ, в состав которых тоже входят се- литра, сера и уголь, но в другой по сравнению с порохом пропорции.
В 1886 г. петербургский инженер А. В. Эвальд провел ряд опытов с моделью реактивного самолета. В качестве двигателя он применял пороховые ракеты, располагавшиеся в особом желобе из жести. После РяДа неудачных попыток ему удалось добиться первых положительных результатов, однако из-за недостатка средств дальнейшие опыты не проводились.
Предпринимались в XIX в. и другие попытки применить принцип реактивного движения для осуществления полета. И все же снятие боевых ракет с вооружения явилось завершением определенного этапа в развитии ракетной техники, этапа, который охватывал шестьдесят с лишним лет и характеризовался подъемом и сравнительно широким распространением, а затем быстрым спадом этого вида оружия.
Зтот этап оставил заметный след в истории военной техники. Он имел также большое значение для развития теории и техники ракетостроения. Именно в этот период были заложены основы теории ракет на твердом топливе, сделаны попытки создать новое научное направ- лен,е ——экспериментальную ракетодинамику — и высказан ряд новых наей, на многие годы определивших направление исследований в области ракетной техники.
Дальнейшее развитие, точнее возрождение ракетного оружия, было связано с появлением новых, значительно более совершенных видов ракетного топлива и относится к более позднему периоду времени.
Глава 2
АНАЛИЗ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ
ХАРАКТЕРИСТИК И БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ВОЗМОЖНОСТЕЙ РАКЕТ
НА ДЫМНОМ ПОРОХЕ
ОЦЕНКА ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ДЫМНОГО ПОРОХА. СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ ПРИМЕНЯВШИХСЯ СОСТАВОВ ПОРОХА
Начало использования дымного пороха как метательного и взрывчатого вещества лежит в глубокой древности. Ф. Энгельс в статье «Артиллерия» для американской энциклопедии писал: «В Китае и Индии почва изобилует природной селитрой, и вполне естественно, что местное население рано ознакомилось с ее свойствами... Мы не имеем сведений, когда именно стала известна особая смесь селитры, серы и древесного угля, взрывчатые свойства которой придали ей такое огромное значение... У китайцев и индийцев селитру и пиротехнические средства заимствовали арабы.,.». От арабов, живших в Испании, как пишет Энгельс, знакомство с выработкой и употреблением пороха в течение XIV в. распространилось на всю Европу. Свыше пяти столетий дымный порох был в европейских странах единственным метательным и взрывчатым веществом, применявшимся как в артиллерийских орудиях, так и в ракетах.
На протяжении столь долгой эры господства дымного пороха его неизменными компонентами оставались калийная селитра (окислитель), древесный уголь (горючее) и сера, которая наряду с функциями горючего выполняла роль связки между углем и селитрой, а также улучшала воспламеняемость пороха.
Попытки использовать в дымном порохе другие химические соединения не увенчались успехом. Более дешевая и доступная натриевая селитра была отвергнута ввиду ее высокой гигроскопичности. Соли кислородных кислот хлора ——КСЮз и KCIO4 не получили применения ввиду их высокой, чувствительности к механическим воздействиям.
Поиски оптимального состава дымного пороха в течение длительного периода велись иаощупь. Однако к середине XIX в. состав артиллерийского пороха в различных государствах оказался схожим и близким к соотношению: 75 % селитры, 10 % серы и 15 % угля [76]. Ракетные пороха изготавливали из пороховой мякоти артиллерийского состава с добавлением в нее угля и серы. Типовые составы порохов, применявшихся в XIX в. в ракетах и артиллерийских орудиях, приведены в табл. 2.1 [29].
На протяжении веков оставался загадкой механизм горения дымного пороха.
Лишь в конце XVIII в. знаменитый французский химик А. Лавуазье, которого считают основоположником теории горения и который в течение длительного периода был сначала откупщиком, а затем управляющим пороховыми заводами во Франции, установил назначение составных частей дымного пороха и объяснил механизм его горения.
Сорт пороха
Химический состав пороха, %
селитра (KNO3)
сера (S)
уголь (С)
Русский военный порох
75
10
15
Русский ракетный порох
68,18
9,09
22,73
Русский ракетный порох (А. Д. За- сядко)
58,06
16,03
25,8
Французский военный порох
75
12,5
12,5
Французский ракетный порох
62,03
17,95
20,02
Австрийский ракетный порох
72,12
13,94
13,94
Практическое изучение продуктов разложения дымного пороха началось в XVIII в., но лишь Ж. Гей-Люссак в 1823 г. установил, что при горении пороха образуются газообразные продукты СО2, СО, N2 и твердые —— K2S, K2SO4 и К2cОз・ С этого времени начинается систематическое изучение продуктов сгорания дымного пороха. Р. Шеврель (1825 г.)( Р. Бунзен и Л. Н. Шишков (1857 г.) проводят опыты по сжиганию пороха при атмосферном давлении. Среди них следует отметить весьма обстоятельно проведенные исследования нашего соотечественника профессора Артиллерийской академии Л. Н. Шишкова. Затем последовали исследования по изучению горения пороха в условиях, отличных от атмосферных, среди иих опыты полковника Н. П. Федорова (1868 г.), который впервые высказал соображение о зависимости состава газов от давления при взрыве.
Наиболее полные исследования горения дымных порохов провели Ф. Абель и А. Нобль в 1875——1879 rr. Ими была определена теплота взрывчатого превращения пороха, состав продуктов сгорания в зависимости от рецептуры пороха, а также от давления при взрыве.
Приведем уравнение реакции горения дымного пороха, предлагавшееся более поздними исследователями, которые указывают на весьма сложный состав продуктов сгорания.
По Касту [26]
74 KNO3 + 32S+16C6H2O = 56CO2+14CO + 3CH4 + 2H2S+4H2 +35№+19К2soз+7К2so4+2K2S+8K2sQ3+2KSNS ++(nh4)2co3+c+s.
Из приведенного уравнения видно, что при сгорании дымного пороха наряду с газами (СО, СО2, Н2( N2) образуются соединения, находящиеся в конденсированной фазе, а также соединения, которые в зависимости от давления и температуры могут находиться либо в конденсированном, либо в газовом состоянии, что затрудняет расчетное определение энергетических характеристик пороха. По данным эксперимента, в калориметрической бомбе теплота взрывчатого разложения военных порохов (см. табл. 2.1) составляла Q*=720——730 ккал/кг (ЗОЮ——3054 кДж/кг) [76].
Следует отметить, что углубленное изучение химической термодинамики дымных порохов производилось в период глубокого упадка ракетного вооружения. Поэтому вие поля зрения исследователей оказались как сами ракетные пороха, так и условия их сгорания, существенно
влияющие, согласно сказанному ранее, на состав их продукте^ сгорания и энергетические характеристики.
Само собой разумеется, что никто из исследователей XIX в. не пытался определить удельный импульс тяги ракетного двигателя (РД) на дымном порохе, поскольку эта важнейшая энергетическая характеристика РД была в то время неизвестна.
В настоящее время теоретическое значение удельного импульса РДТТ на топливе заданного состава может быть определено расчетным путем на основе совместного решения задач химической термодинамики и газодинамики истечения. Нами на ЭВМ были проведены такие расчеты для дымных порохов различного состава, в том числе приведенных в табл. 2.1.
Состав порохов, для которых проводились расчеты, менялся в широких пределах: по содержанию селитры от 58 % до 78 %. Давление в двигателе принималось равным 0,5; 1,0; 2,0 МПа. Значения /у рассчитывались при наземных условиях (рн = 0,1033 МПа) для вариантов: сопло-очко к сопло Лаваля на расчетном режиме истечения (ра = рн). Результаты расчетов для сопла-очка представлены на рис. 2.1 в виде графиков /у в зависимости от коэффициента избытка окислителя аок, который представляет собой отношение количества кислорода, содержащегося в порохе, к теоретически необходимому для полного окисления горючих элементов.
Величина аок определяется главным образом процентным содержанием селитры, но на нее также оказывает влияние соотношение угля и серы. Представленные на графике значения /у были рассчитаны без учета потерь. Однако и при этом условии они не превышают 800—850 м/с. Столь низкий уровень удельного импульса тяги для дымных порохов в значительной степени определяется высоким содержанием конденсированной фазы (45——60 %), которая сама по себе не участвует в адиабатическом процессе расширения газов при истечении из двигателя, а в то же
Рис. 2.1. Графики зависимости удельного импульса /у ракетного двигателя иа дымном порохе от коэффициента избытка окислителя аок и давления в ракетной камере рк.Рис. 2.1. Графики зависимости удельного импульса /у ракетного двигателя иа дымном порохе от коэффициента избытка окислителя аок и давления в ракетной камере рк.Рис. 2.2. Сравнение составов и значенийРис. 2.2. Сравнение составов и значенийудельного импульса военных (артиллерийских) и ракетных порохов XIX в.удельного импульса военных (артиллерийских) и ракетных порохов XIX в.xodou EqHLUa工Dd »nw33hdxodou EqHLUa工Dd »nw33hdJU£nsqHqM2MJU£nsqHqM2Mxodou-qHHaog Qnxxh 3HDd&xodou-qHHaog Qnxxh 3HDd&ИИ
Рис. 2.1. Графики зависимости удельного импульса /у ракетного двигателя иа дымном порохе от коэффициента избытка окислителя аок и давления в ракетной камере рк.
Рис. 2.1. Графики зависимости удельного импульса /у ракетного двигателя иа дымном порохе от коэффициента избытка окислителя аок и давления в ракетной камере рк.
Рис. 2.2. Сравнение составов и значений
Рис. 2.2. Сравнение составов и значений
удельного импульса военных (артиллерийских) и ракетных порохов XIX в.
удельного импульса военных (артиллерийских) и ракетных порохов XIX в.
xodou EqHLUa工Dd »nw33hd
xodou EqHLUa工Dd »nw33hd
JU£nsqHqM2M
JU£nsqHqM2M
xodou
-qHHaog Qnxxh 3HDd&
xodou
-qHHaog Qnxxh 3HDd&
И
И
время аккумулирует значительную часть тепла, выделившегося при сгорании топлива.
Рассмотрим, в какой мере в ракетной технике XIX в. были использованы энергетические возможности дымных порохов, т. е. насколько технический предел ракетной техники того времени отличался от физического предела.
В целях наибольшей наглядности сопоставим значения /у для ракетных рецептур с теми значениями /у, которые могли бы быть обеспечены в случае применения в ракетном двигателе в тех же условиях артиллерийских порохов. За основу для сравнения возьмем русский и французский военные (т. е. артиллерийские) пороха [29], которые хотя и разнятся несколько по составу, но обеспечивают одинаковые значения /у.
В табл. 2.2 приведены значения /у ракетных порохов, отнесенные к /у порохов артиллерийских.
Из таблицы следует, что рецептуры порохов, применявшиеся в ракетной технике, по величине 7У уступали типовым артиллерийским порохам на 2——19 %. Такое снижение 7У было обусловлено уменьшенным содержанием в них селитры за счет ввода дополнительных количеств угля и серы. Переход к ракетному составу с пониженными энергетическими характеристиками наглядно представлен на рис. 2.2. При этом для русского ракетного пороха более высокое по сравнению с французским ракетным составом значение 厶 было обеспечено за счет повышенного содержания селитры и меньшего содержания серы. Чем была вызвана подобная корректировка состава ракетных порохов по отношению к артиллерийским? Следует выделить два вида ограничений, которые накладывались на состав, а следовательно, и на энергетику ракетных порохов:
ограничения, связанные с технологией изготовления ракет XIX в.;
ограничения, связанные с особенностями внутренней баллистики двигателей этих ракет.
Рассмотрим вначале ограничения, накладываемые технологией изготовления ракет. Набивка ракет порохом осуществлялась посредством прессования. На начальном этапе, как это явствует из описания приготовления ракет, составленного А. Д. Засядко [95], порох запрессовывался в ракетную гильзу ударным способом. На определенную высоту (~1,5 аршина (1 м)) поднималась баба, которая затем сбрасывалась на деревянный набойник, находившийся на торцевой поверхности порохового заряда. Усилие прессования (сила удара) возрастало с ростом калибра ракеты, а вместе с нею возрастал и риск взрыва порохового состава. Это и обусловило для ракет более крупного калибра применение состава
Таблица 2.2
Сорта пороха
Относительное значение /у (%) при рабочем давлении в двигателе
p=2,Q МПа
р=0,5 МПа
Русский и французский военные пороха
100
100
Русский ракетный порох
90,5
90,1
Французский ракетный порох
87,3
86,7
Австрийский ракетный порох
97,9
97,7
Порох А. Д. Засядко (для крупных ка-
81,3
81,1
лнбров)
с очень низким содержанием селитры. Применение механических прессов хотя и снизило риск взрыва, но ие решило полностью проблему безопаС' иости изготовления ракет.
Заметим, что согласно современным данным допустимое напряжение, при котором еще ие возникает взрыв, для черного пороха составляет 15 МПа, в то время как для тротила н амматола оио равно 100——110 МПа [1]. Отсюда видно, насколько чувствителен черный порох к механическим воздействиям. Опасность взрыва усиливалась с ростом содержания в порохе селитры. Оиа также возрастала при появлении в порохе стороииих включений, например песка. Про мастеровых Петербургского ракетнога заведения К- И. Константинов писалг «Оии зиают очень хорошо, что одна песчинка, попавшая в пороховую мякоть, может стоить нм жизни» [29].
Вторая группа ограничений была связана с особенностями внутренней баллистики ракет XIX в., с нестабильностью рабочего давления в двигателе (см. разд. 2.2). Вероятность появления пиков давления и их величина возрастали с ростом энергетических характеристик пороха и скорости его горения. Для того чтобы сделать рабочий процесс двигателя более спокойным, необходимо было снизит^ скорость горения пороха, что достигалось повышенным содержанием угля. Одновременно это приводило также к снижению энергетики — силы пороха. 、
Особо следует остановиться иа пороховом составе для австрийских ракет, который среди прочих ракетных рецептур отличался самым выср^ ким содержанием Селитры. Как указывалось ранее, австрийские ракеты с боковым хвостом не имели поддона. В таком двигателе пороховые газы, образующиеся иа, поверхности ракетной пустоты, непосредственно истекали в атмосферу. При этом рабочее давление в камере ие пр^вы* шало нескольких атмосфер. Баллистический фактор ие накладывав в этом случае строгих ограничений иа энергетику и скорость горения с оста* ва. Наоборот, для обеспечения нужных тяговых характеристик требо-： вался порох с более высокой скоростью горения. Площадь торца заряда, отиесеииая к площади ракетной камеры, у таких ракет была значительно ниже, чем у ракет с центральным хвостом и поддоном. Это требовало меиьших усилий при прессовании заряда. Заметим, что, несмотря.иа ме- иее благоприятный химический Состав, реализуемое значение /у у русских ракет было иа 10—15 % выше, чем у австрийских, за счет более выса* ких рабочих давлений в двигателе.
Насколько стабильны были энергетические характеристики дымных ракетных порохов? Их стабильность зависела, прежде всего, от постоянства их химического состава. Если химическая чистота таких компонен* тов, как калийная селитра и сера, ие вызывают особых сомнений, то этого нельзя сказать о древесном угле.
Для изготовления дымных порохов применялись угли, выжженные из ольхи, нвн, липы, тополя, крушины. Как показывдет практика порохо- делия, из одного и того же древесного материала в зависимости от режима обжига можно получить продукт, различающийся по свойствам и химиче* скому составу. Как отмечал К- И. Коистаитннов: «Принятый способ обжигания угля иа наших пороховых заводах в больших печах весьма несовершенен; при ием получаются из каждой закладки печи все степени обожже- иия, начиная с дерева, едва обугленного, до золы...» [29].
Прн иабивке ракет порохом в целях снижения усилия прессования в ракетный состав вводилось от 4 до 7 % воды или спирта. Это снижало 50
энергетические характеристики пороха и приводило к изменению его состава при хранении за счет испарения увлажнителя.
Все это приводило к колебаниям химического состава пороха от партии к партии, а следовательно, и к разбросу его энергетических характеристик.
ОСОБЕННОСТИ ВНУТРЕННЕЙ БАЛЛИСТИКИ РАКЕТ НА ДЫМНОМ ПОРОХЕ
Важнейшим постулатом, используемым при расчете баллистических параметров РДТТ, является геометрический закон горения, предполагающий, что ракетный заряд сгорает параллельными слоями. Это позволяет по толщине сгоревшего слоя пороха на основании элементарных геометрических зависимостей определить текущее зиачеине площади поверхности горения S Однако, как показывают исследования {76], горение заряда из дымного пороха -следует геометрическому закону горения лишь при достаточно высокой плотности пороха. П. Вьель установил, что для артиллерийских порохов, горящих при высоких давлениях, строгое соблюдение геометрического закона начинается при рт= 1,8 кг/дм3. В качестве иижиего предела, при котором геометрический закон становится несостоятельным, указывается плотность рт= 1,72 кг/дм3. Очевидно, для ракетных порохов, сгорающих при низких давлениях, критическое значение плотности лежало ниже. Отсюда нестабильность баллистических параметров ракет иа дымном порохе — одни из наиболее существенных их недостатков.
Несомненным достоинством дымного пороха как； топлива для РДТТ является его способность гореть устойчиво при низких давлениях. Согласно эксперименту [59] ои горит даже при давлениях 0,05—0,08 МПа. Это позволило в некоторых видах ракет XIX в. (прусской, австрийской) орга- низоввть рабочий процесс при давлении в двигателе в несколько атмосфер.
Другим важным преимуществом дымного пороха является то, что линейная скорость его горения ие зависит от начальной температуры заряда, т. е. от температуры окружающей среды. Как известно, это свойство дымного пороха позволило его использовать в дистанционных трубках артиллерийских снарядов, от которых требовалось строгое постоянство времени срабатывания независимо от погоды.
Линейная скорость горения дымного пороха, т. е. скорость распространения пламени в глубь заряда по нормали к его поверхности для заданного состава является функцией давления, при котором происходит горение. Экспериментальным определением этой функции занимались многие исследователи, которые выразили ее в виде
По данным П. Вьеля [76], исследовавшего эту зависимость для пороха с рт= 1,9 кг/дм3, показатель степени ¥ = 0,33. Заметим, что эти исследования проводились уже в период глубокого упадка ракетного вооружения.
При разработке ракет на дымном порохе ие существовало аналитических методов определения виутрибаллистических и тяговых параметров. Лишь в начале XX в. появляются зависимости, связывающие рабочее давление в двигателе рк с параметрами заряжания (сила пороха /, 〃【， Рт, S, площадь критического сечеиия FKp). Подобная зависимость, полу-
ценная из условия равенства прихода газов при горении и их расхода при истечении из двигателя, имеет вид
”(*)占，(2」)
где % ——коэффициент потерь;'
/ = КТк, где Тк — температура горения пороха; <рс — коэффициент расхода сопла;
k — показатель адиабаты пороховых газов.
Для ракет с поддоном площадь 尸叩 равна суммарной площади отверстий в поддоне £Fotb.
Хотя использование этой формулы для ракетного двигателя XIX в. затруднено незнанием ряда параметров, она позволяет установить характер изменения давления, а следовательно, и тяги двигателей этой эпохи.
Внутрикамерные процессы протекали по-разному у ракет с поддоном и без него. У ракет с поддоном и центральным хвостом пороховые газы истекали через отверстия в поддоне, выполнявшие роль сопла-очка. Типовые геометрические параметры русских боевых ракет середины XIX в., имевших такое устройство, приведены на рис. 2.3. На графике в функции относительной доли сгоревшего топлива《представлена характеристика прогрессивности формы заряда o = S/So, где So — начальная величина поверхности горения, S —текущая. Из графика следует, что при выгорании заряда на толщину свода поверхность горения возрастает в 2,74 раза, затем при переходе к торцевому горению уменьшается почти в 20 раз. Используя формулу (2.1), можно по величине о определить изменение относительного давления в двигателе р = р/ро, где ро — давление в начальный момент. На рис. 2.3 приведен график зависимости p = p/pQt рассчитанный нами при v = 0,3. Согласно графику, за время горения заряда давление в двигателе возрастает более чем в 4 раза. Затем резкое уменьшение поверхности горения приводит к спаду давления, которое по мере истечения накопившихся в камере газов падает до атмосферного. Следовательно, активной нужно считать массу заряда, соответствующую выгоранию его на толщину е\ (см. рис. 2.3). Это было подмечено в свое время К. И. Константиновым, который писал: «Один из главных выводов, который доставил нам ракетный баллистический маятник, состоит в показании, что движущая сила в ракетах развивается лишь при обгорании ракетной пустоты и что эта сила уничтожается, когда горит только поперечное сечение глухого состава» [28].
График относительного изменения тяги P = P/PQ для такого двигателя повторяет график относительного изменения давления.
У двигателя без поддона (прусская и австрийская ракеты) выходное сечение канала заряда (ракетной пустоты) являлось одновременно критическим сечением. Баллистические параметры такого двигателя при его характерных размерах представлены на рис. 2.4. Поскольку площадь сечения канала 户旧 растет быстрее, чем поверхность горения, давление в процессе горения падает. Тяга двигателя, определяемая произведением "Екр, меняется сравнительно слабо. Для такого варианта представлялось возможным обеспечить более высокую начальную тяговооруженность. 52闻
Рис. 2.3. Баллистические характеристики двигателя с поддоном, рассчитанные при типовых значениях русских боевых ракет середины XIX в.Рис. 2.3. Баллистические характеристики двигателя с поддоном, рассчитанные при типовых значениях русских боевых ракет середины XIX в.Рис. 2.4. Баллистические характеристики бессоплового ракетного двигателяРис. 2.4. Баллистические характеристики бессоплового ракетного двигателя
Рис. 2.3. Баллистические характеристики двигателя с поддоном, рассчитанные при типовых значениях русских боевых ракет середины XIX в.
Рис. 2.3. Баллистические характеристики двигателя с поддоном, рассчитанные при типовых значениях русских боевых ракет середины XIX в.
Рис. 2.4. Баллистические характеристики бессоплового ракетного двигателя
Рис. 2.4. Баллистические характеристики бессоплового ракетного двигателя
网/厶=0，333, М 名,= 5, ^JF^
Существенным его недостатком был низкий уровень рабочих давлений, НТО обуславливало значительное понижение удельного импульса тяги по сравнению с двигателем, имеющим поддон (на 14—17 % при одинаковом составе пороха).
Насколько стабильными были основные баллистические параметры ракетного двигателя на дымном порохе (давление в камере и тяга)?
Варьируя зависимость (2.1) логарифмически, получаем формулу для относительного изменения давления в двигателе
好二丄[生+竺+也+包一噹空)].(2.2)
Р1—V I рт S 〃12 f WFotb」
Основными факторами, обуславливающими нестабильность давления, следует считать разброс силы пороха f = RTK и единичной скорости горения Ui (коэффициента в степенном законе скорости горения пороха).
Причины разброса энергетических характеристик пороха, которые обуславливают также разброс силы пороха Д были рассмотрены в разд. 2丄
Разброс единичной скорости горения и\ определялся, с одной стороны, отклонениями химического состава топлива от номинального, с другой — непостоянством и неоднородностью структуры порохового заряда. Мы отмечали, что плотность пороха влияет на характер горения при значениях плотности, близких к критическим. При этом отклонения от геометрического закона горения в зависимостях (2.1) и (2.2) находят отражение в изменении значения 〃卜 Снижение плотности может сказаться также Ма показателе степени v, который при этом возрастает. Кроме того, плотность сама по себе входит в рассматриваемые зависимости. Указанные факторы приводили к разбросу давления и тяги.
” Мы не располагаем данными по разбросу тяговых характеристик ракет первой половины XIX в. Некоторое суждение об этом можно составить по результатам стендовых испытаний 3-дюймовой осветительной ракеты, проведенных в 1907 г. на Николаевском ракетном заводе. Согласно экспериментам, даже при сжигании небольших партий двигателей (5—8 штук) максимальная разность тяг составила 20—25 %, а разность времен работы — 35—40 % от средних значений этих параметров [62]. Но ведь это были ракеты, изготовленные по усовершенствованной технологии» в известной мере отвечавшей производственной культуре начала XX в. Чего же можно было ожидать от раКет 30-х ——50-х годов XIX в., изготовлявшихся полукустарным способом?
Такое непостоянство тяговых параметров ракет на дымном порохе было одной из причин большого рассеивания ракет по дальности. Оно препятствовало внедрению в практику такого прогрессивного технического решения, как пакетирование даигателей, позволявшего резко увеличить полезный груз, переносимый ракетой. Разнотяговость и разновременность работы двигателей, соединенных в пакет, приводили к появлению таких силовых моментов, которые вызывали сильное отклонение составной ракеты от приданного ей направления полета.
Расчетное определение времени горения заряда осложняется тем, что при столь значительном изменении давления за время работы двигателя скорость горения пороха тоже существенно меняется.
Из формулы (2.1) получаем
(2.3)(2.3)Поскольку dS/dt=^2nLnUipv9 после ряда пребразований приходим к зависимости
(2.3)
(2.3)
Интегрируя (2.3) и переходя от соотношения давлений к соотношению площадей поверхности горения, получаем формулу Для определения времени горения заряда в ракете с поддоном
So2 nlnUiPoSo2 nlnUiPo(2.4),(2.4),
So
2 nlnUiPo
So
2 nlnUiPo
(2.4),
(2.4),
ОЦЕНКА БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ВОЗМОЖНОСТЕЙ РАКЕТ НА ДЫМНОМ ПОРОХЕ
баллистические возможности ракет на дымном порохе будем оценивать их максимальной дальностью стрельбы Хт и относительной массой полезного груза, доставляемого ракетой.
При оптимальном угле бросания 90(опт)(обычно он близок к 45°) максимальная дальность стрельбы является функцией % — скорости ракеты по окончании работы двигателя и с — ее баллистического коэффициента. Скорость vA в первом приближении определяется значением и% рассчитываемым по формуле К. Э. Циолковского, которую можно представить
в виде^ у
где Шпн»где Шпн»тпнтпнЕу^，Еу^，(2.5)(2.5)относительная масса полезного груза; тпи — приведенотносительная масса полезного груза; тпи — приведен
где Шпн»
где Шпн»
тпн
тпн
Еу^，
Еу^，
(2.5)
(2.5)
относительная масса полезного груза; тпи — приведен
относительная масса полезного груза; тпи — приведен
ная масса полезного груза, включающая наряду с самим полезным грузом массы стабилизатора (хвоста) и крепежных .деталей; а — массово- конструктивная характеристика двигателя, равная отношению массы конструкции двигателя ткд к массе топлива: а = тКд/тт.
Из формулы (2.5) следует, что максимальная скорость ракеты при принятом значении тпн определяется двумя параметрами двигателя — значениями /у и а.
При использовании зависимости (2.5) в нее нужно подставлять значе- ние ^у(оп)> реализуемое на практике. Значение /у(оп) отличается от значения Л» полученного в разд. 2.1, на величину потерь, которые при термодинамических расчетах учесть не представлялось возможным. Поскольку, как уже отмечалось, при разработке ракет XIX в. значения 人阮)никем не определялись, встает аопрос о восстановлении этой важнейшей характеристики расчетным путем.
Наиболее простым и надежным является определение Jy(on)по данным баллистических стрельб. Однако при этом возникают трудности учета лобового сопротивления, которое определяется не только аэродинамикой ракеты, но и ее колебаниями в полете.
Ценной находкой для нас явились результаты стрельб, проведенных К. И. Константиновым в 1849 г. Им отстреливались 2-дюймовые ракеты с различной длиной ракетной пустоты 厶口 под углом возвышения 45° с боевыми частями весом ^^=1/4 и 1/2 пуда (^бч =4,095 и 8,190 кг).
При столь больших массах боевых частей скорости полета ракет получались настолько малыми, Что учет влияния лобового сопротивления являлся излишним, и можно полагать, что максимальная скорость раке- Тн и дальность связаны параболической зависимостью (стрельба в пусто- те). Чтобы от скорости и”， определяющей параболическую дальность, перейти к скорости, определяемой по формуле К. Э. Циолковского, нужно Учесть действие силы тяжести за время работы двигателя:
(2-6)(2-6)G爪= Un + gsiH 8・т,
(2-6)
(2-6)
где. время т определяется по формуле (2.4).
Из полученной скорости vnu используя упрощенную формулу 《• Э. Циолковского, погрешности которой в данном диапазоне скоростей 恥 превышают 0」％, можно определить значение /汕力.
Для того чтобы исключить ошибки расчета, связанные с погреш.но-Я стями в определении пассивной массы ракет (наличие переходников и крепежных деталей, масса которых нам неизвестна), была использована разностная формула
(2.7)(2.7)
(2.7)
(2.7)
где тбЧ1 =8,190 кг, ^бЧ2 = 4,095 кг; ymi — скорость ракеты при тбч' %? — скорость ракеты при /пбЧ2.
Результаты расчетов приведены в табл. 2.3. Среднее значение удельного импульса, рассчитанное по всем экспериментальным точкам, составляет 759 м/с.
Разброс данных характеризуется среднеквадратической ошибкой 6〃 <р=6,4 %. Если из расчета исключить последнюю точку (L产 —9,75 дюйма), имеющую наибольшее отклонение от среднего значения (11,3%), то среднее значение удельного импульса составит 777 м/с, при среднеквадратичном。//厶呼=3,8 %.
Сопоставление полученных значений Jy(on)с термодинамическими значениями Jy позволяет оценить величину потерь 厶 которые составляют 7-10%.
Массово-конструктивная характеристика для двигателя с поддоном определяется как
а =а =тпд + тг + тг.стпд + тг + тг.с(2.8)(2.8)
а =
а =
тпд + тг + тг.с
тпд + тг + тг.с
(2.8)
(2.8)
где тпд — масса поддона;加「一 масса гильзы; тгс — масса глухого состава.
Для ракет середины XIX в. эта характеристика по данным чертежей менялась от 0,5 до 1,1.
Таблица 2.3
Характеристики
Ln, дюймы/мм
4,75/120,7
5,75/146,1
6,75/171,5
7,75/196,9
8,75/222,3
9,75/247,7 '
тт кг
0,387
0,458
0,529
0,598
0,671
0,742
Xi саж/м
7/14,9
32/68,3
42/89,6
48/102,4
62/132,3
125/266,7
Х2 саж/м
29/61,9
58/123,8
89/189,9
133/283,8
188/401,1
217/463,0
Ug м/с
20,1
28,3
36,0
38,0
43,6
45,7
GffU М/С
31,3
41,0
49,2
58,6
68,4
73,1
/уМ/С
777
813
778,6
782,8
733
670
此% .
+2
+ 7,1
+2,5
+3,1
-3,5
— 11,5
AJ； %
0
+4,6
+0,2
+0,7
—6,0
Рис. 2.5. Зависимость дальности стрельбы ракеты на дымном порохе &= = 100 мм) от относительной массы полезного груза тпн=тП|1/т0：
/ — ^(оп>=770 м/с; 2 — Jy(оп)= =690 м/с
С ростом коэффициента а прн заданной массе полезного груза скорость Um, приобретаемая ракетой за время работы двигателя, падала. Это неизбежно влекло за собой снижение дальности стрельбы.
Вторым фактором, определяющим дальность, является баллистический коэффициент, определяемый по формуле
с=竺 10э,倜
где dH ——калибр ракеты, м; тп ——масса ракеты после сгорания заряда (пассивная масса), кг; г — коэффициент формы.
Как показывает анализ баллистических данных 97-мм французской ракеты, 3-дюймовой осветительной ракеты» коэффициент i для них по отношению к закону Сиаччи составлял 1,7—1,9.
Высокий коэффициент формы и низкое значение удельного импульса тяги ограничивали дальности, достижимые для ракет на дымном порохе. На рис. 2.5 представлена, зависимость дальности стрельбы от относительной массы полезного груза для 100 мм ракеты при а = 0,6. Дальности были рассчитаны для двух вариантов порохов: русского ракетного пороха с реализованным в образцах боевых ракет удельным импульсом тяги 770 м/с и французского ракетного топлива с реализованным в 97-мм ракете значением /у(оп)= 6§0 м/с. Из графиков следует, что для ракет на дымном порохе при калибре 100 мм при низких значениях тпц можно было получить дальности порядка 7—9 км. Известные нам образцы имели значительно меньшие дальности (4——5 км), поскольку они были снабжены более тяжелой боевой частью (/ппн = 0,36—0,30). Дальностью поступались в пользу силы действия ракеты у цели. Такой подход в значительной мере был обусловлен тем, что с ростом дальности резко возрастало рассеивание ракет. Отсутствие приборов контроля и управления стрельбой также снижало эффективность стрельбы на большие дальности.
Уже после того как развитие ракетной техники на основе дымного пороха пришло в полный упадок, в пороховом производстве получает применение горячее прессование при температуре ~ -(-105 ℃. При такой температуре сера, размягчаясь, заполняла все поры между частицами селитры и угля, в полной мере проявляя свои цементирующие свойства. Прн этом плотность пороха повышалась до 1,9 кг/дм3. При горении исключалось просачивание газов внутрь пороховой структуры [7 ]. Порох
сгорал параллельными слоями, что позволяло обеспечить Стабильность баллистических параметров двигателя. Отпадалв необходимость смачивания состава перед прессованием.
Разумеется, и это нововведение не устраняло органических недо- статков ракеты на дымном порохе, прежде всего, низкого удельного импульса. Тем не менее заряды из дымного пороха, изготовленного гор* чим прессованием, нашли применение в немецком 158,5-мм ракетном сна* ряде кб-ствольиому миномету в период его отработки в канун второй мнро； вой войны. Одиако этот анахронизм был впоследствии устранен заменой дымного пороха дигликолевым (см. гл. 6).
При оценке баллистических возможностей ракет на дымном пороху нами к массе полезного груза была отнесена масса деревянного хвоста, поскольку он также принимал участие в поражении цели. При ударе ра- Хегн о грунт хвост ломался на несколько кусков, которые, разлетаясь в стороны, наносили своими острыми концами страшные раны как людям/ так и животным.
В своем баллистическом анализе мы не касаемся опытных образцов ракет со стабилизацией вращением в полете, поскольку этот вид ракет в рассматриваемый период не получил применения в войсках.
Глава ^ 广：
ОПЫТНЫЕ РАБОТЫ ПО РАКЕТАМ ЙА ТВЕРДОМ ТбПЛИВЁ КОНЦА XIX—
НАЧАЛА XX вв.
Длительное время в отечественной и зарубежной историко-научной и научно-технической литературе было широко распростраиеж) мнение, что в конце XIX — начале XX вв. после снятия боевых ракет с вооружения во всех странах мира интерес к ракетам был почтй полностью утрачен, исследовательская работа в области пороховых ракет была фактически прекращена и возобновилась лишь в годы, непосредствен но предшествоваашие первой мировой войне.
Эта точка зрения нашла отражение во многих научно-исследовательских и научно-популярных работах по истории ракетной тех/ ники67 и до последнего времени не подвергалась сомнению. Одиако работа по изучению архивных материалов, проведенная историками науки ряда стран за последние годы, дала основание утверждать, что приведенное ранее утверждение является неверным.
Анализ материалов, имеющихся й настоящее время в распоряжении историков науки и техники, показывает, что, несмотря на снятие боевых ракет с вооружения, в ряде стран продолжалась исследовательская работа по совершенствованию пороховых ракет. Объяснялось 打о как широким распространением, которое получили в это времй осветительные ракеты, так и стремлением отдельных изобретателей
См.: Соикин М. Русская ракетная артиллерия. М., 1952; Шуваев Н. А* Историко-критический анализ развития основ механики переменной мвссЯ Диссертация. Горьковский государственный университет, 1955; Ляпунов Б. В- Ракета. М., 1960; Лей В. Ракеты и полеты в космос. М., 1961 н др. работы.
создать боевые ракеты, Способные конкурировать с другими видами вооружения.
Уже в конце 80-х годов XIX в., т. е. всего через три года после решения Артиллерийского комитета о прекращении производства боевых ракет и снятия их с вооружения, в России была предпринята попытка возродить этот вид боевого оружия путем внесения соответствующих усовершенствований в конструкцию пороховых ракет.
В 1889 г. штабс-капитан Карсо-Александропольской крепостной артиллерии Андреев представил записку с описанием предложенного им проекта боевой ракеты с трубчатым хвостом68, которая, по' его мнению, могла быть принята на вооружение и применяться во всех случаях, когда употребление артиллерийских орудий будет почему-либо затруднительно.
Проанализировав причины, приведшие к снятию боевых ракет с вооружения, Андреев пришел к правильному выводу, что главными недостатками ракетного оружия являются недостаточная точность стрельбы и сравнительно малая дальность полета боевых ракет.
«Первый недостаток,— указывал он в представленной записке,—— является следствием несовершенства изготовления ракет и зависит от неизбежного при массовом производстве расхождения в величине таких параметров, -как масса и объем направляющих стержней (ракетных хвостов), площадь поперечного сечения отверстий истечения газов, расстояние осей этих отверстий от оси ракеты, углы наклона осей этих отверстий к оси ракеты и др.».
Второй недостаток боевых ракет — сравнительно малая дальность полета — вызывался, по его мнению, лишь конструктивным несовершенством ракет прежнего типа ——малой суммарной площадью отверстий истечения газа и недостаточной длиной гильзы.
Исходя нз приведенных выше соображений, Андреев пришел к выводу, что для улучшения качества боевых ракет необходимо, в первую очередь, устранить причины, приводившие к указанным недостаткам.
Пытаясь выполнить эти требования, он предложил заменить сплошной деревянный хвост полой трубкой из листового железа, ось которой составляла бы продолжение оси гильзы, причем указывал, что при известных в то время способах производства железных труб и гильз стабилизирующему стержню может быть придана довольно точная цилиндрическая форма.
Предложенная им боевая ракета с трубчатым хвостом состояла из гильзы листового железа, к которой крепился стабилизирующий стержень, представляющий собой полую трубку также из листового железа. В передней части ракеты помещался снаряд-граиата или шрапнель.
Введение указанных изменений в конструкцию боевых ракет позво- лнло бы, по мнению автора проекта, увеличить скорость полета двухдюймовых ракет до 1000—1200 фут/с (305—366 м/с) и значительно повысило бы точность ракетного оружия, сделав его сравнимым по меткости с горными орудиями конструкции 1867 г.
В ноябре 1891 г. разработанный Андреевым проект боевой ракеты с трубчатым хвостом был рассмотрен на заседании Артиллерийского рмнтета, который, однако, принял решение отклонить его.
См.: Андреев. Боевые ракеты с трубчатым хвостом. Архив ВИМАИВС, Ф- Арткома. Оп. 39/3. Д. 246. Ял. 245—248.
Дальнейших сведений о судьбе проекта ракеты с трубчатым хвостом до настоящего времени обнаружить не удалось. По-видимому он так И остался без движения в делах Артиллерийского комитета. Неизвестно также, имели ли доступ к этим материалам и знакомились ли с проектом Андреева лица, работавшие в дальнейшем над усовершенствованием ракет. Однако в ряде проектов, относящихся к началу XX в., в той или иной форме повторяется, правда без ссылок на работу Андреева, высказанная им идея замены деревянного хвоста полой металлической трубкой.
Крайне ограничены также сведения об опытах по усовершенствованию пороховых ракет, проводившихся в России з 90-х годах прошлого столетия. Правда, в делах Артиллерийского комитета встречаются упоминания о том, что «V отдел Комитета, запинаясь крыльчатыми ракетами, еще в 1892 г. пришел к возможности г'-! ленить крылья тремя планками, расположенными по ребрам правильной трехгранной пирамиды, совпадающей осью с осью ракеты, поставленной в вершине пирамиды», однако из приведенного сообщения неясно, о каких ракетах —боевых, осветительных или сигнальных — шла речь и какие были достигнуты результаты. Других указаний на исследовательские работы в области ракет, проводимых в этот период в России, до настоящего времени обнаружить не удалось.
В том же 1892 г. была испытана первая ракета известного шведского изобретателя В. Т. Унге, приступившего в начале 90-х годов XIX в. к работам в области ракетной техники. Интерес В. Т. Унге к ракетам в этот период был вызван тем, что они, по его мнению, являлись наиболее пригодными для использования в качестве взрывчатого вещества только что изобретенного нитроглицерина.
Наиболее подробно вопрос об исследованиях Унге в области ракетной техники изучил шведский ученый А. И. Скоог, изложивший результаты своих исследований в 1969 г. на III Международном симпозиуме по истории астронавтики. Ниже приводятся сведения, почерпнутые главным образом из материалов доклада Скоога.
Первая ракета конструкции Унге (рис. 3.1), испытанная в 1892 гм была изготовлена из меди с толщиной стенок 1 мм. Длина ракеты составляла 150 мм, чиаметр — 20 мм. Коническая поверхность, подверженная горению, устанавливалась своим основанием на верхнюю часть ракеты; это означало, что для придания ракете поступательного движения направление газа должно быть изменено на 180°. Поворачивание газа обеспечивалось при помощи купола, установленного в верхней части ракеты. Наибольшим недостатком данной конструкции являлось сильное нагревание купола и даже сгмого корпуса ракеты при изменении (повороте на 180°) направления потока истекающих газов.
Другие две конструкции ракет, разработанные Унге, напоминали ракеты конструкции Гейла, однако содержали ряд усовершенствований и изменений. Две выхлопные трубки вырезались вдоль центральной
лл〃〃/—Bui/—Bui
л
л
〃
〃
/—Bui
/—Bui
Раииие ракеты Уиге
оси с противоположных сторон и сгибались на концах, образуя своеобразные лопасти, заставлявшие ракету при истечении газов вращаться вдоль продольной оси.
Скорость вращения при этом была, однако, недостаточно высокой для обеспечения стабильного полета ракеты. Не внесло существенных изменений и предложение Унге об использовании двух камер сгорания внутри каждой ракеты. Поэтому Унге предложил запускать ракеты из специально сконструированной короткоствольной мортиры, применяя при этом различные методы сообщения ракетам вращения, ни один из которых не оказался достаточно эффективным.
Продолжая поиски наиболее эффективного способа сообщения ракетам вращения, Унге успешно решил эту задачу, разработав в i896— 1897 гг. газовую турбину, основанную на применении в ракетной технике принципа сопла Лаваля. Скоог приводит в своей работе чертеж газовой турбины Унге (рис. 3.2), взятый из патентной заявки, зарегистрированной в Швеции под № 10257'. Содержание этой заявки, указывает Скоог, проливает свет на те идеи Унге, которые позволили ему стать автором этого уникального изобретения. Даже, несмотря на то, что схема, предложенная Унге, не была столь совершенна, как в наше время, это был первый случай использования в ракетостроении принципа сопла Лаваля. В этой же заявке было впервые применено название «воздушная торпеда».
Предложение Унге оказалось настолько эффективным, что вскоре он вообще отказался от применения в качестве пускового устройства специальной мортиры, заменив ее открытой трубчатой установкой, представляющей собой простой набор цилиндрически расположенных направляющих планок.
Рис. 3.2. Газовая турбина (шведский патент 10257)
Занимаясь решением проблемы стабилизации полета ракет, Уиге в то же время уделял большое внимание вопросам ракетного топлива. Первоначально он применял в своих работах обычный ружейный порох, однако затем в сотрудничестве с А. Нобелем он провел ряд экспериментов по улучшению качеств бездымного ннтроглицерииового пороха (баллистита), изобретенного Нобелем в 1888 г. 3. Первый из известных удачных запусков ракеты на бездымном порохе — баллистите (рис. 3.3) состоялся 12 сентября 1896 г. в Стокгольме.
Завершив проект газовой турбины и проведя с ней ряд испытании, Уиге пришел к выводу, что баллистит является трудноуправляемым топливом, кроме того, он дает газов меньше, чем ружейный порох. Поэтому он вновь вернулся к черному дымному пороху (78,3 % селитры, 8,4 % серы, и 13,3% угля), но тогда, ему пришлось столкнуться с новой трудностью — ракеты невозможно было долго хранить в заправленном виде, так как топливо усаживалось и трескалось в процессе усыхания. <
В течение второй половины 90-х годов Унге удалось решить и проблему длительного хранения заправленных ракет. Многочисленные испытания и эксперименты показали^ что если к ружейному пороху добавить 0,1—0,6 % нелетучего масла, то такое ракетное топливо сохра-
няет способность расширяться 儿 после его уплотнения в корпус^ ракеты.
Переход на удобное для хране- ння ракетное топливо и применение газовых турбин дали возможность поставить вопрос о повышении давления в камере сгорания. В связи с этим Унге отказался от применения меди и начал изготавливать корпус ракет из стали.
Большое внимание он уделял также вопросу стабилизации ракет, так как эта проблема являлась од, ной нз наиболее сложных в развитии ракетной техники рассматри- ваемого периода. При помощи применения несложного приспособле-
Рис. 3s. Первая известная ракета на бездымном порохеРис. 3s. Первая известная ракета на бездымном порохения ему удалось в значительной
Рис. 3s. Первая известная ракета на бездымном порохе
Рис. 3s. Первая известная ракета на бездымном порохе
степени решить эту проблему и добиться значительного повышения точности полета ракет его конструкции. Проведенные испытания показали* что ракеты Унге при максимальной дальности полета 8 км (5 миль) давали разброс не более 100—200 м по ширине и 50 м вдоль траектории.
Несмотря на определенные положительные результаты, ему так и не удалось наладить производство боевых ракет (воздушных торпед) в Швеции, так как, несмотря на заинтересованность некоторых зарубежных государств, шведские военные власти ие оказа即 ему поддержки. В 1908 г. работами Уиге заинтересовалась немецкая фирма ф. Круппа, которая приобрела его патенты, а также все построенные воздушные торпеды (около 100 штук), трубчатую направляющую и другое оборудование.
Все это было перевезено из Стокгольма иа полигон Круппа в Мелпене (Германия), где боевые ракеты Уиге прошли ряд испытаний. Вскоре, одиако, эти опыты были прекращены, и в дальнейшем работа над ракетами Унге не проводилась.
Работы Уиге над боевыми ракетами не были единственными опы~ тамн такого рода, проводимыми в начале XX столетия. В этот период эксперименты по усовершенствованию боевых и осветительных ракет наиболее широко проводились в России, где этими проблемами занн・ мались И. В. Воловский, Н. В. Герасимов, С. В. Кэрэбчевскиб, М. М,. Поморцев, Н. А. Сытенко, В. И. Эииатский и другие инженеры н изобретатели.
Из работ этого периода наибольший интерес представляют иссле* ржания М- М. Цоморцева, Н. В. Герасимова и И； В. Воловскогр. М. М. Поморцев предложил создать своего рода «реактивный планер», Который приводился бы в движение при помощи трехдюбмовоб осве・ Тйтельиой ракеты, прикрепленной к трубчатому стержню, связанному тонкими стальными проволоками в параллелограмм с трубчатой осью планера.
Он предполагал использовать подъемную силу своего планера для поддержания светящего состава (или иного снаряда), а его устойчивость в воздухе ——для замены хвоста ракеты. По предварительным расчетам, проведенным в 1902 г.( дальность полета такого планера с помощью несущих поверхностей до 1 м2 могла достигать трех верст при применении стандартных трехдюймовых ракет и должна была значительно возрастать при применении ракет с более медленно горящим составом.
На первый взгляд, опыты Поморцева были аналогичны опытам Эвальда, однако целевая установка их была совершенно иной. В то время как Эвальд стремился использовать движущую силу ракет для приведения в движение своего летательного аппарата, основной целью опытов Поморцева являлось улучшение качества ракет, чтобы при помощи предложенных им несущих поверхностей повысить их меткость при переносе взрывчатых веществ и светящих составов на большие расстояния.
Первая серия опытов проводилась с сигнальными ракетами и первоначально носила скорее аэродинамический характер. «Цель описываемых ниже опытов с ракетами,——писал Поморцев в 1903 г.——заключалась в изучении движения разных типов поверхностей, приводимых в движение в воздухе со значительными скоростями, и в проверке тех выводов, которые были сделаны мною и другими исследователями, при движении поверхностей с относительно малыми скоростями с тем, Чтобы полученными данными воспользоваться для более правильного полета самих ракет».
В первую очередь Поморцев приступил к исследованию вопроса об улучшении стабилизации полета ракет. Им был предложен ряд стабилизирующих устройств (рис. 3.4), которые, по его мнению, должны были существенно повысить дальность и точность полета ракет. Обратившись в 1902 г. в Главное артиллерийское управление, он в своей докладной записке указывал:
«Занимаясь долгое время разработкой летательных аппаратов, мною выработана система поверхностей, обладающих значительной подъемной силой и большой устойчивостью при движении в воздухе. Приспособление таких поверхностей к ракетам могло бы придать последним значительную меткость при переносе взрывчатых веществ и светящихся составов на большие расстояния, образуя род воздушных торпед».
В результате двухлетних опытов над пороховыми ракетами Поморцеву удалось добиться ряда положительных результатов. В докладной записке, представленной в апреле 1905 г. в Артиллерийский комитет, он писал: «Опыты с 3-дюймовымн ракетными гильзами существующего типа и движимыми пороховыми газами, предпринятые мною два года тому назад на средства, ассигнованные Артиллерийским комитетом, я считаю ныне законченными и полученные результаты излагаю в настоящей записке.
Первоначально поставленная мною цель при этих опытах и заклю- чавшаяся в достижении значительной дальности, скорости и правиль-
q8И^"，"〃"ww, ."”/"〃/■""И%iщ做4q8И^"，"〃"ww, ."”/"〃/■""И%iщ做41212/3/3
q8И^"，"〃"ww, ."”/"〃/■""И%iщ做4
q8И^"，"〃"ww, ."”/"〃/■""И%iщ做4
12
12
/3
/3
ТС 3.4. Ракеты со стабилизирующими поверхностями, предложенными М. М. По-морцевым
ности полета ракет, предполагая их затем применить к бросанию разрывных снарядов, можно считать достигнутой. Ракетные гильзы с приданными им приспособлениями при спуске достигают дальности в 2—3 версты, описывая правильные траектории, напоминающие собою траектории шаровых снарядов, выброшенных из мортир».
В дальнейшем Поморцевым были достигнуты еще более высокие показатели. В декабре 1905 г. он указывал уже, что стандартные 3-дюймовые ракеты, в которых, однако, коробки со светящим составом были заменены тяжелыми конусами, а деревянные хвосты ——стальными направляющими, установленными на конце гильзы, могут достигать дальности «до 3—4 верст при весьма правильном их движении».
Положительные результаты, достигнутые при опытах с осветительными ракетами, дали Артиллерийскому комитету основание вновь вернуться к вопросу о разработке конструкции боевых ракет. При этом Поморцеву было предложено разработать два типа боевых ракет: зажигательных (если возможно с применением термита) и бризантных. В отношении возможности применения картечных ракет Артиллерийский комитет высказался отрицательно, считая, что «скорость ракеты в момент разрыва оболочки, заключающей пули, будет недостаточна, чтобы сообщить пулям скорость, необходимую для надлежащего картечного действия их».
К намеченным опытам, однако, удалось приступить лишь во второй половине 1907 г. В их проведении принимали участие М. Поморцев, начальник пороховой мастерской Николаевского ракетного завода подполковник Карабчевский, механик этого же завода инженер Деменков и представитель Артиллерийского комитета капитан Эннатский.
В апреле 1908 г. Артиллерийский комитет рассмотрел результаты испытаний ракет конструкции Поморцева и дал им в целом положительную оценку, отметив, что их роль особенно возрастает в связи с тем, что за последние 40 лет не проводилось серьезных исследований в области пороховых ракет.
Напомним, что еще в середине прошлого столетия К. И. Константинов настойчиво проводил мысль о значении научно-технических исследований для дальнейшего развития ракетной техники, комитет подчеркнул, что в рассматриваемое время при совершенстве современных артиллерийских орудий научно-техническая разработка вопросов, связанных с ракетным оружием, приобретает особое значение. «Поэтому,— указывалось в журнале комитета,— имеет большую важность то обстоятельство, что опытами прошлого 1907 г. на Николаевском ракетном заводе положе но начало для лабораторного научно-технического исследования ракет».
Артиллерийский комитет отметил в заключение, что проведенные исследования, являясь первыми опытами подобного, рода, ие смогли
решить ряда поставленных перед исследователями вопросов. Комитет, однако, указал, что они все-таки дали материалы для дальнейших опытов, и высказался за продолжение работ в этом направлении.
Программа опытов была выработана, можно было приступать к проведению исследований. Однако вследствие возникших недоразумений, связанных, главным образом, с вопросами материального характера, Поморцев был фактически отстранен от испытаний предложенных им ракет и дальнейшие опыты проводились на Николаевском ракетном заводе Карабчевским и Деменковым уже без его участия.
Результаты проведенных в 1908—1909 гг. опытов с ракетами Поморцева разочаровали представителей Артиллерийского комитета, которые ожидали получить на основании этих испытаний такие данные, «благодаря которым вопрос о новом типе ракет мог быть решен настолько, что эти ракеты можно будет начать изготовлять валовым образом»84.
В результате, в начале 1910 г. было принято решение о прекращении опытов с ракетами Поморцева. «Ар тилл ер и йс ки й комитет,—— говорилось в журнале Арткома от 27 января 1910 г.,— убедившись на основании произведенных в значительном числе опытов ракетного завода, что предложенные направляющие вместо хвостов, хотя и увеличивают дальность светящихся ракет, но дают полет их неправильный, полагал бы своевременным дальнейшие опыты с ними прекратить»85.
Оценивая в целом работы по твердотопливным ракетам, проведенные М. М. Поморцевым в 1902— 1909 гг., следует отметить, что онн представляют несомненный интерес и свидетельствуют, что в начале XX в. в России проводились серьезные исследования в области конструирования ракет, изучения процесса горения порохового заряда, способов стабилизации полета ракет и других вопросов, связанных с усовершенствованием ракет на твердом топливе.
Следует отметить, что в начале XX в. над возможностью использования в ракетах бездымного пороха помимо В. Т. Унге задумывались и другие исследователи. Так, например, Р. X. Годдард (США) уже в институтском сочинении на тему «О возможности перемещения в космическом пространстве», написанном им в 1907 г. в период обучения в Вустерском политехническом институте, в качестве примера ракетного топлива приводил бездымный порох (кордит)®6.
В дальнейшем он в своих теоретических расчетах еще несколько раз рассматривал нитроглицериновый и пироксилиновый пороха, а в середине 10-х годов он приступил к проведению опытов с ракетами на бездымном порохе, давших вполне удовлетворительные результаты87.
В годы, непосредственно предшествовавшие первой мировой войне (1909——1912), в России были предприняты попытки создания нового типа боевой ракеты, предназначенной для борьбы с воздушным флотом противника. Успехи, достигнутые к этому времени в области воздухоплавания н авиации, давали все основания предполагать, что в будущей войне воздушный флот сыграет немаловажную роль в ходе военных
См.: журнал Артиллерийского комитета № 86 от 27/1— 1910 г. // Архив В1ШАИВС, ф. Арткома. Оп. 3 9/3. Д. 585. Л. 434 об.
5 См.: там же. Л. 436.
См.: Пионеры ракетной техники. Гансвиндт, Годдард, Эсно-Пельтрн, Оберт, 「%ан. Избранные труды (1891 — 1938). М., 1977. С. 28.
См.: The Papers of R. H. Goddard. N.—Y. 1970. P. 338.
действий. В связи с этим перед конструкторами и изобретателями различных стран встала задача найти оружие, при помощи которого можно было бы бороться с самолетами и аэростатами противника.
В России первые опыты стрельбы ракетами по летательным аппаратам были проведены в 1909 г. близ города Сестрорецка. Результаты испытаний оказались совершенно неудовлетворительными. Как указывалось в журнале Артиллерийского комитета, «от обстреливания воздушных шаров ракетами пришлось отказаться совсем, ввиду выяснившейся во время опытов почти заведомой бесцельности такого обстреливания: при медленном полете ракет и малой меткости их бросания нельзя рассчитывать хотя бы приблизительно бросить ракеты вблизи аэростатов, если последний движется» .
В дальнейшем над созданием ракет, предназначенных для борьбы с летательйыми аппаратами противника, работали Н. В. Герасимов (1909—1912 гг.), Н. А. Сытенко (1909—1910 гг.), И. В. Воловский (1912 г.) и др. Несомненный интерес представляет проект гироскопической ракеты, предложенный военным инженером Н. В. Герасимовым, Проанализировав возможные средства борьбы с воздушным флотом противника, ои пришел к заключению, что прямое попадание в движущийся летательный аппарат является делом чрезвычайно трудным. Исходя из этого он предложил поражать не сам летательный аппарат, а пространство, в котором он находится, применяя для этой цели фугасные снаряды, начиненные такими взрывчатыми веществами, как целенит, экразит, пироксилин и т. п. Наиболее подходящим средством для метания таких снарядов явились, по мнению Н. В. Герасимова, ракеты, однако их недостатком явилась совершенно неудовлетворительная меткость. Без устранения этого основного недостатка нельзя было рассчитывать на использование ракет в качестве боевого оружия.
Изучив условия полета ракет, Н. В. Герасимов пришел к заключению, что «главные причины их малой меткости заключались:
в отсутствии устойчивости главной оси ракеты во время полета В воздухе；
в чрезмерной длине ракеты, доходившей до 25 калибров (считая, конечно, с хвостом);
в изменении положения центра тяжести систему по сгорании ракетного состава;
в недостатках изготовления ракетного состава, постепенно набиваемого в очень длинные трубки».
Стремясь устранить причины, неблагоприятно влиявшие на точность полета, Герасимов сконструировал ракету, которая, по его мнению, была свободна от указанных недостатков. Основное внимание он уделял достижению устойчивости полета ракеты, для чего им было предложено специальное стабилизирующее устройство.
«Устойчивость главной оси ракеты,— писал Герасимов,— достигается вращением внутри ее комбинации из двух колес турбины, составляющих гироскоп, с такой скоростью, при которой ось ракеты полу-
Рнс. 3.5. Проект гироскопической ракеты конструкции Н. В. Герасимова
чит такую же устойчивость, как ось снаряда, выстреленного из пушки. Вращение турбин производят газы, получившиеся от горения ракетного состава, и устойчивость оси получится до начала горения движения ракеты по трубе станка. После сгорания ракетного состава скорость вращения турбин будет поддерживаться воздухом, входящим в отверстие в голове ракеты и двигающимся с большой скоростью вследствие разности давлений воздуха на голову и на дно ракеты, образующейся при быстром движении ее в воздухе. Применение гироскопа всегда сообщает устойчивость оси, вокруг которой происходит вращение, поэтому не представляет сомнений, что ось ракеты будет достаточно устойчива»90.
Предложенная гироскопическая (Н. В. Герасимов называл ее жироскопической) ракета (рис. 3.5) состояла из двух основных частей: цилиндрической гильзы, в которой находился ракетный состав, и отсека, в котором помещался гироскоп91.
Им был разработан также другой вариант гироскопической ракеты (см. рис. 3.5), отличавшийся от первого расположением гироскопа в центре тяжести системы и приданием колесам турбин формы, близкой к общепринятому гироскопу. Разделение ракетного состава на две части давало возможность уменьшить высоту пороховых шашек (до 13 см вместо 24). Кроме того, уменьшалась величина перемещения центра тяжести системы при сгорании ракетного состава (при первом варианте максимальное перемещение
равнялось 28 мм, при втором — 17). Недостаток второго варианта, по мнению Н. В. Герасимова, заключался «в некоторой потере двигательной силы газов передних цилиндров, которые должны несколько менять свое направление».
Большой интерес представляет то, что Герасимов предлагал использовать разработанную им гироскопическую ракету ие только для борьбы с воздушным флотом противника, ио и для приведения в движение летательных аппаратов, т. е. в качестве авиацнои- иого двигателя.
В октябре 1909 г. им была заявлена (охранительное свидетельство № 40945), а в феврале 1912 г. получена привилегия № 21024 «иа устройство для приведения в движение летательных аппаратов».
Его проект осуществлен не был, однако нетрудно убедиться, что предложенный им двигатель представляет иесомиеииый интерес.
Н. В. Герасимов был горячим сторонником принятия на вооружение боевых ракет и хорошо понимал перспективы этого вида боевого оружия. «Посредством ракет,— писал он,——человек будет господствовать, оставаясь на земле и в воздушных сферах, так как несомненно, что ракеты могут всегда летать скорее и выше, чем любой воздушный аппарат, управляемый человеком».
Ои указывал, что значение гироскопических ракет ие ограничивается применением их для борьбы с воздушным флотом противника. По его мнению, гироскопические ракеты могли найти широкое применение также в полевой, крепостной и морской войне. Более того, он считал, что «в весьма недалеком будущем ракеты заменят все пушки выше 6-дюймового калибра, так как слишком велики преимущества дешевого, легкого, иеизиосимого ракетного станка без отдачи перед дорогой, тяжелой, недолговечной пушкой».
Особенно подчеркивал Герасимов то обстоятельство, что для России, уступавшей ведущим европейским странам по мощи артиллерии, замена крупных орудий ракетами будет, безусловно, выгодна. «Таким способом,— писал он,——мы ие только догоним Европу, ио по силе вооружения можем идти впереди ее».
В конце 1909 г. Герасимов приступил к проведению предварительных испытаний, во время которых он предлагал:
) исследовать свойства ракетных газов;
разработать конструкцию механических устройств;
испытать меткость ракет стрельбой, приспособив для этого гироскоп к существующим 3-дюймовым ракетам».
См.: Герасимов ф. Арткома, Оп. 39/3.См.： там же. Л.См,: там же. Л.См.: там же. Л.См.: Герасимов ф. Арткома, Оп. 39/3.См.： там же. Л.См,: там же. Л.См.: там же. Л.В начале опыты проводились во Франции, а затем (с февраля 1910 г.) — на Главном артиллерийском полигоне в Петербурге. Первая серия опытов заключалась в определении давления, развиваемого в камере сгорания, и силы тяги ракеты (Герасимов называл
См.: Герасимов ф. Арткома, Оп. 39/3.
См.： там же. Л.
См,: там же. Л.
См.: там же. Л.
См.: Герасимов ф. Арткома, Оп. 39/3.
См.： там же. Л.
См,: там же. Л.
См.: там же. Л.
эти величины соответственно внутренним и внешним давлением). Измерения проводились прм помощи самопишущих приборов фирмы ришар.
На основании анализа полученных кривых Герасимов пришел к заключению, что сила тяги ракеты зависит:
《I) от количества газов, выделяемых При горении ракетного состава в известный промежуток времени;
от скорости их в отверстии минимум; 、
от времени, в течение которого газы приобретают указанную скорость». /
В феврале 一 мае 1910 г. Герасимов провел ряд опытов с гироскопической ракетой, которые, одиако, показали» что применение скои- струироваииого им гироскопа к 3-дюймовым ракетам, принятым в России, ие обеспечивает получения угловой скорости, достаточной для придания ракете необходимой устойчивости.
В течение последующих двух лет (с июня 1910 г. по июнь 1912 г.) он продолжал проведение испытаний, ио по-прежиему безуспешно.
На основании миогочислеииого фактического материала, полученного при испытании гироскопических ракет, предложенных Н. В. Герасимовым, Комиссия по рассмотрению гироскопической ракеты инженера Герасимова пришла к следующему заключению:
《Как предварительные опыты по сжиганию ракет иа месте (с определением иа приборах движущей силы и внутреннего давления), так и опыты по спуску ракет со стайка или с открытого лотка до настоящего времени ие дали сколько-нибудь удовлетворительных результатов в смысле получения хоть небольшой дальности и правильности полета ракет (в обоих отношениях эти ракеты уступают даже нашим 3-дюймовым светящим ракетам старой конструкции).
Является невозможным определить, следует ли отнести получавшиеся все время исключительно неблагоприятные результаты к конструкции металлических частей ракеты или к способу ее снаряжения н к подбору состава пороха: во всяком случае ракету в целом ее виде, вместе со станком, следует считать неразработанной и ие имеется почти никаких указаний, как это было и ранее, полтора года тому назад, на возможность получения при опытах с ней благоприятных результатов».
Почти одновременно с Н. В. Герасимовым проекты ракет, предназначавшиеся для борьбы с воздушным флотом противника, разработали инженер Н. А. Сытенко (1909一1910 гг.) и бывший вицедиректор Путиловского завода И. В. Волове кий (1912 г.).
Предложенная инженером Н. А. Сытенко аэроракета предназначалась для поражения дирижаблей и самолетов противника и должна была, как указывал изобретатель, состоять из 5——6 соединенных друг с другом коигревовых ракет, имеющих один общий трубчатый хвост.
Артиллерийский комитет, рассмотрев проект Н. А. Сытенко, высказал мнение, что соединение нескольких ракет ие улучшит, а наоборот ухудшит их баллистические качества, так как наряду с ие-
которым увеличением силы тяги возрастет также и сопротивление воздуха вследствие увеличения площади поперечного сечения аэроракеты； на правильность же полета будет влиять еще одна дополнительно вводимая причина разнообразия —— неодинаковость горения форсового состава кйждой из ракет, расположенных вокруг общего хвоста.
Вследствие изложенного выше Артиллерийский комитет пришел к.выводу о непригодности предложенной аэроракеты для борьбы с летательными аппаратами противника и отклонил проект Н. А. Сытенко".
Значительный интерес представляют работы И. В. Воловского, который в апреле 1912 г. представил в военное министерство России проект вращающейся ракеты, предназначенной для военных целей (рие. 3.6), а также проекты двух многозарядных пусковых установок для стрельбы ракетами с движущихся автомобилей и аэроплацов.
И. В. Воловский предполагал добиться повышения дальности и точности стрельбы ракетами за счет замены деревянного стабилизирующего стержня полой металлической трубкой, являвшейся продолжением ракетной гильзы, а также за счет придания ракетам вращательного движения при помощи плоскостей, расположенных радиально с небольшим уклоном к оси трубки.
Предполагалось, что часть газов, образующихся при сгорании порохового состава, будет проходить через полую стабилизирующую трубку и сообщать ракете поступательное движение, другая же часть, попадая в кольцеобразное поле, должна была оказывать давление на установленные под углом распорки и тем самым сообщать ракете вращательное движение.
Наибольшего внимания заслуживает предложение И. В. Воловского о применении двух видов пусковых устройств, устанавливаемых на наземных и летательных аппаратах: ракетной батареи и ракетной митральезы, которые можно рассматривать квк прообраз будущих мйого- зарядных пусковых установок.
Ракетная батарея (рис. 3.7), предназначавшаяся для установки на автомашине, должна была состоять из определенного числа направляющих, равного числу ракет, расположенных в форме црямоуголь- ника и заключенных в общую оболочку (кожух). Промежутки между направляющими заполнялись легким несгораемым материалом. Воспламенение порохового состава производилось электрической искрой. Имелся контрольный аппарат управления огнем.
Примерно так же была устроена ракетная митральеза (рис. 3.8) Для установки на самолете, которая не нуждалась в громоздком лафете и должна была быть портативной (по размерам и по весу). Проект И. В. Воловского дважды ——в июне и ноябре 1912 г.——рассматривался на заседаниях Артиллерийского комитета, ио положитель- н。京 оценки не получил. Правда, на втором заседании, подтвердив свое прежнее ——отрицательное мнение, комитет счел, однако, возможным. Учитывая большой интерес, проявленный за последнее время к выработке наиболее совершенного типа ракеты, дать изобретателю возможность проверить свои расчеты на практике опытным путем.
Рис. 3.8. Проект ракетной
митральезы для стрельбы с самсктов
Воловскому было отпущено 1000 рублей для проведения опытов, кро- ме того, на Шостенском пороховом заводе было заказано 20 ракет для испытания их на Главном артиллерийском полигоне. Однако до настоящего времени сведений об испытаниях ракет Воловского и об их результатах обнаружить не удалось.
В 1912 г. Н. И. Тихомиров представил в морское министерство России проект «самодвижущихся водяной и воздушной мин», однако предложение это не получило поддержки. А в 1915 г. он подал заявку иа свое изобретение и в ноябре этого же года получил охранительное свидетельство № 309 на тип «самодвижущихся мин для роды и воздуха».
В заключении экспертной комиссии, подписанном Н. Е. Жуковским, отмечалось, что «изобретение состоит в приведении в движение водяных и воздушных торпед с помощью последовательного воспламенения патронов с медленно горящим порохом... Расчет энергии показывает, что подобное действие таких торпед вполне возможно, так как в патронах имеется громадный запас энергии* .
С 1915 г. над возможностью использования в ракетах бездымного пи роке ил и ново го топлива начал работать И. П. Граве. В том же году он представил в Главное артиллерийское управление свое изобретение «Боевые ракеты с новым форсовым составом на основе бездымного пироксилинового топлива...» [86]. Однако предложение это не было принято, так как военные специалисты считали, что война скоро закончится и до ее завершения это предложение не будет реализовано.
Тогда изобретатель приступил к проведению опытов в заводской лаборатории Шлиссельбургских пороховых заводов, где ему к лету 1916 г. удалось изготовить цилиндрическую шашку из прессованной пироксилиновой массы диаметром 70 мм. В июле 1916 г. ему было выдано заявочное свидетельство на предложенную им ракету иа бездымном порохе. Однако до 1917 г. практической реализации изобретение И. П. Граве не получило.
В феврале 1917 г. французский изобретатель Бори представил во Французскую Академию наук свое предложение об изготовлении ракет на бездымном порохе, но и оно в рассматриваемый период реализовано не было.
До конца 10-х годов XX в. наибольших успехов в практической работе над твердотопливными ракетами добился Р. X. Годдард. Уже в октябре 1916 г. он обратился в Смитсонианский институт с предложением начать работы над многозарядными пороховыми ракетами10 • Предложение это было принято, и с марта 1917 г. он приступил к опытам в лаборатории Вустерского политехнического института.
Первоначально работа велась иад конструкцией многозарядиых
ракет, механизмом перезарядки, определением состава и технологии изготовления пороховых зарядов. В решении последней задачи большую помощь Р. X. Годдарду оказал приглашенный им специалист по взрывчатым веществам Г. Паркер, при содействии которого удалось наладить лабораторное производство бездымного пороха «лайтинг», обладавшего высокой теплотворной способностью при вполне удовлетворительных механических качествах.
Однако работа над многозарядными ракетами продвигалась медленно. В течение года так и не удалось создать работоспособную конструкцию, пригодную хотя бы для испытания опытного образца. Тогда группа Р. X. Годдарда параллельно с работой над миого- зарядными ракетами приступила к работе над одноразовыми ракетами.
При этом в качестве топлива для этих ракет после ряда экспериментов остановились на измельченном порохе, представлявшем смесь нитроглицерина с нитроклетчаткой.
В начале ноября 1918 г. на артиллерийском испытательном полигоне в Абердине были проведены испытания ракет, разработанных Р. X. Годдардом за прошедшие полтора года (рис. 3.9). Хотя в целом результаты испытаний можно было оценить как удовлетворительные, однако положительной реакции на предложение продолжить работу над этими твердотопливными ракетами со стороны военных кругов не последовало.
По всей вероятности такая позиция в значительной степени объяснялась тем, что к этому времени первая мировая война закончилась, в связи с
чем потребности военных круюв США в ракетном оружии существенно снизились и ассигнования на это были резко сокращены. Поэтому Р. X. Годдард после ряда безуспешных переговоров с представителями управления вооружений армии i ВМС прекратил активную работу в области пороховых ракет и с начала 20-х годов переключил свое внимание иа ракеты на жидком топливе.
Анализ опытных работ в области ракетной техники, проводившихся в конце XIX ——начале XX вв., показывает, что перед конструкторами и изоб« ретателями, работавшими над усовершенствованием ракет, стояли те же основные проблемы, что и в середине прошлого столетия: повышение дальности и кучности стрельбы ракетами. Однако прогресс, достигнутый к этому времени в различных областях техники, позволил решать .многие Из ставившихся ранее задач на более высоком уровне. В начале XX в. в ракетостроении стали применяться цельнотянутые стальные гильзы, более совершенными стали измерительное оборудование и способы стабилизации ракет. Для большинства проектов начала XX в. характерен отказ от направляющего стержня и замена его другими, более совершенными видами стабилизации — применением стабилизирующих поверхностей либо использованием гироскопического эффекта.
Уровень научных знаний в области ракетостроения в этот период по* прежнему оставался невысоким. Большинство лиц, работавших в начале XX в. над созданием новых образцов ракет, не были знакомы с теоретиче-： скими трудами в области реактивного движения, а в ряде случаев придерживались наивных, нередко ошибочных представлений о природе возникновения и характере действия реактивной силы. Они даже не пытались решать теоретически такие вопросы, как определение скорости и даль- ности полета ракеты и, как правило, не интересовались такими понятиями, как КПД ракетного двигателя или всей ракеты в целом.
Основным недостатком почти всех проектов ракет начала XX в. являлось также то, что в них в качестве источника энергии по-прежнему предлагалось, как правило, такое сравнительно низкокалорийное топливо, как черный (дымный) порох. Это тормозило прогресс ракетной техники и приводило к тому, что тактико-технические и эксплуатационные данные большинства ракет начала XX в., по сути дела, мало отличались от ракет середины XIX в. (сравнительно небольшая дальность, значительное рассеивание, преждевременные разрывы ракетных гильз).
В ходе первой мировой войны ракеты в качестве боевого средства практически не применялись (за исключением единичных случаев применения зажигательных ракет против летательных аппаратов противника). Другие виды ракет (сигнальные, осветительные) также не пол уч или в годы войны достаточно широкого распространения. Попытки различных изобретателей усовершенствовать ракетные снаряды успеха ие имели.
Лишь к самому концу войны Годдарду удалось разработать и создать несколько образцов опытных боевых ракет, успешно прошедших испытания.
До конца первой мировой войны вопрос о создании боевых ракет так и не был решен. Не было создано также удовлетворительно действующих осветительных ракет. Для дальнейшего совершенствования ракет необходимо было заменить черный (дымный) порох более калорийным ракетным топливом. '
Глава 4
РАБОТЫ НАД РАКЕТАМИ НА БЕЗДЫМНОМ ПОРОХЕ В 20—30-е ГОДЫ XX в.
До конца первой мировой войны так и ие был решен вопрос о создании боевых ракет, способных в какой-то мере быть сопоставимыми с нарезной артиллерией. К этому времени, однако, стало уже совершенно ясно, что все попытки усовершенствовать ракеты на черном (дымном) порохе обречены на неудачу. Простые ракеты показывали, что возможности этого вида топлива почти полностью исчерпаны. Для дальнейшего совершенствования ракетного оружия необходимо было найти новый, значительно более совершенный вид топлива.
Как известно, бездымный (нитроглицериновый) порох ——баллистит —— был впервые предложен А. Нобелем в 1888 г., а вскоре (в 90-х годах XIX в.) первую попытку применить этот порох в ракетах предпринял шведский изобретатель В. Т. Унге, который в эти годы работал над усовершенствованием твердотопливных ракет.
В начале XX в. над возможностью использования в ракетах бездымного пороха задумывался Р. X. Годдард (США).
В дальнейшем вопрос о замене в ракетах ружейного пороха более каллорийиым ракетным топливом ——бездымным порохом ——предлагается еще рядом исследователей ——Тихомировым, Граве, Бори, Артемьевым и др. Наибольших успехов в этом направлении в этот период достиг Годдард, который начиная с середины 10-х годов приступил к проведению опытов с ракетами на бездымном порохе, давших вполне удовлетворительные результаты.
После окончания первой мировой войны Годдард сделал еще несколько попыток заинтересовать военные круги США ракетами на бездымном порохе, однако, не встретив понимания и не получив поддержки, он с начала 20-х годов переключил свое внимание на работу с ракетами на жидком топливе.
Значительное внимание разработке твердотопливных ракет уделялось в рассматриваемый период времени в СССР, где уже в начале 1921 г. было принято решение о создании в Москве «Лаборатории для разработки изобретения инженера Н. И. Тихомирова». В работе этой лабора-
тории принимали участие автор изобретения, инженер В. А. Артемье и ряд других специалистов.
Одной из важнейших задач, стоявших перед специалистами, работавшими над совершенствованием твердотопливных ракет, по-прежнему являлась проблема выбора наиболее подходящего вида топлива. К этому времени было уже достаточно ясно, что бездымные пороха обладают рядом очевидных преимуществ, основным из которых является их существенно большая теплотворная способность.
Однако при выборе ракетного топлива наряду с энергетическими требованиями существенную роль играли также требования технологические. Уже первые опыты применения в ракетах артиллерийских пироксилиновых порохов, изготовленных на летучем (спирто-эфнрном) растворителе, показали, что указанные пороха непригодны для изготовления ракетных снарядов, так как технология их производства не давала возможности получать пороховые шашки с достаточной толщиной горящего свода и постоянным процентом содержания растворителя, что, в свою очередь, приводило к нестабильности их качеств и отклонению давления в камере сгорания от расчетного, вследствие чего их нельзя было применять в боевых целях.
Исходя из этого Тихомиров и Артемьев пришли к заключению, что для ракетных снарядов следует применять бездымный порох на нелетучем растворителе. В связи с этим перед специалистами, работавшими над совершенствованием твердотопливных ракет, встала задача подбора наиболееtподходящей рецептуры бездымного пороха, отвечающего требованиям, предъявляемым к ракетному топливу. Для более успешного достижения этой цели они установили контакт со специалистами по взрывчатым веществам, работавшими в тот период в Ленинграде в Артиллерийской академии и Центральном Государственном научно- техническом институте (ЦГОНТИ).
Опираясь на опыт работы с бездымными порохами на нелетучем растворителе для артиллерийских снарядов, преподаватели Артиллерийской академии ——начальник отдела порохов, взрывчатых веществ и внутренней баллистики ЦГОНТИ О. Г. Филиппов и сотрудник этого отдела С. Л. Сериков ——сумели в сравнительно короткие сроки решить упомянутую задачу и разработать рецептуру пироксилино-тротилового пороха (ПТП) t включавшего 75 % пироксилина к 25 % тротила.
Первые образцы толстостенных цилиндрических шашек из пироксилино-тротилового пороха (диаметром 24 и 40 мм) были изготовлены в 1924 г., после чего приступили к их испытаниям, в которых наряду с уже упоминавшимися лицами принимал участие сотрудник отдела порохов ЦГОНТИ М. Е. Серебряков.
В последующие годы почти вся работа по твердотопливным ракетам —изготовление пороховых шашек, нх испытания, работа над реактивными снарядами, опытные стрельбы на полигоне —— в основном проводилась в Ленинграде. В связи с этим лаборатория Н. И. Тихомирова в середине 20-х годов была переведена в Ленинград. В июне 1928 г- она была переименована в Газодинамическую лабораторию (ГДЛ) и подчинена Военно-научному исследовательскому комитету при РВС СССР*
В течение 1924—1928 гг. в лаборатории Н. И. Тихомирова продолжалась разработка реактивных снарядов на пироксилино-тротиловом порохе. Весной 1928 г. в Ленинграде на артиллерийском полисов состоялись летные испытания созданного в этой лаборатории 82・мМ
реактивного снаряда. Это был первый в СССР успешный полет твердо- Топливной ракеты на бездымном порохе.
Следует отметить, что на протяжении этих лет Н. И. Тихомиров и В. А. Артемьев шли по пути совмещения активного и реактивного принципов движения — ракеты запускались из миномета Лихонина (1924 г.) и миномета Ван-Дерена (1928 г.). Выбор данного направления был обусловлен тем, что, по мнению лиц, работавших в эти годы над усовершенствованием реактивных снарядов, дальность полета ракет увеличивалась «на ту дистанцию, которую давал минометный выстрел».112
Однако в конце 20-х годов в результате проведенных в ГДЛ испытаний пришли к заключению, что применение активно-реактивных снарядов, не очень значительно увеличивая дальность стрельбы, в то же время существенно повышает вес пусковой установки, что лишает ракетное оружие его очень важных преимуществ ——маневренности и простоты действия. Поэтому начиная с 1930 г. в ГДЛ отказались от запуска ракет из минометов н приступили к разработке ракетных снарядов, основанных на применения только реактивного принципа движе- ,НИЯ.
! В 20-е годы работы в области ракет на твердом топливе проводились
I также в Италии. В 1927 г. известный итальянский ученый в области аэронавтики А. Г. Крокко выступил перед членами Генерального штаба с докладом о возможностях военного применения ракет. Доклад этот произвел большое впечатление на присутствовавших, и Крокко получил субсидию в размере 100 тыс. итальянских лнр для проведения научных исследований и практических работ в области твердотоплив- ‘ ных ракет.113
Первая серия опытов была проведена в 1927——1928 гг. В качестве топлива был выбран двухосновной порох (кордит или баллистит) следующего состава： нитроглицерин — 25 %, нитроклетчатка — 62 %, вазе- лин — 5 %, ннтрат бария — 8 %. В дальнейшем испытывался также двухосновной порох, применявшийся в морском флоте (порох С), состав которого несколько отличался от кордита： нитроглицерин — 23,5 %, нитроклетчатка —70,5 %, вазелин — 5 %, бикарбонат натрия 一 i %.
Испытания указанных ракетных топлив продолжались в Италии до конца 1929 г., после чего исследования в этой области были приостановлены, так как Сотрудники, работавшие под руководством А. Г. Крокко, переключились на исследования жидкого ракетного топлива. Проведенные за эти годы (1927—1929 гг.) эксперименты с двухосновным пор。- хеш дали возможность установить ряд зависимостей (распределение внутреннего давления в трубчатых зарядах с различной скоростью прения, величина конечного давления в камере постоянного объема ! пРи испытании различных порохов, зависимость скорости горения от дав-
I 112 См.: Артемьев В. А. Создание первых ракет на бездымном порохе и :Раткая история деятельности ГДЛ за время с 1928 по конец 1933 г. // Архив j АН СССР. Разр. 4. Оп. 14. Л. 148.
"з Сведения о работах А. Г. Крокко в области ракет на твердом топливе приведены в докладе его сына Л. Крокко (США), представленном на XVIII ' ^е^дународный астронавтический конгресс (Белград, сентябрь, 1967 г.) и опуб- ^икованном в сборнике «Из истории астронавтики и ракетной техники». М., I 270 г. С. 34—55.
ления) и провести сравнительный анализ различных порохов (кордита и пороха С). Однако далее этого итальянские исследователи в рас. сматриваемый период не пошли.
В конце 20-х—начале 30-х годов наметилось еще одно направление возможного применения твердотопливных ракет ——в качестве стартовых ускорителей для облегчения взлета самолетов. Проблема эта привлекла к себе внимание в связи с тем, что при существенном повышении веса самолетов возникла потребность в кратковременном увеличении тягн двигателей на участке разбега.
По данным В. Лея, мысль о возможности применения реактивных ускорителей для взлета самолетов возникла вскоре после окончания первой мировой войны, однако автор, к сожалению, не упоминает нсточннкн, на основании которых он приводит эти сведения. В 20-х годах М. Валье рекомендовал применять пороховые ракеты в качестве стартовых ускорителен взлета сильно перегруженных самолетов.
В 1927—1928 гг. над вопросом о возможности применения в авиации реактивных стартовых ускорителей начали работать советские исследователи В. И. Дудаков н В. А. Константинов, которым в 1928 г. был выдан патент на «устройство с ракетным двигателем для облегчения взлета самолетов»/
В 1929 г. к проведению практических опытов по применению стартовых ускорителей в авнацнн приступила фирма «Юнкере». В августе 1929 г. для этой цели был использован поплавковый гидросамолет «Бремен-Юнкере W-33》，на котором в качестве ускорителя была установлена батарея пороховых ракет.
С 1930 г. в Ленинградской Газодинамической лаборатории начались аэродромные испытания по применению твердотопливных ракет для старта самолетов. В проведении этой работы принимали участие Б. С. Петропавловский, В. И. Дудаков, С. Е. Петров, С. И. Мухин и другие инженеры н техники.
Первоначально стартовые ускорители были установлены на легком учебном самолете У-1. Испытания, к которым приступили в мае 1931 г., прошли успешно (всего было проведено около 100 взлетов со стартовыми ускорителями), после чего было принято решение перейти к экспериментам на значительно более тяжелом самолете —— ТЕ、1, вес которого составлял 7 т.
В течение 1931 —1933 гг. в Газодинамической лаборатории проводились теоретические и практические работы, связанные с установкой стартовых ракетных ускорителей на самолет ТБ-1. При этом исследовались выбор оптимального размера ракет и схемы нх установки, пробле-
6=--=- -===三三=三一=三三三三三=三三6=--=- -===三三=三一=三三三三三=三三реактивные снаряды, разработанные вреактивные снаряды, разработанные вГДЛ в 1930—1933 гг.ГДЛ в 1930—1933 гг.
6=--=- -===三三=三一=三三三三三=三三
6=--=- -===三三=三一=三三三三三=三三
реактивные снаряды, разработанные в
реактивные снаряды, разработанные в
ГДЛ в 1930—1933 гг.
ГДЛ в 1930—1933 гг.
ма одновременного воспламенения топливных зарядов, определение времени включения ракетных двигателей н др.
Указанные эксперименты были завершены в октябре 1933 г. Проведенные испытания показали, что в результате применения стартовых ракет длина разбега самолета (при массе 7 т) сокращалась с 330 до 8° м, а прн массе 8 т — с 480 до 110 м. Прн этом повышение взлетной массы на 1 т позволяло существенно повысить полезную нагрузку. В последующие годы в СССР продолжались работы по установке на тяжелые самолеты стартовых ракетных ускорителей и по совершенствованию самих стартовых установок.
В первой половине 30-х годов продолжались работы с твердотоплив- ннмн ракетами во Франции, где этнмн вопросами по собственной ннн- циатнве занимался Л. Дамблан, работавший в основном на базе Центральной пиротехнической школы (Бурже). При этом основное вннма- ние обращалось на конструирование ракет н на выбор наиболее подходящего порохового состава. Теоретические исследования в этой обла- сти и аналитическая схема сгорания пороха были приведены Л. Дамбла- ном в его печатной работе, опубликованной в апреле 1935 г.119
В начале 30-х годов в Газодинамической лаборатории продолжаешь работа по совершенствованию ракет на бездымном порохе. В этот реР^Д в указанном направлении работали Б. С. Петропавловский, • Э. Лангемак, В. А. Артемьев, И. Т. Клейменов, Л. Э. Шварц, • Г. Чернышев и другие инженеры н техники, усилиями которых ：*ж разработаны реактивные снаряды различных калибров (от 65 до U#m)l в том чькле турбореактивные снаряды (65, 82 н 132 мм). Одной нз важнейших задач, стоявших перед специалистами, работав- ：имн в области твердотопливных ракет, являлась проблема стабнлиза- ：%нх полета. В ГДЛ при этом исходили нз двух основных способов эбилизацин (при помощи хвостового оперения н вращения в полете),
1qq「：Cm.： Damblanc. Les. fusees autopropulsives, aexposives // Aeroohile ®35. T. 43. pp. 205-209, 241-247.” у 2
известных еще из исторического опыта применения боевых ракет на чер, ном порохе.
Первоначально исследователи основное внимание уделяли опытам с турбореактивными снарядами, стремясь добиться существенного повыще. ния кучности стрельбы. В известной степени удалось добиться этой цели. Но поскольку на сообщение ракетам вращательного движения приходилось затрачивать довольно существенную (до 20—25 %) часть заряда, то дальность полета ракет заметно уменьшалась. Поэтому решили вновь вернуться (в качестве основного направления) к стабилизации ракет при помощи хвостового оперения.
Здесь был сделан существенный шаг вперед. Если до этого на ракетах применялось оперение, не выходившее за габариты снаряда, то в 1933 г. В. А. Артемьев предложил проект ракет с оперением, существенно превышающим диаметр ракеты, благодаря чему значительно увеличивалась площадь стабилизирующей поверхности. К концу 1933 г. были изготовлены экспериментальные образцы ракет (диаметром 82 и 132 мм) с оперением, размах которого доходил соответственно до 200 и 300 мм. Их испытания дали вполне удовлетворительные результаты и в дальнейшем это направление разработки ракетного оружия в СССР стало основным.
Работы по твердотопливным ракетам, к разработке которых приступили после окончания первой мировой войны, в значительной степени осложнялись тем, что к этому времени ни в одной из стран не были разработаны теоретические основы проектирования ракет и не были исследованы процессы горения бездымных порохов, в частности пироксилино-тротилового пороха. Во второй половине 20-х——первой половине 30-х годов к разработке указанных и некоторых других теоретических проблем, связанных с развитием ракетной техники в СССР, приступили Д. А. Вентцель, В. П. Ветчинкин, И. П. Граве, М. Е. Серебряков, В. Е. Слухоцкий, Н. А. Упорников и другие ученые, результаты исследований которых были опубликованы в печати [9, 14, 57, 61]. Ими был внесен определенный вклад в разработку теоретических основ внешней и внутренней баллистики ракетных снарядов.
Как уже указывалось ранее, в 1932—1933 г. в ГДЛ были созданы твердотопливные ракеты (диаметром 82 и 132 мм), которые при дальности полета 5——6 км демонстрировали уже вполне удовлетворительную кучность и в дальнейшем легли в основу реактивных снарядов, разработанных в СССР в середине 30-х годов.
В конце 1933 г. было принято решение о создании на базе ленинградской Газодинамической лаборатории и московской Группы изучения реактивного движения (ГИРД) специализированного Реактивного научно- исследовательского института (РНИИ), директором которого был назначен начальник ГДЛ И. Т. Клейменов, а его заместителем ——начальна ГИРД С. П. Королев.
Создание этого института не только способствовало объединению почти всех лиц, работавших в СССР в области реактивной техники, но и давало возможность сосредотачивать усилия коллектива исследователе й на наиболее важных направлениях путем привлечения к pew" нию указанных проблем специалистов, работавших ранее в других обл^ стях. Так, например, после создания РНИИ к работам над тверд0 топливными ракетами был дополнительно привлечен ряд сотрудник института, в том числе такие известные специалисты, как Ю. А. Побед
第0
力力Рис. 4.2. Реактивный снаряд РС-82Рис. 4.2. Реактивный снаряд РС-82н℃иев, М. С. Кисенко, М. К- Тй- хонравов и другие, которые на- qa^H заниматься вопросами внутренней баллистики, пробле- мами повышения кучности реак~ ^вных снарядов и другими проблемами, стоявшими перед динами, работавшими над со- рершенствованием ракет на бездымном порохе.
力
力
Рис. 4.2. Реактивный снаряд РС-82
Рис. 4.2. Реактивный снаряд РС-82
В середине 30-х годов перед специалистами, работавшими в СССР над твердотопливными ракетами, встали новые проб- /емь】， связанные с трудностью получения достаточного количества ПТП. Применявшиеся способы получения пороховых шашек методом глухого прессования горячей пироксилинотротиловой массы были пригодны для изготовления сравнительно небольшого числа ракетных зарядов для проведения экспериментальных исследований, но не отвечали требованиям массового промышленного производства.
В связи с этим перед исследователями встал вопрос о возможности применения в качестве ракетного топлива другого вида бездымного пороха на нелетучем растворителе, в качестве которого в 1934 г. был предложен нитроглицериновый баллистный порох, разработанный коллективом ученых под руководством А. С. Бакаева.
Принятию такого решения в значительной степени способствовало то, что к этому времени в СССР уже была отработана рецептура этого пороха для артиллерийских систем (после рассмотрения нескольких вариантов ——НГ, НГВ нН —— остановились на порохе Н, в состав ко- торого входило 57 % коллоксилина, 28 % нитроглицерина, 11 % динитротолуола, 3 % централита и 1 % вазелина), разработан технологиче- С1<ий процесс его изготовления и налажено его производство на одном из заводов юга Украины.
После того как был решен вопрос о замене в ракетах пироксилинотротилового пороха на нитроглицериновый, в 1935—1936 гг. в СССР пРИступили к проведению испытаний 82 (рис. 4.2) и 132-мм ракет на нИтроглицериновом порохе марки Н. При этом по-прежнему большое ^ннманне уделялось вопросам кучности полета реактивных снарядов. В зтом направлении специалисты РНИИ провели значительную работу, направленную на улучшение устойчивости полета ракет и уменьшение Личины их рассеивания.
Многолетняя работа над 82 и 132-мм реактивными снарядами при- ,/а в середине 30-х годов к созданию ракет на бездымном поро- 3 уже вполне пригодных для попыток практического использования Указанных снарядов для нужд армии и ее военно-воздушных сил. Это
позволило коллективу специалистов РНИИ приступить под общим руКо во дет во м Г. Э. Лангемака к опытам по установке твердотопливных ракет на боевых самолетах (рис. 4.3).
Первые шаги по стрельбе 82-мм реактивными снарядами с самолета И-15 проводились в 1935—1936 гг. на одном и я подмосковных пол иго, нов. Испытания проводил коллектив специалистов, возглавляемый Ю. А. Победоносцевым. Пилотировал самолет летчик-испытатель Г. Я- Бахчиванджи, впоследствии совершивший первый полет на первом советском ракетном самолете БИ-1.
Уже первые испытания авиационных реактивных снарядов дали впол- не положительные результаты. Точность стрельбы ракетами по наземным целям, существенно улучшавшаяся за счет повышения начальной скоро, ст и их полета, была уже сопоставима с точностью действия авиационного стрелково-пушечного вооружения. После проведения в декабре 1937 г. войсковых испытаний авиационных снарядов РС-82 было принято решение о принятии их на вооружение самолетов истребителей, а в июле 1938 г. на вооружение бомбардировочной и штурмовой авиации были приняты реактивные снаряды РС-132.
В ходе работы над созданием авиационных реактивных снарядов большое внимание отводилось разработке пусковых устройств. Вместо одиночных направляющих, применявшихся в начале 30-х годов, группой конструкторов РНИИ (И. И.「вай, А. С. Попов, А. П. Павленко, Ю. А. Победоносцев и др.) в конце 1937 г. была разработана новая, более совершенная самолетная пусковая установка с Г-образными направляющими желобкового типа, позволявшая производить одновременно запуск 6—8 реактивных снарядов (рис. 4.4). На направляющую с Т-образным пазом ее создателем в 1938 г. было выдано авторское свидетельство (№ 3234). В декабре 1938 г. снаряды РС-82 были приняты на вооружение истребителей И-15, И-16, а затем И-153.
В августе 1939 г. во время событий на Халхин-Голе эффективность ракетного оружия была впервые проверена непосредственно в боевых условиях. Была создана небольшая группа из пяти самолетов-истребителей И-16, вооруженных реактивными снарядами РС-82. Их применение в ходе воздушных боев показало достаточно высокую эффективность самолетов-ракетоносцев, которые под руководством летчика-испытателя
Рис. 4.3. Подвеска реактивных снарядов под крылом самолетаРис. 4.3. Подвеска реактивных снарядов под крылом самолета
Рис. 4.3. Подвеска реактивных снарядов под крылом самолета
Рис. 4.3. Подвеска реактивных снарядов под крылом самолета
Рис. 4.4. Самолетные пусковые установки
R И. Звонарева за сравнительно короткий срок сбили во время боевых действий в воздухе 13 самолетов противника.
После указанных выше успешных действий самолетов-ракетоносцев на Дальнем Востоке было примято решение о существенном расширении применения на самолетах ракетных снарядов, которые стали устанавливаться как на самолетах-истребителях И-15, И-16, И-153, так и на штурмовиках Ил-2 и на бомбардировщиках СБ. Таким образом, к концу 30-х годов советская авиация была оснащена ракетным оружием, которое могло применяться против наземных и воздушных целей.
Во второй половине 30-х годов продолжалась работа над твердотопливными ракетами во Франции, где в этом направлении проводил опыты Л. Дамблан, (рис. 4.5) по-прежнему проводивший эксперименты на полигоне Центральной пиротехнической школы.120 В эти годы (1935—1939 гг.) Дамблан работал над многоступенчатыми ракетами121: двухступенчатой ракетой диаметром 35,5 мм (первая ступень из стали, а вторая —— из магниевого сплава «электрон»), двухступенчатой ракетой диаметром 72 мм (первая ступень из дюралюминия, вторая — из «электрона»), трехступеичатой ракетой из «электрона» диаметром 88 мм (общая длина 22 м), трехступенчатой ракетой диаметром 133 мм и др.
Кроме того, в эти же годы Дамблан работал над стартовыми ускори- телямм для самолетов, над сигнальными, почтовыми и спасательными ракетами. В июне 1936 г. он получил во Франции патент № 803021 (рис. 4.6), который содержал шесть пунктов, в том числе применение многоступенчатых ракет, полное завершение выгорания пороха перед Уделением каждой ступени, изготовление корпуса ракет из легких материалов и сплавов и др.122
Во второй половине 30-х годов активизировалась работа по ракетам на бездымном порохе в Германии, где в 1935—1936 гг. начались опыты По замене в ракетах дымиого пороха динитродиэтиленгликолевым поро- хом, т. е. порохом баллиститного типа.
В настоящее время не представляется возможным однозначно отве- т“ть на вопрос, почему Германия с ее развитой химической промышлен-
м См.: Из истории астронавтики н ракетной техники. М., 1970. С. 25. ；См.: там же. С. 28—30.
2 См.: там же. С. 31.
Рис. 4.5. Многоступенчатые ракеты ДамбланаРис. 4.5. Многоступенчатые ракеты ДамбланаРис. 4.6. Копия французского патента 803021Рис. 4.6. Копия французского патента 803021
Рис. 4.5. Многоступенчатые ракеты Дамблана
Рис. 4.5. Многоступенчатые ракеты Дамблана
Рис. 4.6. Копия французского патента 803021
Рис. 4.6. Копия французского патента 803021
ностью, где еще в годы первой мировой войны была известна рецептура порохов баллиститного типа, пригодных для изготовления ракетных снарядов, не приступила в 20-х годах к производству ракет на бездымном порохе.
Некоторые исследователи считают, что это могло быть связано с Версальским договором, согласно которому немецким специалистам было запрещено производить новые виды оружия. Однако в этот период в Германии велась активная работа над ракетами на жидком топливе. Кроме того, по данным В. Лея и М. Валье123, вскоре после опытов с ракетными автомобилями Опеля, проводившихся в Германии в конце 20-х годов, к опытам по применению в ракетах бездымного пороха приступил в Германии Ф. Зандер. Однако опыты эти не дали положительных результатов, хотя по свидетельству Валье, присутствовавшего при опытах Зандера, скорость истечения газов в испытывавшихся раке・ тах превышала 1800 м/с124. Так что вопрос о причинах позднего начала работ в Германии над ракетами на бездымном порохе продолжав оставаться открытым.
С 1935 г. к разработке твердотопливных ракет приступили в '階 ннн, где эти работы проводились под руководством Кумао Хиио ‘
,23 См.: Лей В, Ра кеты и полеты в космос. М., 1961. С. 128. I?' См.： Лен В. Ракеты н полеты в космос. М., 1961. С. 128.
однако до конца ЗО-х годов существенных успехов в изготовлении ракет добиться не удалось.
Как уже указывалось ранее, в 30-е годы XX в. наибольший размах работы по твердотопливным ракетам получили в Советском Союзе, где велись исследовательские и экспериментальные работы в ряде государственных организаций, занимавшихся как непосредственно конструированием снарядов, так и другими вопросами, связанными с разработкой ракет на твердом топливе (определение наиболее подходящего состава порохов, обоснование схемы и выбор основных характеристик пусковой установки).
Успехи, достигнутые в середине 30-х годов в создании авиационных реактивных снарядов и установке их на летательных аппаратах, в значительной степени способствовали ускорению работ по созданию твердотопливных ракет, относящихся, по современной терминологии, к классу 《земля ——земля», и вооружению ими сухопутных войск. При этом широко использовался опыт, накопленный при разработке авиационных PC и их пусковых установок.
К этому времени уже стало достаточно ясно, что несмотря на боль-- шую работу по повышению кучности стрельбы ракетами, проведенную специалистами РНИИ, точность полета одиночных ракет все еще была недостаточной и существенно уступала стрельбе из артиллерийских орудий. Однако именно в этот период созрела и окончательно оформилась идея залповой стрельбы ракетами по площадям, которая, получив дальнейшее развитие, оказала значительное влияние на разработку - Тактики применения ракет в боевых действиях.
В начале 1937 г. в РНИИ была сделана попытка разработки реактивных снарядов для сухопутных войск и пусковых установок для их запуска, но в течение года эта задача не была решена. В феврале 1938 г. Главное артиллерийское управление НКО СССР повторно дало Институту задание (договор № 2-40 от 2.02.38) разработать для стрельбы реактивными снарядами легкие индивидуальные пусковые станки, транспортируемые на автомашине, со временем подготовки к стрельбе в пределах одного часа.
Следует отметить, что в этом задании еще не было сформулировано требование о создании мобильного боевого комплекса для осу* ществления залпового огня. Впервые эта идея была достаточно четко изложена в представленном в августе 1938 г. И. И. Гваем проекте самоходной пусковой установки, в котором давалось описание схемы и конструкции установки и излагались основные тактико-технические преимущества предложенной схемы. Тогда же этот проект за подписью И. И. Гвая и главного инженера РНИИ А. Г. Костикова был направлен в ГАУ НКО СССР, а в Институте для решения этой задачи было создано отдельное конструкторское подразделение.
Для ускорения работ по созданию ракетного оружия для сухопутных войск было решено по возможности полнее использовать опыт, накопленный при разработке ракетного оружия, устанавливаемого на летательных аппаратах. За основу были приняты авиационные реактивные снаряды PC-132 и применявшиеся для стрельбы нми с самолетов СБ пусковые установки с Т-образными направляющими желобкового типа.
Разработка многозарядной пусковой установки проводилась во второй половине 1938 г.——первой половине 1939 г. коллективом конструкторов во главе с И, И. Гваем. Наиболее значительный вклад в работу внесли
в этот период А. П. Павленко, А. С. Попов и (с апреля 1939 г.) В. Н, Галковский, Параллельно другой группой конструкторов, возглавлявшейся Л. Э. Шварцем, велась работа по совершенствованию 132-мм реактивных снарядов. В состав этой группы входили В. А. Артемьев, В. Г. Бессонов, А. С. Пономаренко, Д. А. Шитов н др. Координацию работы этих двух групп осуществлял начальник первого (конструкторского) отдел а РНИИ К. К. Глухарев.
В конце 1938 г. (октябрь——ноябрь) А. С. Поповым и А. П. Павленко был разработан первый вариант многозарядной самоходной пусковой установки для стрельбы 132-мм реактивными снарядами. Она устанавливалась на шасси грузового автомобиля ЗИС-5, на ее подвижной раме размещались 24 Т-образные направляющие желобкового типа с поперечным расположением относительно продольной оси автомашины. К этому же времени была разработана опытная партия 132-мм реактивных зажигательных снарядов, основные данные которых соответствовали авиацион-
первым полигон-первым полигон-полигонные испы-полигонные испы-ным РС-132. Это дало возможность приступить к их ным испытаниям.
первым полигон-
первым полигон-
полигонные испы-
полигонные испы-
Проведенные с декабря 1938 г. по февраль 1939 г.
Тания опытных многозарядных пусковых установок с новыми РС-132 в целом прошли успешно и в принципе подтвердили правильность направления, выбранного в РНИИ. В то же время они показали, что испытывавшиеся реактивные снаряды еще несовершенны, имеют недостаточную дальность полета и низкую кучность. Был выявлен также ряд конструктивных н эксплуатационных недостатков самоходной пусковой установки. К наиболее сущестжелным нз ннх следует отнести то, что пуск ракет мог осуществляться только в направлении, перпендикулярном продольной оси автомобиля, при этом струи истекающих горячих газов повреждали установку н автомашину, воздействовали на элементы пусковой установки, раскачивали ее, что, в свою очередь, ухудшало кучность стрельбы. Заряжание PC в направляющие производилось с дульной части, что было неудобно и требовало много времени, не обеспечивалась необходимая безопасность при управлении огнем из кабины автомашины, которая к тому же имела ограниченную проходимость.
В дальнейшем в РНИИ продолжалась работа по совершенствованию как снарядов, так н особенно пусковой установки. Уже в начале 1939 г. А. С. Поповым н С. М. Степановым был разработан второй вариант механизированной пусковой установки, получившей обозначение МУ-1.
В августе—сентябре 1939 г. с целью повышения кучности стрельбы реактивными снарядами была разработана пусковая установка с продольным расположением 16 направляющих с Т-образным пазом. Конструктивная разработка этого проекта велась при активном участии А. С. Попова, А. П. Павленко, В. Н. Галковского. Пусковая установка, располагавшаяся на шасси автомашины ЗИС-6, первоначально получила ? обозначение МУ-2, а после доработки и принятия на вооружение ——Е БМ-13. Во второй половине 30-х годов в РНИИ велась работа также над созданием фугасных, зенитных, зажигательных, осколочно-фугасных, сигнальных и осветительных твердотопливных ракет. В этом направлении под руководством Л. Э. Шварца работали В. А. Артемьев, В. Г. Бессонов, Ю. А. Победоносцев, Ф. Н. Пойда, Д. А. Шитов и другие конструкторы первого отдела РНИИ. *
Из сказанного видно, что в СССР к концу 30-х годов были достигнуты значительные успехи в разработке реактивных снарядов на бездымном 90
порохе и создании многозарядных самоходных пусковых установок. Особенно следует отметить, что к этому времени фактически уже были отработаны боевые реактивные снаряды М-13 и созданы опытные 16-зарядные механизированные пусковые установки БМ-13. Были разработаны также твердотопливные ракеты других калибров и другого назначения.
В совершенствовании многозарядных установок для залпового пуска ракет, и особенно в принятии их на вооружение и внедрение в Красной Армии, большую роль сыграли Главный инженер РНИИ А. Г. Костиков и представитель Главного артиллерийского управления В. В. Або- ренков.
Однако военное руководство страны не сразу оценило значение полученных в РНИИ результатов и перспективы развития ракетного оружия. В годы, предшествовавшие Отечественной войне 1941 —1945 гг., военное ведомоство ограничивалось заказами на изготовление только лишь опытных образцов многозарядных пусковых установок и небольших партий ракетных снарядов, хотя к этому времени уже были созданы необходимые предпосылки для принятия на вооружение и налаживания их серийного производства.
К сожалению, промедление с принятием ракетного оружия на вооружение сухопутных войск не дало возможности своевременно наладить массовый выпуск реактивных снарядов н многоразовых пусковых установок. Все эти вопросы пришлось решать уже во второй половине 1941 г. в сложных условиях начавшейся войны.
Анализ работ по твердотопливным ракетам, проведенных в период между первой и второй мировыми войнами, показывает, что в 20-е —— 30-е годы XX в. в ряде стран (США, СССР, Германии, Италии и некоторых других) проводилась интенсивная работа по созданию ракет на бездымном порохе — пироксилино-тротиловом, нитроглицериновом и других двухосновных порохах.
В этот период велась разработка теоретических основ проектирования ракет, исследовались процессы горения бездымных порохов и некоторые другие теоретические проблемы, связанные с развитием ракетной техники. Трудами ряда ученых были заложены основы внешней и внутренней баллистики реактивных снарядов.
В эти годы наметилось еще одно направление применения твердотопливных ракет — в качестве ускорителей взлета самолетов. В конце 20-х ——начале 30-х годов в Германии и СССР были проведены опыты с использованием стартовых ракетных ускорителей на самолетах Юнкер- са, Поликарпова, Туполева, давшие вполне удовлетворительные результаты.
В рассматриваемый период наибольших успехов в работе над ракетами на бездымном порохе добились советские ученые, инженеры и конструкторы, которые внесли существенный вклад в развитие теории и практики твердотопливного ракетостроения.
Уже к середине 30-х годов в СССР были разработаны авиационные реактивные снаряды на нитроглицериновом порохе, а затем и пусковые установки для стрельбы ими с самолетов. Снаряды этн успешно прошли испытания, были приняты на вооружение авиации и в 1939 г. впервые применены в боевой обстановке.
Во второй половине 30-х годов в результате многолетних трудов сотрудников ГДЛ, РНИИ и других научных коллективов была решена задача создания боевых ракет для наземных войск и самоходных мно-
гозарядных пусковых установок для их запуска. Создание ракетных систем залпового огня (РСЗО) сыграло большую роль в разработке тактики применения наземных реактивных снарядов и в значительной степени способствовало созданию ракетной артиллерии, с успехом применявшейся в годы второй мировой войны.
Таким образом, к концу 30-х годов была успешно решена задача создания достаточно надежных ракет на бездымном порохе, которые вполне оправдали себя в ходе военных действий первой половины 40-х годов, а в дальнейшем стали отправной точкой для развития послевоенных твердотопливных ракет.
Глава 5
АНАЛИЗ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ
ХАРАКТЕРИСТИК И БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ВОЗМОЖНОСТЕЙ РАКЕТ
НА БЕЗДЫМНОМ ПОРОХЕ
СОСТАВЫ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ БЕЗДЫМНЫХ ПОРОХОВ
Химическую основу ракетных бездымных порохов составляют органические соединения, включающие богатые кислородом нитро- и нитратные группы. Таким образом, в бездымном порохе и горючее (элементы С и Н) и окислитель (О) входят в структуру одной молекулы. Другими словами^ в отличие от дымных порохов, пороха бездымные представляют собой гомогенные топлива.
Обязательным компонентом всех безымных порохов, нашедших применение в ракетной технике в первой половине нынешнего столетия, основой их механической структуры является нитроцеллюлоза (нитроклетчатка) ——продукт взаимодействия азотной кислоты с различными видами клетчатки (хлопок, дерево и т.п.). При нитрации клетчатки происходит замещение ее гидроксильных групп нитратными группами. Степень нитрации оценивается процентным содержанием азота в нитроцеллюлозе nN. Предельное содержание азота 14,4 % соответствует формуле C6H7O2(ONO9)3. В производстве ракетных порохов нашли применение нитроклетчатки с содержанием азота от 11,5 до 13,8 %•“
С ростом степени нитрации возрастает кислородный баланс (КБ) нитроклетчатки, который, однако, всегда остается отрицательным (—28,638,7 %). При этом возрастают калорийность Q и сила по
роха f.
Сама по себе нитроклетчатка представляет рыхлое волокнистое вещество, сгорающее, как вата, быстро и без всякой закономерности. Для того чтобы из нитроклетчатки получить бездымный порох — плотное вещество, сгорающее параллельными слоями по строго определенному закону,— необходимо ее желатинизировать, т. е., воздействуя на нее специальным веществом — желатинизатором (растворителем),— превратить в набухшую желатинизированную массу, из которой изготавливаются пороховые элементы требуемых размеров и форм.
Хотя нитроклетчатка была получена впервые в 1832 г., лишь в 1884 г. французский инженер П. Вьель, обработав ее смесью этилового спирта и эфира, получил,бездымный порох. Поскольку Франция строго оберегала секрет производства такого пороха, развитие бездымных порохов в других странах пошло своим самостоятельным путем.
В России первые опыты по приготовлению бездымных порохов начались в 1887 г. на Охтенском пороховом заводе под руководством профео сора Н. П. Федорова [3]. Первая партия бездымного пороха была выпущена в 1891 г. В это же время к разработке быздымного пороха был пряв空иен великий русский химик Д. И. Менделеев, который получил особый пир.околлодиевый порох [3].
Появление бездымного пороха произвело подлинный переворот в артиллерии. С момента его появления ряд изобретателей выступают с предложением использовать его в ракете. Однако потребовалось несколько десятилетий, прежде чем бездымный порох стал основой нового этапа в развитии ракетной техники.
Для ракетного двигателя требовались пороховые шашки с толщиной свода порядка 10 мм. Такие шашки не применялись в артиллерии. Изготавливать их так, как изготавливались тонкосводные пороховые зерна для артиллерийских зарядов на основе летучего растворителя, удаляемого затем сушкой, не представлялось возможным. В процессе сушки толстосводные шашки коробились. Не удавалось также при толстом своде довести содержание растворителя в порохе до приемлемого уровня. В ракетном двигателе такие пороха горели неустойчиво.
Таким образом, выявилась необходимость в растворителе, который не нужно было бы удалять из пороха после его изготовления. Естественно, такой растворитель должен был быть сам по себе активным компонентом —унитарным топливом с достаточно высокими энергетическими характеристиками. Такие растворители делятся на нелетучие и труднолетучие. Основные характеристики неудаляемых растворителей, нашедших применение при изготовлении ракетных порохов, приведены в табл. 5.1.
Ракетные пороха на нелетучем растворителе. Пороха на нелетучем растворителе явились основой для разработки первых отечественных образцов ракетной техники на бездымном порохе. В рецептуре, примененной в 1924 г. В. А. Артемьевым, в качестве нелетучего растворителя использовался тротил. Пироксилино-тротиловый порох (ПТП) состоял мз 77 % пироксилина и 23 % тротила [45]. Первые образцы толстоевод- мнх Шашек были изготовлены в Артиллерийской академии.
Таблица 5.1. [43]
Растворитель
Химическая формула
Q. кДж/кг
aOK
КБ, %
А. Нелетучие Тринитротолуол
C6H2CH3(NO2)3
3428
0,363
—74
Динитротолуол
c6h3ch3(no2)2
3553
0,235
— 114
Динитроанизол
Б. Летучие
c7h6n2o5
3461
0,294
—96
Нитроглицерин
C3H5(ONO2)3
6061
1,06
+3,5
Нитродиэтилеигликоль
OC4H8(ONO2)2
4305
&583
—48,3
Таблица 5.2 [43, 74]
Компонент
Марка топлива
И (СССР)
НМ-2 (СССР)
JPN (США)
jp (США)
АТО (Германия)
Трубчатый порох (Герма-
R-6I (Герма-
Нитроцеллюлоза*
57 (12)
54 (12)
51,5 Г3,25)
52,2
(13,25)
64,7
(12)
66
(12,5)
64,5 (12,2)
Нитроглицерин
28,0
27,0
43,0
43,0
—
—
—
Динитрат диэтиленгликоля
29,3
34
Динитротолуол
11,0
15,0
—
—
5,5
—
Тринитротолуол
—
—
—
25
—
Другие добавки
4,0
4,0
5,5
4,8
6,0
3,5
1,5
* В скобках указано процентное содержание
азота в
нитроцеллюлозе
Тротил, как следует из табл. 5.1, имеет невысокую калорийность и низкий кислородный баланс, что, в свою очередь, сказывалось на энергетических характеристиках пороха на его основе. С течением времени на поверхности шашек появлялся кристаллический налет тротила. При использовании ПТП отмечалась нестабильность баллистических параметров двигателя. Указанные недостатки ПТП привели к тому, что в 1936 г. он был заменен порохом НГВ на основе труднолетучего растворителя — нитроглицерина [45].
Нелетучий растворитель динитротолуол нашел применение в рецептурах отечественных ракетных порохов как добавка к основному труднолетучему растворителю— нитроглицерину.
Возврат к порохам на нелетучем растворителе наметился к концу второй мировой войны в связи с необходимостью изготовления шашек диаметром 400—500 мм к маршевому двигателю ЗУР (см. гл. 6). Применение таких растворителей, как тротил с температурой плавления 〜80 ℃, открывало возможности изготовления зарядов большого диаметра литьем. Однако в дальнейшем это направление не получило развития.
Ракетные пороха на основе нитроглицерина. Нитроглицерин как труд- нолетучий растворитель послужил основой для разработки ракетных порохов в Советском Союзе, США и Англии. Основным достоинством нитроглицерина как компонента пороха является его высокая калорийность, а также положите；!ьный кислородный баланс. Будучи сам по себе взрывчатым веществом с высокой чувствительностью к сотрясению, удару, нитроглицерин, образуя с нитроклетчаткой желатинизированную массу, утрачивает эти свойства. Составы нитроглицериновых порохов и их характеристики приведены в табл. 52
Энергетические характеристики нитроглицериновых порохов находятся в прямой связи с содержанием нитроглицерина. В зависимости от этого можно выделить две группы нитроглицериновых порохов, два направления в их развитии:
пороха средней калорийности (Q*=3550——3850 кДж/кг) с низким содержанием нитроглицерина;
пороха высокой калорийности (Q*=5000——5 270 кДж/кг) с повышенным содержанием нитроглицерина.
Первое из этих направлений определило развитие ракетных порохов в Советском Союзе, второе — в США и Англии. ■
Использование в отечественной практике порохов средней калорийности хотя и влекло за собой снижение удельного импульса тяги, обеспечило ряд существенных преимуществ при разработке образцов ракетной техники.
Преимущества, связанные с более благоприятными баллистическими свойствами таких порохов, рассматриваются в разд. 5.2. Кроме того, их изготовление было менее опасно, что облегчало массовое производство в годы войны.
Первым отечественным ракетным порохом на основе нитроглицерина явился НГВ, разработанный в 1936 г. на заводе им. Морозова в Шлиссельбурге. Впоследствии, после доработки он получил наименование пороха Н [45]. Рассмотрим на его примере особенности рецептур порохов средней калорийности.
Поскольку нитроглицерин обеспечивает хорошую желатинизацию нит， роцеллюлозы только при соотношении 40:60 [2], для сохранения нормальных условий производства снижение содержания нитроглицерина в порохе необходимо компенсировать вводом дополнительного растворителя. В качестве такового в отечественном пороходелии использовался динитротолуол. По своим энергетическим характеристикам он значительно уступал нитроглицерину (см. табл. 5.1), что и сказалось на калорийности и удельном импульсе тяги таких порохов.
Из вспомогательных компонентов нитроглицериновых порохов обязательным является стабилизатор ——вещество, замедляющее химическое разложение нитроцеллюлозы при хранении пороха. В качестве такого в порохе Н применялся централит, в порохе НМ2 — двуокись магния.
Нитроглицериновые пороха, применявшиеся в отечественных образцах ракетной техники, обеспечивали значения удельного импульса тяги /v= = 1900—2050 м/с при 网=7—12 МПа.
В порохах, применявшихся в образцах ракетного вооружения армии США в годы второй мировой войны, единственным растворителем был нитроглицерин. Отсюда неизбежность его высокого содержания в порохе (39——43 %), которое и обусловило высокую калорийность порохов IPN и JP. Удельный импульс тяги, обеспечиваемый этими порохами, составлял 2160—2300 м/с [44] при рк=7—10 МПа.
Существует ли предел повышения энергетических характеристик нитроглицериновых порохов и чем он определяется? Основными средствами увеличения удельного импульса тяги для таких порохов при заданном уровне рабочего давления в двигателе являются: повышение степени нитрации клетчатки и увеличение содержания нитроглицерина. Степень нитрации клетчатки не может быть выше того значения, которое соответствует замещению всех ее гидроксильных групп нитратными. С ростом содержания нитроглицерина возрастает опасность производства, снижается механическая прочность пороха, при хранении наблюдается выпотевание (эксудация) нитроглицерина. Таким образом, содержание нитроглицерина 43 %, достигнутое в порохе JPN, можно рассматривать как предельно допустимое. Отсюда и предел повышения удельного импульса тяги для нитроглицериновых порохов, к которому приблизились составы JPN и JP.
Ракетные пороха на основе динитратдиэтиленгликоля |2]. Такие пороха явились основой для разработки образцов ракетного вооружения германской армии. Уже после окончания первой мировой войны в Германии начались поиски заменителя нитроглицерина, который можно было бы изготавливать не из пищевых продуктов и на основе широкой сырье- вой базы. Наиболее удобным заменителем представлялся гликольнит- рат — продукт нитрации гликоля. Однако при прессовании и вальцевании пороховой массы он интенсивно испарялся, вызывая вдобавок у рабочего персонала сильные головные боли и потери сознания. Случайно фирмой IG, занимающейся изысканием присадок против замерзания воды в радиаторах автомашин, было получено новое соединение — дигликоль. Фирма IG предложила его единственному в то время в Германий пороховому заводу WASAG, где в результате нитрации диэтиленгликоля было получено новое взрывчатое вещество — динитратдиэтиленгликоль. Он оказался хорошим желатинизатором нитроклетчатки. Его достоинствами
являлись:
наличие широкой сырьевой базы (исходный продукт ——этилен ——можно было получать из доменных газов или карбидным способом из извести и угля);
хорошая желатинизирующая способность, более высокая, чем у нитроглицерина;
меньшая, чем у нитроглицериновых порохов, опасность производства.
Недостатком этого растворителя являлись более низкая (в полтора раза), чем у нитроглицерина, калорийность и более низкий кислородный баланс. Это обусловило для порохов на основе динитратдиэтиленмиколя (дигликолевых порохов) и более низкие энергетические характеристики. *
Низкая калорийность дигликолевых порохов и связанная с нею низкая：。 температура пороховых газов позволили при использовании таких по-^В рохов в артиллерийских орудиях резко повысить живучесть артиллерий-^В ских стволов. Поэтому к началу тридцатых годов вся пороховая промыш-^В ленность Германии была переключена на производство дигликолевых по-.^Н рохов. В таких условиях при разработке образцов ракетной техники не飞 меикнм конструкторам ничего не оставалось, как ориентироваться на ис-Щ пользование в ракетах зарядов из дигликолевых порохов. Калорийность ракетных составов находилась в пределах 3300—3400 кДж/кг, а удельный импульс тяги составлял от 1800 до 1900 м/с. Низкие энергетические характеристики дигликолевых порохов наряду с неудовлетворительными баллистическими свойствами в значительной мере сказались на тактико- J технических данных образцов ракетной техники германской армии, кото- в
рые были значительно ниже, чем у советских образцов.
ОСОБЕННОСТИ ВНУТРЕННЕЙ БАЛЛИСТИКИ РАКЕТ j НА БЕЗДЫМНОМ ПОРОХЕ
Бездымные пороха, нашедшие применение в ракетной технике в первой | половине XX в., устойчиво горели только при давлениях p^pmin. Нижний! предел давления pmin составлял для порохов высокой калорийно-| сти 〜2,0 МПа, для порохов средней калорийности — ~4,0 МПа j
(табл. 5.3). Это заставляло для организации нормального рабочего про- К цесса в РДТТ применять высокие рабочие давления в двигателе. Ж
Определение линейной скорости горения бездымных порохов в уело-Я виях ракетного двигателя показало, что в области давлений р&4,0 МПа Я
96期
Таблица 5.3. [43,74)
Характеристика
Марка топлива
Н (СССР)
JPN (США}
IP (США)
АТО (Германия)
Калорийность Q*, кДж/кг
3680
5140
5140
Сила пороха f, Нм/кг*
850 000
1 034 000
1 034 000
Показатель степени у в законе горения
0,70
0,69
0,71
0,71
Нижний предел давления pmin, МПа
4,0
2,0
2,0
0,0029
0,0038
0,0050
0,0049
Плотность Qt，кг/м3
—
1,610-103
1.6-103
1,57-103
* Указывается приведенная сила пороха для горения при постоянном давлении.
он следует степенной зависимости. Для большинства из них значение степени v оказывается близким к 0,7. Исключение составляет японский порох, для которого, согласно данным Уимпресса [67], у=0,42. Таким образом, скорость горения бездымных порохов оказалась по сравнению с дымными более чувствительной к изменению давления.
При дальнейшем росте давления кривая w=«ipvпереходит в прямую линию и в интервале давлений от 4 до 20...30 МПа хорошо аппроксимируется зависимостью 以=а+6р. При очень высоких давлениях (р=200— 300 МПа) влияние первого слагаемого в двучленной формуле становится пренебрежимо малым и закон горения выражается зависимостью и=
В интервале давлений от 3 до 15 МПа примерно с одинаковой точностью можно использовать как степенной (u=u\pv), так и двучленный (и=а~^Ьр) законы горения. Поэтому в последующем мы встречаемся с аналитическими решениями задач внутренней баллистики различных ав- торов на основе как степенного, так и двучленного законов горения.
Ю. А. Победоносцев указал на то, что зависимость линейной скорости горения пороха от давления в условиях РДТТ должна быть дополнена зависимостью ее от скорости газового потока вдоль поверхности горения. Скорость газового потока однозначно связана с геометрическим парамет- ром, предложенным Ю. А. Победоносцевым и названным его именем,
S—St
「де S — текущее значение поверхности горения заряда;- S; — площадь торца заряда; Fк — площадь сечения ракетной камеры (камеры сгорания) .
Числитель этого выражения характеризует расход газов через данное сечение камеры, знаменатель — площадь свободного прохода для газов.
Явление увеличения скорости горения пороха в ракетном двигателе при обтекании его поверхности газами получило в литературе наименование эрозионного эффекта, хотя это явление объясняется повышением тепло- отдачн от газа к пороху с ростом скорости газового потока. Для учета эрозионного эффекта в закон горения ракетного пороха была введена корреляционная функция, представляющая собой отношение скоростей 4 Е. Волков 97
горения пороха при обтекании его газовым потоком со Скоростью он® свободной среде при и=0:
f ( U) ^：(Uo/U0==q) p-s-consf.
В работах зарубежных исследователей корреляционная функция использовалась в виде
при。&。叩f(o) = l；(5,2)
при u>vnpf(u) = l+AU。一。叩)，
где ипр — пороговая скорость, ниже которой изменение скорости газового потока на скорость горения пороха не влияет.
Поскольку параметр х является аналогом скорости пороховых газов, движущихся вдоль заряда, в отечественной практике корреляционная функция f(u) трансформировалась в функцию f(х), которая приобрела вид при Х^Хпр f (х) = 1；
(5.3) при Х>Хпрf(X)= l+Kx(X—хпр).
Здесь Упр ——пороговое значение х, аналогичное упр. Экспериментальные графики корреляционной функции f(v) для различных порохов, применявшихся в период второй мировой войны, приведены на рис. 5.1.
Существенным недостатком бездымных порохов явилась зависимость нх скорости горения от начальной температуры заряда Т3. Напомним, что дымные пороха были лишены этого недостатка. Для учета этого фактора в закон горения пороха потребовалось ввести дополнительную корреляционную функцию ф(Г3), представляющую отношение скоростей Торення прн данной начальной температуре заряда Т3 и при некоторой температуре заряда, принимаемой за начало отсчета, / 屮(73 )=(〃q/〃丁зm)p=const。(5.4)
Функция 屮(Тз) имеет два выражения:
q>l(7'3) = eD(r,~r3*1；(5・5)
屮"з)= B_(f二禽市(5.6)
Здесь 丁3“ 一 температура заряда, принятая за начало отсчета; D, В — термохимические константы пороха.
Обе зависимости, несмотря на внешние различия, являются математически тождественными выражениями прн использовании одного и того же значения 北修.При этом константы D н В связаны соотно-
100 200 300 ЧОО 500 6勿 yfM/c100 200 300 ЧОО 500 6勿 yfM/cшеннем
100 200 300 ЧОО 500 6勿 yfM/c
100 200 300 ЧОО 500 6勿 yfM/c
02/8.
Значения D для отдельных марок порохов приведены в табл. 5.3. С учетом зависимостей (5.3) и (5.5) перепишем закон скорости горения в виде
Рис. 5.1. Относительное изменение скорости горения бездымных порохов f") от скорости газового потока v
“ = “№+网(х—Кпр)]/6Тм%(5.7)
Таким образом» выражение единичной скорости горения принимает вид И| = И10[1 +лх(х—xnp)]eD<r,~r>*).
Основной формой порохового элемента в ракетах на бездымном порохе явилась цилиндрическая одноканальная шашка, горящая по всей поверхности. Площадь горящей поверхности такой шашки в течение всего времени горения оставалась практически постоянной. Значительно реже применялись шашки прогрессивного горения с поверхностью, возрастающей в процессе горения (8-канальная шашка 158,5 мм немецкого ТРС), и шашкн дегрессивного горения с убывающей при горении поверхностью (крестообразные шашки и шашкн с тремя выступами для американских авиационных PC) [66].
Рассмотрим характер изменения давления в ракетной камере для двигателя с зарядом нз одноканальных цилиндрических шашек. После воспламенения заряда в течение короткого периода времени происходит выход двигателя на режим номинальных параметров. В дальнейшем давление в двигателе изменяется согласно зависимости (2.1). Очевидно, при S==const в процессе горения заряда параметр 乂 будет убывать вследствие уменьшения сечения заряда St. Если заряд спроектирован так, что его начальные размеры обеспечивают значение 乂。之Уцр, то для всего времени горения функция，(х) будет оставаться равной единице.
При этом обеспечивается постоянство давления в двигателе и индикаторная диаграмма давления принимает вид, показанный на рис. 5.2 (кривая /). Если х0>хпр, соответственно давление в двигателе будет выше. Затем, по мере падения у вследствие сгорания заряда f(x), а вместе с иею н давление в двигателе, будут падать. Этот процесс будет продолжаться до тех пор, пока не будет достигнуто значение х==хпр, после чего значение 屮(у) сохраняется равным 1, а давление остается постоянным (см. рнс. 5.2, кривая 2). Следовательно, при высокой степени заполнения камеры порохом на кривой давления появляются пики. Величина эрозионного пика давления при фиксированном значении у。будет тем выше, чем выше коэффициенты 月算 или kv и чем ниже
Рис. 5.2. Индикаторная диаграмма давления в РДТТ при:
Q——凡。《乂叩；б — х0>хпр; I — период выхода на стационарный режим; II —— период стационарного режима работы; Ш — период последствия (истечение газов после сгорания заряда)、.
Рассмотрим, как для баллиститных порохов данного периода мен«. лись в двигателе рабочее и максимальное давления при изменении температуры заряда.
В общей форме зависимость давлений от начальной температуры можно прлучить при подстановке формулы (5.5) в формулу (2.1):
__ . [ v(「3max —'зпНп)
“ кт = Ртзт JРт3 min=e ， (5.8) где в левой части равенства —— отношение давлений для верхней и ни*, ией границ диапазона температур, в котором применяется данный образец.
На рис. 5.3 представлена зависимость этого отношения давлений для (『зтах—^з min)—80 от значения термохимической константы пороха D при v = 0,7.
Если давление при наиболее низкой температуре эксплуатации образ* ца Т3 min выбирается из условия устойчивого горения пороха при Р > Pmm, т0 давление 叽 max на верхней границе заданного температурного диапазона определяется как
= КтРт
''з max 'з mm
По давлению р* ^ах выбиралось расчетное давление, по которому опреде
лялась толщина стенки двигателя. Сильная зависимость давления в двигателе от температуры заряда для бездымных порохов обусловила вы： сокие значения расчетных давлений, которые составили 20—30 МПа. При этом использование образцов ракетной техники для порохов с высо： кими значениями D представлялось возможным в весьма ограниченном температурном диапазоне. Так, для немецких дигликолевых порохов допускаемый диапазон использования составлял +2525 ℃.
При организации рабочего процесса РДТТ на бездымных порохах выявились три формы неустойчивого горения пороха.
О первой из них мы уже говорили: она связана с низкими давлениями, при которых не обеспечивается химическая полнота сгорания. Горе-
Рис. 5.3. Зависимость отношения <= ~Prmax/Pmin от термической константы пороха D(v=0,7)Рис. 5.3. Зависимость отношения <= ~Prmax/Pmin от термической константы пороха D(v=0,7)ние пороха происходит с неполным выделением теплоты и в ряде случаев завершается затуханием заряда [3 .
Рис. 5.3. Зависимость отношения <= ~Prmax/Pmin от термической константы пороха D(v=0,7)
Рис. 5.3. Зависимость отношения <= ~Prmax/Pmin от термической константы пороха D(v=0,7)
Вторая форма неустойчивого (аномального) горения наблюдалась при высоких значениях х. Ю. А. Победоносцев изучил условие возникновения аномального прерывистого горения (рис. 5.4) и установил, что оно наблюдается при х>хкр. Заметим, что % значительно бол ьше, мем К叩.
Ю. А. Победоносцев наблюдал аномальное горение пороха Н при Ккр=170—180 и
Рис. 5.4. Формы неустойчивого горения ракетных порохов:
а ——аномальное прерывистое горение при х>хкр; б ~ вибрационное горение полное прекращение горения при более высоких значениях х. В дальнейшем было установлено, что предельно допустимая для нормального горения величина хдоп зависит от максимального давления в ракетной камере, типа заряда и воспламенителя. Было показано, что каждому значению рт соответствует свое критическое значение хкр. Согласно экспериментальным данным, с ростом рт допускаемое значение к увеличивается [3]. В дальнейшем для одношашечных зарядов при использовании пиротехнического воспламенителя удалось при 10 МПа обеспечить хдоп=240.
Третья форма неустойчивого горения, называемая вибрационным или резонансным горением, выражается в скачках давления (см. рис. 5.4, б), необъяснимых с позиции стационарного горения пороха в соответствии с формулой (2.1). Специальными исследованиями было установлено, что выскокам давления сопутствуют высокочастотные колебания давления, которые, усиливаясь, вызывают резкое увеличение скорости горения пороха. Наиболее подверженными резонансному горению оказались нитроглицериновые пороха высокой калорийности.
С таким явлением впервые столкнулись при разработке образцов ракетной техники в США, где для предотвращения вибрационного горения при работе РДТТ был разработан ряд конструктивных мер (стержни внутри канала шашки, радиальные сверления в шашках и др.).
ОЦЕНКА БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ВОЗМОЖНОСТЕЙ РАКЕТ НА БЕЗДЫМНОМ ПОРОХЕ
В эпоху ракет на дымном порохе был известен только один класс ракет：《земля 二 земля》. На бездымном порохе были созданы новые классы ракет: «воздух 一 земля», «воздух — воздух», а впоследствии и первые образцы ракет《земля — воздух». Однако наиболее многочисленным и по числу образцов, и по массовости их применения Остался класс 《земля — земля», представленный неуправляемыми ракетами. Поэтому в данном разделе мы ограничимся оценкой баллистических возможностей ракет на бездымном порохе этого класса.
Как отмечалось ранее (см. разд. 2.3), максимальная дальность неуправляемых ракет в первом приближении является функцией двух параметров： максимальной скорости vm, рассчитанной по формуле К. Э. Циолковского, и баллистического коэффициента с, рассчитываемого Для ракеты с выгоревшим зарядом. Правомерность такого подхода для
неуправляемых ракет на бездымном порохе была проверена специальны- ян исследованиями [74], которые показали, что погрешность его составляет 1—3 % по сравнению с расчетом дальности по точной методике
Рассмотрим, как определяющие дальность баллистические параметры vtn и с связаны с конструктивными характеристиками двигателя .и энергобаллистическими характеристиками используемого в нем по. роха.
Пассивную массу ракеты можно представить в виде
惆=叫 + тКц + 恤，(5.9)
где гиКц ——масса цилиндрической части корпуса двигателя; тл ——масса соплового блока и переднего днища двигателя, диафрагмы и других элементов крепления заряда.
Заметим, что величину т^ для снаряда заданного калибра можно полагать неизменяющейся с длиной заряда и цилиндрической части корпуса двигателя. Введем понятие приведенной массы полезного груза: /Ипн — ^пн + ^Ид. Тогда тп = ^пн + ^Кц. Массу цилиндрической части корпуса двигателя представим в виде
小心也子心(1-8：)рМ，
где kL ——коэффициент, учитывающий превышение длины камеры над длиной заряда; А —— длина заряда.
& =dn/d|(,
где 乙一наружный диаметр ракетной камеры; dK — ее внутренний диаметр.
Из условия прочности камеры
в产爲，
где <7В ——предел прочности материала камеры； р* ——расчетное давление.
С изменением длины заряда пассивная масса ракеты будет меняться линейно пропорционально этой длине ( рис. 5.5).
Массу порохового заряда выразим так:
加产财^或电е£, (5.10)
где £=5丁/冗—коэффициент заполнения поперечного сечения камеры топливом.
Заметим, что коэффициент £ не мог назначаться произвольно. Основные размеры заряда
Рис. 5.5. Изменение массовых н баллистических характеристик ракеты на бездымном порохе с ростом “』的
、ны заряда L
должны были быть согласованы между собой и с внутренними размерами камеры так, чтобы при этом обеспечивалось значе- ；не параметра 乂 не выше допустимого по условию устойчивого горения пороха.
На основании анализа зависимостей, устанавливающих такую связь дЛЯ самых различных форм зарядов с постоянной поверхностью горения, нами быЛа выведена обобщенная зависимость между длиной заряда и коэффициентом заполнения е [74]:
е— 1—瓦厶(5.11)
где 耳 ——коэффициент, отражающий специфику формы заряда и влия- нне параметра 箕；L = L/dH.
Так, например, для заряда из цилиндрических одноканальиых шашек 財=*，(5J2)
где п ——число шашек в заряде.
Из формулы (5.12) следует, что коэффициент 瓦 для такого заряда уменьшается с ростом допустимого значения 乂 и возрастает с увеличением числа шашек в заряде. Физическая сущность зависимости (5.11) состоит в том, что с удлинением заряда принятой формы неизбежно возрастает поверхность его горения. Чтобы при этом сохранить допустимое значение хо＜；хкр, необходимо соответственно увеличивать площадь свободного сечения камеры, т. е. снижать коэффициент заполнения е.
Согласно формуле (5.10), масса заряда с ростом его длины будет изменяться пропорционально произведению £厶,которое вначале будет возрастать, затем при больших длинах за счет резкого падения е начнет падать.
Как при этом меняется отношение mT/mn, определяющее скорость ут, рассчитываемую по формуле Циолковского? В окрестностях максимума массы заряда, где можно полагать mf^const, масса тл возрастает, следовательно, тТ/тп падает. Это указывает на то, что максимум отношения тТ/ти достигается раньше, чем максимум m「С максимумом отно- ния тТ^тп достигается раньше, чем максимум m「С максимумом отношения тг/тп совпадает максимум скорости vm. Тем самым определяется максимально достижимая скорость для ракеты данного калибра при заданном значении 風小
Согласно рассмотренным зависимостям, дальность ракеты на бездымном порохе определяется комплексом следующих параметров:
J у. Pg 仃в, ^доп* 几，厶
Рассмотрим каждый из них в отдельности.
/у ——удельный импульс тяги для ракет на бездымном порохе был рассмотрен в разд. 5.1. Повышение этой характеристики само по себе является важным средством повышения дальности. Однако необходимо учитывать, как переход на пороха с высоким значением 厶 скажется на Других определяющих параметрах. Если такой переход будет сопровождаться значительным увеличением р%, снижением допустимого значения 先gn, выигрыша в дальности может и не быть.
Рт —— давление, по которому производится расчет потребной толщины стенки ракетной камеры, определяется как
Pm = ПРтах，
Рис. 5.6. Зависимости дальности НРС на бездымном порохе от калиб* pa dn и относительной массы полезной нагрузки mnH^mnH/m0Рис. 5.6. Зависимости дальности НРС на бездымном порохе от калиб* pa dn и относительной массы полезной нагрузки mnH^mnH/m0
Рис. 5.6. Зависимости дальности НРС на бездымном порохе от калиб* pa dn и относительной массы полезной нагрузки mnH^mnH/m0
Рис. 5.6. Зависимости дальности НРС на бездымном порохе от калиб* pa dn и относительной массы полезной нагрузки mnH^mnH/m0
где т]——коэффициент запаса прочности; pmax ——максимальное ожидаЦ мое давление в двигателе.
ртах можно принять равным рт? ^ах — давлению в двигателе при использовании его на верхней границе температурного диапазона. Следо. вательно, с учетом (5.8)
飓 нПКтрТзЕгГ
Таким образом, р* определяется как допустимым для данного пороха нижним давлением pmin, так и присущей ему зависимостью давления от температуры, выражаемой коэффициентом Кр
Предел прочности материала камеры ав существенно зависит от температуры, до которой нагревается стенка за время работы двигателя. Поскольку для ракет на бездымном порохе с вкладным зарядом внутренняя поверхность камеры омывалась горячими газами, температура на этой поверхности при отсутствии изоляции достигала 1000——900 ℃ при среднем (по толщине стенки) значении 〜500—600 °C [66]. При этом предел прочности различных марок углеродистой стали снижается до 350—— 450 МПа.
Число шашек через коэффициент kf существенно влияет на зависимость массы заряда от его длины. Для многошашечных зарядов получаются низкие значения е, а максимум массы заряда достигается уже при небольшой длине, что не позволяет при таких зарядах получить вы
сокие скорости vm.
Высокие расчетные давления (рС = 20—30 МПа) и низкие значения ов имели следствием большую толщину стенки двигателя, а следовательно, и большую массу конструкции. В совокупности с низкой плотностью заряжания при многошашечном заряде это приводило к высоким значениям массово-конструктивной характеристики а, которая для образцов 30-х — 40-х годов составляла 2,0—2,3 (см. гл. 6).
Г. Э. Лангемак и В. П. Глушко,
оценивая в 30-х годах баллистические возможности ракет на бездымном порохе, писали: «Ввиду малой калорийности пороха и тяжеловесности камеры сгорания, являющейся, в то же время, камерой хранения пороха, в настоящее время трудно ожидать дальностей выше 10— 15 км》[33].
Положение изменилось, когда стало возможным изготавливать пороховые шашки большого диаметра и, как следствие, использовать в ракетах среднего и большого калибров одношашечные заряды. При п=' резко снижается коэффициент /г” что приводит к увеличению е и перемещает максимумы ту и ит в область более высоких их значений. Применение двигателя с одношашечным за： рядом позволило для пороховой
ракеты получить скорость 1100——1200 м/с. Тем самым открылись возможности резкого увеличения дальности.
Перейдем к рассмотрению баллистического коэффициента, характеризующего ускорение силы сопротивления воздуха. Величина его определяется коэффициентом формы i и отношением mjd^.
Отношение 加口/d： возрастает с ростом калибра снаряда, поскольку т^~& Это отношение для снаряда заданного калибра в сильной степе- нн зависит от длины ракетной камеры и заряда.
Применение одношашечного заряда оказалось благоприятно и в отношении баллистического коэффициента с, поскольку позволило резко повысить отношение тп/^н.
На рис. 5.6 представлены графики зависимости дальности ракет на бездымном порохе от относительной массы полезного груза, рассчитанные при следующих значениях определяющих параметров:
/у=2000 м/с; хДо口 =240; %=450 МПа; /=0,9;成=20 МПа.
Из графиков следует, что максимальная дальность возрастает с увеличением калибра ракеты. На всех кривых, построенных при dH=const, наблюдается максимум дальности, который особенно отчетлив для больших калибров. Каковы его причины? В области левее максимума при низких значениях т"* высокие скорости vm не компенсируют большое значение баллистического коэффициента. В области правее максимума падение скорости vm вследствие роста тпн не компенсируется снижением баллистического коэффициента и дальность падает. По мере снижения калибра влияние баллистического коэффициента на дальность стрельбы возрастает. При этом увеличение тп за счет массы полезного груза в значительной мере компенсирует снижение скорости vrfl и максимум на кривой X = f(mnil) сглаживается. При малых калибрах максимум дальности становится настолько расплывчатым, что даже при изменении тпн в четыре раза дальность остается практически неизменной.
Из приведенных данных видно, что переход к одношашечному заряду повысил предельно возможную дальность неуправляемой пороховой ракеты до 40—50 км, т. е. примерно в 3—4 раза по сравнению с ракетой на многошашечном заряде. Если сравнить максимальную дальность ракеты на бездымном порохе с ракетой на дымном порохе такого же калибра ;(Ю0 мм), то она возросла примерно в 2,5—3,0 раза.
Глава 6
РАЗВИТИЕ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ В ПЕРИОД ВТОРОЙ МИРОВОЙ ВОЙНЫ
Подготовка к приближавшейся второй мировой войне наложила определенный отпечаток на развитие ракетной техники и существенно повлияла на определение основных работ в области создания ракетных снарядов.
С конца 30-х годов в ряде стран работы в области ракетной тех- ники были, по сути дела, подчинены решению одной основной задачи —— созданию достаточно эффективных и надежно действующих ракетных снарядов.
Наибольших успехов в этом направлении достигли советски ученые и инженеры, усилиями которых в конце 30-х годов были раз работаны реактивные снаряды и пусковые установки для их запуска В июне 1941 г. они прошли испытания и были рекомендованы к производству.
В самом началу войны в течение трех дней (с 28 июня по 1 июля 1941 г.) была сформирована отдельная артиллерийская батарея, первая В мире батарея реактивных систем залпового огня, получившая на вооружение семь из восьми изготовленных к тому времени опытных установок БМ-13 и около трех тысяч снарядов М-13. Командиром батареи был назначен капитан И. А. Флеров. Батарея незамедлительно выступила на Западный фронт.
14 июля 1941 г. в 15 ч 15 мин батарея И. А. Флерова произвела первый залп по железнодорожному узлу г. Орши, обрушив на скопившиеся там эшелоны лавину из 112 зажигательных и осколочно-фугасных ракетных снарядов. Огненный смерч охватил железнодорожные составы с боеприпасами, горючим и боевой техникой. Оставшиеся в живых гитлеровцы в панике разбежались. Второй залп был в тот же день произведен по вражеской переправе через р. Оршица. Так, впервые заявило о себе новое советское оружие — прославленные гвардейские минометы, прозванные нашими воинами «катюшами».
РАЗВИТИЕ РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ СОВЕТСКОЙ АРМИИ В ГОДЫ ВЕЛИКОЙ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ ВОЙНЫ
С первых дней советская промышленность стала быстро наращивать темпы производства реактивного вооружения. Уже к осени 1941 г. на фронтах действовало 45 дивизионов «Катюш». А всего за годы войньг^ с июня 1941 по декабрь 1944 г. на фронт было направлено более 10 тыс. пусковых установок и свыше 12 млн ракетных снарядов всех типов и калибров.
В ходе войны ракетное вооружение Советской Армии продолжало развиваться и совершенствоваться. Принятые на вооружение к началу войны снаряды М-8 и М-13 (рис. 6.1 и 6.2) предназначались для поражения живой силы и огневых средств противника. Однако в ходе наступательных действий советских войск в начале 1942 г. выявилась необходимость в снаряде, обладающем мощным фугасным действием для разрушения прочных полевых оборонительных сооружений.
Разработка данного снаряда велась в двух направлениях. Инженерами РНИИ на основе двигателя М-13 был создан образец с боевой частью фугасного действия, вмещавшей разрывной заряд массой 18,4 кг и выполненной в одном калибре с двигателем. Это позволило для запуска таких снарядов, получивших наименование М-20, использовать пусковую установку БМ-13. Но из-за больших размеров снарядов запуск был возможен только с верхних направляющих, т. е. залповость установки уменьшилась вдвое. Поскольку масса боевой части возросла по сравнению со снарядом М-13 в 1,7 раза, дальность упала до 5 км. Снаряд М-20 был принят на вооружение в июле 1942 г. [45].
Вторым направлением явилось создание фугасного снаряда на основе того же двигателя М-13 с надкалиберной боевой частью. Такой снаряд был разработан группой офицеров ГУЗ ГМЧ (А. И. Семенов, А. Г. Мры- кин, Г, А. Копылов и др.), Боевая часть эллипсоидной формы диаметром 106 j
Рмс. 6.1. Реактивный осколочный сна*ряд М-8:
/ — взрыватель； 2 — боевая часть;3 — воспламенитель； 4 — ракетная ка-мера с зарядом; 5 — диафрагма; 6 —сопло: 7 — ведущий штифт
Рис. 6.2. Реактивный осколочно-фугасный снаряд М-13:
/ — взрыватель; 2 — боевая часть;
3 — воспламенитель； 4 — ракетная камера с зарядом; 5 — сопло
Рис. 6.3. Реактивный фугасный снарядМ-31:
/ ——боевая часть; 2 — ракетная камера с зарядом; 3—воспламенитель; 4 — сопло; 5 — ведущее кольцо
300 мм вмещала разрывной заряд массой 28,9 кг. Максимальная дальность стрельбы составила 2800 м. Пуск снарядов производился из укупорки, внутри которой находились направляющие полосы. Снаряды в укупорке помещались в пусковой станок рамного типа, который устанавливался непосредственно на грунте. Перед стрельбой пакету со снарядами придавался требуемый угол возвышения. Существенным недостатком этого снаряда, получившего наименование М-30, была малая дальность стрельбы. Поэтому был разработан новый ракетный двигатель, который при том же, что и у М-30, разрывном заряде, обеспечивал максимальную дальность —4,3 км. При этом боевая часть была несколько облегчена за счет уменьшения толщины стенок кор-1 пуса. Новый снаряд поступил на вооружение в начале 1943 г. под найме- нованием М-31 (рис. 6.3). Выстреливался он так же, как и М-30, из пусковой рамы.
Запуск тяжелых PC из станков рамного типа, которые приходилось устанавливать на переднем крае непосредственно перед противником, создавал большие неудобства. В июне 1944 г. была принята на вооружение смонтированная на автомашине повышенной проходимости пусковая установка БМ-31, залп которой составили 12 снарядов М-31. Создание такой установки резко повысило маневренность тяжелой реактивной артиллерии, ее готовность к внезапному открытию огня. Возросли масштабы использования тяжелых PC. К концу 1944 г. установки БМ-31 составили уже почти треть всех установок •реактивной артиллерии. Они широко применялись при прорыве хорошо оборудованных полос враже-
ской обороны, буквально перепахивая линии полевых укреплений, открывая путь для продвижения пехоты и танков.
Большие работы были проведены по повышению кучности снарядов М-13 и М-31. На основании проводившихся широким фронтом исследований (см. гл. 7) было установлено, что радикальным средством решения этой задачи является придание снаряду некоторой скорости вращения. В снаряде М-13 это было достигнуто выпуском части пороховых газов через 12 тангенциальных отверстий, просверленных в камере вблизи центра тяжести снаряда. В снаряде М-31 выпуск газов с этой целью осу- ществлялся через четыре штуцера с Г-образным каналом, ввернутых в ракетную камеру в передней ее части. В результате плотность огня в залпе возросла для М-13 в 3 раза, для М-31 в 6,5 раза. Снаряды улучшенной кучности получили наименование М-13-УК и М-31-УК- Они поступили на вооружение в 1943 г. За счет выпуска части газов в тангенциальном направлении дальности образцов улучшенной кучности снизились для М- 13-УК до 7,9 км, для М-31 -УК до 4 км.
Другим направлением повышения кучности PC явилось создание установки с винтовыми направляющими. В этом случае снаряду сообщалось вращение при движении его по направляющим. Такая установка с 10 направляющими была разработана в СК6 В. П. Бармина в 1944 г. Ее назвали БМ-13-СН. Испытания ее завершились в конце войны.
Конструкторов волновала также проблема повышения дальности PC. Для снаряда 132-мм калибра она была решена за счет использования тандемного двигателя. Его состав: два двигателя снаряда М-13, соединенных переходником. Выпуск газов из переднего двигателя осуществлялся через наклонные сопла в переходнике, что обеспечивало проворачивание PC в полете. Отверстие в переходнике обеспечивало огневую связь между двигателями, т. е. одновременное воспламенение зарядов и совместную работу двигателей. Этот снаряд, получивший наименование М-13-ДД, обеспечивал дальность стрельбы 11,8 км. Он был принят на вооружение в октябре 1944 г. Это был в то время самый дальнобойный снаряд полевой реактивной артиллерии. Общий вид отечественных PC, применявшихся в войну, представлен на рис. 6.4.
Наряду с разработкой новых образцов ракетного вооружения и их усовершенствованием изменялись и формы их боевого применения, которые не ограничивались пусковыми установками на автомобильном шасси. 24-зарядные установки БМ-8 устанавливались на шасси танков Т-40 и Т-60, По инициативе начальника оперативной группы ГМЧ Северо-Кавказского фронта А. И. Нестеренко для действия в горах были созданы горно-вьючные пусковые установки БМ-8-8, которые применялись на Кавказе и в Карпатах. Установки для пуска М-13 и М-8 получили применение и на флоте. Характеристики PC, разработанных и улучшенных в годы войны, приведены в табл. 6.1.
В годы Великой Отечественной войны разработаны новые типы авиационных PC. Были созданы противотанковые снаряды РБС-82 и РБС-132, которые в отличие от М-8 и М-13 имели бронебойную боевую часть. Зтн снаряды предназначались для вооружения штурмовиков ИЛ-2. РБС- 82 пробивал броню толщиной до 50 мм, РБС-132 — до 75 мм (рис. 6.5). Как показал боевой опыт, при удачном выходе самолета на цель боевой комплект вооружения штурмовика этими снарядами обеспечивал с дистанции 300——400 м поражение в среднем одного-двух танков [45].
"8 "后"8 "后"20"20628628М~30什 37МТ1-УК М-13-ДДМ~30什 37МТ1-УК М-13-ДД
"8 "后
"8 "后
"20
"20
628
628
М~30什 37МТ1-УК М-13-ДД
М~30什 37МТ1-УК М-13-ДД
Рнс. 6.4. Общий вид отечественных реактивных снарядов
Следует отметить, что советские образцы ракетной техники, нашедшие боевое применение, значительно превосходили по своим тактико-техническим характеристикам образцы иностранных армий. Их роль в ходе боевых действий, масштабы использования были неизмеримо выше, чем роль ракетного вооружения Германской армии и армии США.
В рассматриваемый период наряду с оперенными PC появляются и получают применение ракетные снаряды, стабилизируемые в полете вращением. Такие снаряды получили наименование турбореактивных (ТРС). Большая угловая скорость вращения, необходимая для стабилизации ТРС в полете, делает его малочувствительным к влиянию эксцентриситета тяги —— основному фактору рассеивания оперенных PC. Это позволяет ожидать от турбореактивных снарядов при рациональном вы-
Таблица 6.1
Образцы
Характеристик*
М-13-УК
М-20
М-30
М-31-УК
М-13-ДД
Калибр, ММ
Полная длина, мм
Масса окончательно снаряженного образца, кг
Масса порохового заряда, кг Максимальная скорость, м/с Максимальная дальность, м Коэффициент массового совершенства двигателя
132 1415 42,5
7,15 355 7900
1,99
132 2090
58
7,15 260 5050 1,99
300 1450
76
7,15 195
2800 2,03
300 1760
95
11,25 245 4000
2,32
132 2120 62,5
15,0
520 И 800 2,72
Ce^ewe по 4-0
Рис. 6.5. Авиационный бронебойный реактивный снаряд РБС-132 боре их конструктивных параметров более высокой, по сравнению с ОРС, кучности. Поскольку ТРС лишены оперения, выступающего за калибр, они по сравнению с оперенными более удобны при транспортировке и в служебном обращении.
Необходимая для стабилизации ТРС скорость вращения обеспечивается реактивным вращательным моментом, который может быть создан двумя способами:
истечением части пороховых газов через сопла (отверстия) в тангенциальном направлении;
истечением всей массы газов, образующихся при сгорании заряда, через косопоставленные сопла.
В первом случае масса газов, выпускаемая в тангенциальном направлении, не участвует в сообщении снаряду скорости поступательного движения. Вследствие этого максимальная скорость ТРС оказывается существенно ниже, чем у оперенного PC с теми же характеристиками двигателя.
Применение второго способа сопряжено с меньшими потерями осевой тяги и скорости снаряда. Геометрическая интерпретация этого свойства (рис. 6.6) состоит в том, что боковая (вращающая) составляющая тяги меняется пропорционально синусу угла наклона газовой струи 5, в то время как осевая составляющая убывает как (Pcos 6). Поясним это на примере. Пусть потребная величина вращающей силы составляет 30 % от полной тяги двигателя. При тангенциальном выпуске части газов осевая составляющая тяги снизится до 70 % от полной тяги. Примерно настолько же упадет и максимальная скорость PC. При наклонном выпуске всей массы газов такая же вращающая сила обеспечивается прн угле наклона газовой струи 17°30‘. При этом осевая составляющая тяги будет Р cos 6=0,96 Р, т. е. потери осевой тяги и максимальной скорости составляют всего 4 %.
Стабилизация ракетного снаряда вращением возможна при ограниченной его длине l/dH. Но при этом накладываются ограничения на длину и массу порохового заряда, что влечет за собой ограничения по скорости и дальности ТРС. В этом отношении ТРС невыгодно отличаются от оперенных PC, для которых таких ограничений не существует.
Первый из таких образцов советского реактивного вооружения был создан в осажденном Ленинграде. В условиях острого дефицита мате-
Рис. 6.6. Создание реактивного враща< тельного момента при выпуске газов через косопоставлениые сопла： а — составляющие тяги; б — геометрическая интерпретация (при малых углах 6 составляющая Pcos б убывает медленнее, чем возрастает Psin 6)
риалов и технологической оснастки ТРС М-28 был разработан в предельно сжатые сроки. В июле 1942 г. он получил первое боевое применение. Снаряд имел надкалиберную боевую часть мощного фугасного действия диаметром 280 мм и обеспечивал дальность стрельбы 1900 м. Запуск осуществлялся из 4-зарядного пускового станка рамного типа. Снаряд был спроектирован под руководством генерал-майора С. М. Серебрякова и инженер-майора М. Н. Алешина.
Развитие этого направления в послевоенные годы привело к созданию ТРС М-140Ф и М-24Ф. Первый из них при калибре 140 мм и общей массе 39,6 кг обеспечивал дальность 10 км. Вращение обеспечивалось выпуском газов через 10 сопел с углом наклона 22°. Снаряд М-24Ф при калибре 240 мм и общей массе 112,2 кг обеспечивал дальность 11 км. Двигатель его имел 16 сопел с углом наклона 15° [77].
РАЗВИТИЕ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
В ГЕРМАНИИ
Ракетное вооружение германской армии в начале второй мировой войны. Разработка образцов реактивного вооружения в Германии начинается вскоре после 1933 г. Первые образцы пороховых PC, разработанных в Германии, относятся к 1934—1935 гг.
В 1936 г. был принят на вооружение 158,5-мм реактивный химический снаряд, предназначавшийся для стрельбы из шестиствольного миномета (рис. 6.7). Позднее были разработаны 280-мм фугасный снаряд и 320-мм зажигательная мина. Их основные данные приведены в табл. 6.2. В 1940 г. были начаты разработки реактивных бронебойных бомб для поражения морских судов при малых высотах бомбометания.
Отметим характерные особенности в разработке образцов ракетного вооружения в Германии в период, предшествовавший военной агрессии против Советского Союза, в значительной мере предопределившие уровень технического совершенства и тактико-технические характеристики этих образцов.
Таблица 6.2
Характеристики
Снаряды
15-см
28-см
32-см
21 -см
30 см
Калибр, мм
158,5
280
327
214,5
300
Общая длина, мм
940
1260
1300
1260
1250
Масса окончательно снаряжен-
34,2
82
79
111
127
ного образца, кг
Масса взрывчатого вещества, кг
2,0б
45,4
50
9,2
48,5
Масса порохового заряда, кг
6,0
6,0
6,0
18,0
15J
Максимальная скорость, м/с
340
149
153
320
230
Число оборотов в мнн)ту
13 000
1800
1400
6500
Максимальная дальность, м
6 700
1925
2200
7850 -
4500
8д/Х (срединное отклонение по дальности)
1/55
1/40
1/45
1/85
.1/100
及/X (срединное боковое отклонение)
1/65
1/50
1/50
1/60
1/65
Относительная длина, м
5,9
4,5
3,9
5,9
4,2
Ракетные снаряды разрабатывались, в первую очередь, как носители химического оружия.
Разработка ракетных снарядов и бомб производилась на основе дигликолевых порохов, которые в течение второй мировой войны были основными порохами в германской армии. По сравнению с нитроглицериновыми порохами, применявшимися в советской армии для снарядов М-8 и М-13, ди гликолевые пороха отличались более низким удельным импульсом, а также высокой чувствительностью скорости горения к начальной температуре заряда. Последнее обстоятельство обусловило узкий температурный диапазон, в котором возможно'. было применение немецких PC. Более подробно энергетические и баллистические характеристики и свойства дигликолевых порохов рассматриваются в гл. 5.
Ракетные снаряды разрабатывались как турбореактивные. Такой подход сам по себе открывал возможности обеспечения более высокой кучности, что, однако, не получило реализации. В то же время ограничения по длине, накладываемые такой схемой, не моглн не сказаться на дальности стрельбы, которая оказалась значительно ниже, чем у советских образцов.
Ракетные снаряды разрабатывались на основе единого ракетного двигателя, который использовали с небольшими изменениями в 158,5-мм ТРС, в 280-мм фугасной и в 320-мм зажигательной минах. Использование единого ракетного двигателя для создания тяжелых PC 280 и 320 мм калибра привело к тому, что
Рмс. 6.7. Немецкий 158,5-мм реактивный снаряд:
/ — ракетная часть; 2 — боевая часть
дальность этих образцов оказалась чрезмерно низкой и их вскоре (в 1942 г.) пришлось сиять с вооружения.
Из конструктивных особенностей разработанных PC отметим следующие.'
Применение иавинтной турбины, выходящей за калибр ракетной ка、 меры.
Заднее расположение боевой части у 158,5 мм PC для обеспечения наилучшего осколочного действия либо наилучшего распыления ОВ или дымообразующего вещества.
Навинтной вариант турбины по сравнению с ввинтным уменьшал опасность взрыва турбины давлением пороховых газов при растяжении стенок ракетной камеры внутренним давлением и центробежными силами, но значительно увеличивал площадь миделева сечения и тем самым сокращал дальность стрельбы.
Пороховой заряд для двигателя выполнялся в следующих вариантах.
Шашка-моноблок, спрессованная из дымного пороха. Порох прессовался при нагретом состоянии, что обеспечивало его плотность 1,83 кг/дм\ В дальнейшем (1940 г.) этот вариант был заменен дигли- колевым, однако в числе трофейных боеприпасов на советско-германском фронте попадались .PC, снаряженные зарядом из дымного пороха.
Шашка-моноблок из дигликолевого пороха с девятью каналами и восемью углублениями по боковой поверхности по типу зерна Уолша.
Семишашечный заряд из дигликолевого пороха. Этот заряд имел наибольшее распространение.
Четырехшашечный заряд с дополнительными четырьмя пороховыми прутками из дигликолевого пороха.
Согласно инструкции, стрельба снарядами с дигликолевым порохом допускалась при температуре от —25 до +25 ℃. При температурах -|-25 1-40 ℃ применялся порох марки Тгорр, при температурах —
1-Ю ℃ — порох марки Arkt.
Характерным является применение пиротехнического воспламенителя (верхнего, основного). Турбина ракетного двигателя имела 26 сопел с углом наклона 14°42'.
Стрельба снарядами 158,5-мм калибра производилась из 158,5-мм шестиствольного миномета образца 41. Скорострельность — шесть выстрелов (один залп) в пять секунд. На перезаряжание требовалось в среднем около 1,5 мин. Направляющие — трубчатого типа. Миномет буксировался автомашинами. Впоследствии был принят на вооружение 158,5-мм десятиствольный миномет образца 43 на полугусеничном бронетранспортере.
Стрельба 280-мм фугасным снарядом и 320・мм миной производилась из тяжелых метательных аппаратов образцов 40 и 41, принятых на вооружение в 1940 г. и модернизированных в 1941 г. Батарея метательных аппаратов надела 80 аппаратов, которые устанавливались для стрельбы на грунт или на специально приспособленные бронетранспортеры.
Развитие ракетного вооружения полевой армии Германии в ходе войны. 158,5-мм ТРС, в отличие от М-13, не способен был поражать цели, живую силу, находящиеся в укрытии. После того как были выявлены ограниченные возможности боевого применения 280-мм фугасного снаряда и 320-мМ зажигательной мины н эти образцы были сняты с вооружения (1942「)
привилась необходимость в создании фугасных и осколочно-фугасных снарядов с приемлемой дальностью стрельбы к высоким могуществом дей- ствня у цели. При разработке новых образцов немецкие конструк- торы сохранили свою приверженность к турбореактивной схеме. Но при 9ToM обеспечить повышение дальности можно было только за счет увеличения калибра двигателя (а не за счет удлинения его, как это достигну- то в М-31). Были разработаны и приняты на вооружение 210-мм осколоч- но-фугасный снаряд с дальностью стрельбы 7850 м и 300-мм фугасный снаряд с дальностью стрельбы 4500 м. В обоих снарядах используется заряд из семи шашек с одинаковыми поперечными размерами, но различной длины (основные данные приведены в табл. 6.2).
210-мм снаряд имел обтекаемую форму (рис. 6.8). Ракетная камера представляла собой стакан со сплошным дном. Турбина ввинтная имела 22 сопла с углом наклона 16° и одно центральное (осевое) сопло. Стрельба этими снарядами производилась из 210-мм пятиствольного миномета образца 42> установленного на буксируемом лафете обычного шестиствольного миномета образца 41.
300-мм фугасный снаряд (рис. 6.9) в отличие от 210-мм осколочно- фугасного снаряда имел ракетную камеру, изготовленную из цельнотя-
ис. 6.8. Немецкий 210-мм осколочно-фугасный снарядис. 6.8. Немецкий 210-мм осколочно-фугасный снарядРис. 69 Немецкий 300-мм фугасный снарядРис. 69 Немецкий 300-мм фугасный снаряд
ис. 6.8. Немецкий 210-мм осколочно-фугасный снаряд
ис. 6.8. Немецкий 210-мм осколочно-фугасный снаряд
Рис. 69 Немецкий 300-мм фугасный снаряд
Рис. 69 Немецкий 300-мм фугасный снаряд
нутой трубы, с двумя резьбами: верхнюю для соединения с резьбовой му$. той боевой части, нижнюю — для ввертывания турбинки. По длине камера, как и заряд, были несколько короче, чем у 210-мм образца. Корпус боевой части изготавливался из листовой стали толщиной в 5 мм и обладал большей прочностью, чем корпус 280-мм снаряда (толщина 2 мм).
Стрельба производилась из шестиствольного миномета образца 42 (принят на вооружение в 1943 г.).
Из других образцов полевого ракетного вооружения можно отметить： ракетный снаряд для разрушения проволочных заграждений, состоящий из ракетной части и якоря. Забрасывался с танка на проволочные заграждения и при буксировке их разрушал. Стабилизация в полете обеспечивалась тросом;
380-мм ракетный снаряд к штурмовой мортире для разрушения баррикад при действии в населенных пунктах (полная масса 200 кг, максимальная дальность ——5 км);
снаряды специального назначения ——73-мм агитационный снаряд, 86-мм осветительный снаряд, 210-мм дымовой снаряд.
Немецкое командование было весьма встревожено появлением на фронте《Катюш》.В мае 1942 г. немцы захватили снаряды М-8 и М-13 и дали срочное задание чехословацкой фирме «Зброевка» создать подобные снаряды.
В 1943 г. эта фирма создает 80-мм оперенный PC, являющийся копией снаряда М-8 и имеющий примерно такие же тактико-технические характеристики. Для стрельбы ими была создана боевая машина, имевшая 24 парных направляющих на базе вездехода полуброневого типа. Снаряд и боевая машина были приняты на вооружение и запущены в серийное производство в 1943 г. Снаряды нашли применение на фронтах, в том числе и против советских войск.
Немцы пытались также скопировать наш снаряд М-13, выполнив его в калибре 150 мм. Опытные работы продолжались до конца войны. Пол- ностью снаряд отработан не был.
3. РАЗВИТИЕ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ В АРМИИ США
Ракетное вооружение в США стало разрабатываться позднее, чем в Англии, и следовательно, значительно позднее, чем в Германии и в Советском Союзе. Поступление на вооружение первых образцов относится к 1942 г. Во время второй мировой войны на вооружении армии США находились снаряды двух калибров: 4,5 дюйма (114,3 мм) и 7,2 дюйма (182,9 мм). Их максимальные скорости не превышали 260 м/с, а максимальные дальности не превышали 4750 м (см. табл. 6.3).
К особенностям ракетных двигателей этих снарядов следует отнести: использование высококалорийных порохов JPN, JP, А-1 с Q*= =5000—5300 кДж/кг, обладающих в то же время высокой температур- ной зависимостью и наклонностью к вибрационному (резонансному) горению (см. гл. 5);
Характеристика
Снаряды
М-8
M-J6
Т-37
Т-21
HVAR*
Калибр, ММ
114,3
114,3
182,9
182,9
127
Длина снаряда, мм
830
790
890
1270
1735
Общая масса, кг
16
15,3
27,6
23,5
62
Масса ВВ, кг
2,36
2,36
14,5
9,0
—
.Максимальная скорость, м/с
260
250
48,8
207,4
418
Максимальная дальность, м
4180
4150
212,2
3135
——
* Для поражения воздушных, наземных и подводных целей. Бронепробивае- мость до 45 мм.
применение специальных конструктивных мер и особых требований к эксплуатации для предотвращения выскоков давления и их опасных последствий.
Осколочно-фугасный снаряд М-8 (рис. 6.10) предназначался, главным образом, для вооружения самолетов. Это, по-видимому, и определило его основные характеристики и конструкцию: малая скорость (Um=260 м/с), малые габариты, применение раскрывающегося оперения.
Особенностью боевой части являлось наличие отростка диаметром 40 мм и длиной 380 мм, заполненного взрывчатым веществом (ВВ) и проходящего почти по всей длине ракетной камеры для ее дробления при взрыве.
В передней части корпуса ракетной камеры сделана кольцевая канавка. В случае выскока давления в двигателе (вследствие вибрационного горения либо при использовании снаряда за пределами допустимого температурного интервала) разрыв камеры должен был произойти по сечению канавки и разлет боевой и ракетной частей в осевом направлении не должен был причинить вреда ни самолету, ни персоналу, обслуживающему установку.
Пороховой заряд состоял из 30 одноканальных шашек с наружным диаметром 18——20 мм и длиною 130—140 мм. Шашки были надеты на проволочки (стержни), концы которых укладывались в вырезы двух кольцеобразных пластин, ограничивающих заряд с обоих концов.
Вести стрельбу допускалось в температурном диапазоне — от —6 до +33 ℃. При необходимости стрельбы за пределами этого диапазона (до +55 ℃) необходимо было отвинтить боевую часть и вынуть специально отмеченные пороховые шашки. Впоследствии был разработан модернизированный образец М-8А1 с утолщенной ракетной камерой, допускающий стрельбу в диапазоне от —23 до +40 ℃.
Рис. 6.10. Схема американского PC М-8
На заднем конце сопла, выполненного заодно целое с камерой, кре- пилось кольцо с шарнирами для лопастей стабилизатора. Сложенные 6 лопастей стабилизатора удерживались в таком положении обоймами. При выстреле обоймы выбивались газовой струей и при выходе из труб' чатой направляющей лопасти раскрывались. Их размах при этом составлял 12 дюймов. Применение раскрывающегося в полете оперения значительно уменьшало габариты укупорки и пусковых устройств, что особенно важно было при использовании снаряда в качестве, авиационного вооружения.
Для стрельбы М-8 в наземных условиях были разработаны:
одноствольный ракетомет М-12; шестидесятиствольный ракетомет Т-34 (рис. 6.11). Последний монтировался на башне танка «Шерман».
Придание пакету направляющих требуемого угла возвышения достигалось подъемным механизмом танкового орудия, со стволом которого пакет соединялся посредством тяги. После производства залпа пакет сбрасывался поворотом башни на 90°.
Осколочно-фугасный снаряд М-16 был доработан уже после войны и введен на вооружение взамен М-8. Боевая часть и пороховой заряд те же, что и у М-8. Снаряд турбореактивный. Вращение обеспечивалось 8 косопоставленными соплами. Центральное сопло, закрытое стальной пластиной, срезающейся при выскоке давления, выполняло функцию предохранительного клапана. Стрельба была допустима в диапазоне от —30 до +50 ℃.
дюймовый снаряд береговой защиты (рис. 6.12) представлял собой снаряд с оперением, не выходящим за калибр боевой части фугасного или дымообразующего действия. Одношашечный заряд в виде
Рис. 6.1 L Американский ракетомет Т-34
Рнс. 6.12. 4,5-дюймовая ракета береговой защиты
цилиндрической однрканальной шашки помещался в камере диаметром 57 мм, длиной 380 мм. Подвод тока к электрозапалу осуществлялся через два кольца стабилизатора. Стрельба могла производиться из полуавтоматического ракетомета Т-45,, смонтированного на машине типа 《Виллис》. Подача снарядов магазинная под действием собственной массы.
Ракетные снаряды калибра 7,2 дюйма
Фугасный снаряд Т-37 предназначался для разрушения бетонных танковых препятствий и фортификационных сооружений. Снаряд хм丛 оперение, не выходящее за калибр боевой части. В ракетной камере был размещен заряд из одной одноканальной шашки. Воспламенение осуществлялось током, подводимым через контактные кольца стабилизатора: переднее кольцо изолировано и соединялось с контактом электрозапала, заднее было присоединено на массу.
Химический снаряд Т-21, имеющий устройство, аналогичное снаряду Т-37, отличался более мощным двигателем. Снаряды Т-37 и Т-21 могли быть использованы в температурном диапазоне от —10 до +50.℃. Стрельба ими производилась из 7,2-дюймового ракетомета М-17, имевшего 20 направляющих стволов, смонтированного на танке М-4 («Шерман»).
Ракетное вооружение английской армии. Основным образцом был 127-мм (5-дюймовый) турбореактивный снаряд. Максимальная дальность —2740 м, 8/Х=1/40, Вб/Х= 1 /20. Пуск из «пехотного матраца» ——установки с 6 или 12 направляющими (полуцили ндриче- 'кие лотки из листового железа. Устанавливались на земле).
Ракетное вооружение японской армии： Впервые применили в июле —— августе 1944 г.
Турбореактивный снаряд калибра 203 мм, массой 90 кг и дальностью 『2700 м.
PC калибра 447 мм (длина "25 мм), общая масса 680—907 кг и дальность Х=2000 м (авиабомба с РДТТ).
Для стрельбы применялись трубы (иногда деревянные) на двуногах. Воспламенение ударно-спусковым механизмом..
64 ЗАРОЖДЕНИЕ НОВЫХ КЛАССОВ РАКЕТ
НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
В период второй мировой войны зарождаются новые классы ракет на твердом топливе. Хотя в дальнейшем не все из них получили развитие, а разрабатываемые образцы в большинстве случаев не были до-
ведены до опытных стрельб, рассмотрение этого вопроса представляет несомненный интерес. Каждый из новых классов ракет предъявлял свои специфические требования к ракетному двигателю» стимулируя тем самым поиски новых технических решений.
К основным из появившихся классов ракет следует отнести: неуправляемые зенитные ракетные снаряды (НЗРС);
зенитные управляемые ракеты (ЗУР);
многоступенчатые пороховые баллистические ракеты;
противотанковые ракетные снаряды.
Неуправляемые зенитные ракетные снаряды. В ходе второй мировой войны выявилась необходимость создания нового вида ракетного оружия, позволяющего эффективно бороться с воздушными целями на больших высотах. Наиболее остро эта необходимость ощущалась в фашистской Германии, города и промышленные объекты которой в последние годы войны подвергались массированным налетам бомбардировочной авиации. Разработка ракетного зенитного вооружения в Германии развернулась в двух направлениях:
создание неуправляемых зенитных ракетных снарядов для залповой стрельбы на высоте 10—12 км по группам бомбардировщиков;
создание управляемых ракет для стрельбы на те же высоты по о ди ночным целям.
Достижение потолка в 10—12 км для одноступенчатого НЗРС было возможным лишь при обеспечении максимальной скорости снаряда (1100—1200 м/с), что в 4—6 раз превышало скорость, достигнутую к тому времени в образцах полевой реактивной артиллерии. Поскольку о повышении удельного импульса не могло быть и речи (это потребовало бы разработки и внедрения в производство новых топлив), единственным средством повышения скорости оставалось увеличение числа Циолковского mT/mn.
Основные пути обеспечения высоких значений mT/mn, а следовательно, и vm были нами рассмотрены в разд. 5.3. Напомним, что это было связано с применением одношашечного заряда, рассчитываемого при
Рис. 6.13. Устройство 100-мм НЗРС «Тайфун»:
а —— общий вид; 6 — устройство ракетного двигателя； 1 —— узел воспламени 2 ~ камера; 3 ——заряд 4 ——сопловой блок
высоком значении параметра заряжения х, а также с обеспечением высоких прочностных характеристик материала ракетной камеры,
В качестве примера реализации таких рекомендаций рассмотрим устройство и параметры 100-мм НЗРС «Тайфун».
Боевая часть этого снаряда содержала 0,7 кг ВВ и имела контактный взрыватель, срабатывавший при прямом попадании снаряда в ц^ль. Для стрельбы снарядом «Тайфун» была спроектирована пусковая установка с 24 винтовыми направляющими, монтируемая на лафете 88-мм зенитной пушки. Устройство ракетного двигателя представлено на рис. 6.13,
Заряд состоял из одной шашки с наружным диаметром 84 мм. Эволюция многошашечных зарядов ТРС германской армии привела к освоению производства шашек относительно большого диаметра (до 60 мм). Очевидно, изготовление шашек диаметром около 80 мм не представило особых технологических трудностей. Высокий коэффициент заполнения камеры топливом соответствовал значению 乂 =240. Устойчивость горения при таком высоком значении х обеспеч^алась в значительной мере применением комбинированного воспламенителя, состоящего из навески дымного пороха и долгогорящего пиротехнического состава.
Ракетная камера была изготовлена из цельнотянутой стальной трубы, рассчитываемой на максимальное давление 夕切=20 МПа. Время работы двигателя составляло 1,2 с. Чтобы при этом избежать сильного нагрева стенок камеры и резкого снижения характеристик прочности материала, на внутреннюю поверхность камеры был нанесен тонкий слой (0,2—0,3 мм) термоизоляционного состава, основной компонентой которого являлась окись магния.
Скрепление ракетной камеры с сопловым блоком посредством закатки, выполнение соплового блока в виде днища со вставленными соплами также способствовали снижению массы конструкции двигателя.
В совокупности эти меры обеспечили снижение коэффициента массового совершенства для ракетного двигателя НЗРС «Тайфун» до а==0,9—1,0 против а=2,0—2,3 для прежних образцов Германской ракетной техники. При этом было достигнуто значение тт/тп=0,9, что обеспечило ym= 1150 м/с.
Из других НЗРС заслуживает внимания «Люфтфауст», разрабатывавшийся как оружие пехоты против штурмовой авиации. Образец состоял из боевой части —— снаряда к 20-мм зенитной пушке и турбореактивного двигателя. Запуск производился из 9-стволь- иой установки с плеча.
Зенитные управляемые ракеты (ЗУР). Особенности динамики полета ЗУР потребовали использования в них двухрежимной двигательной установки, состоящей из старгового ускорителя и маршевого двигателя.
Стартовый ускоритель, обладая высокой тягой, должен был в течение короткого времени (1 —1,5 с) сообщить ракете достаточно высокую скорость (〜300 м/с). Маршевый двигатель с большим временем работы должен был при дальнейшем полете ЗУР поддерживать ее скорость на заданном уровне. Таким образом, разработка двигателя для ЗУР потребовала решения двух задач:
обеспечения высоких тяг, с которыми до сих пор ие приходилось сталкиваться;
диаметром оОО мм (рис. 6.14).диаметром оОО мм (рис. 6.14).Рис. 6J4. Зенитная управляемая ракета:/ — рули управления; 2 — маршевый двигатель; 3—стартовый двигатель;4 — крыльяРис. 6J4. Зенитная управляемая ракета:/ — рули управления; 2 — маршевый двигатель; 3—стартовый двигатель;4 — крыльябольшого времени работы двигателя, порядка нескольких десятков секунд, что для пороховой ракетной техники также было новым.
диаметром оОО мм (рис. 6.14).
диаметром оОО мм (рис. 6.14).
Рис. 6J4. Зенитная управляемая ракета:
/ — рули управления; 2 — маршевый двигатель; 3—стартовый двигатель;
4 — крылья
Рис. 6J4. Зенитная управляемая ракета:
/ — рули управления; 2 — маршевый двигатель; 3—стартовый двигатель;
4 — крылья
При этом и для стартового ускорителя и для маршевого двигателя требовалось обеспечить низкие значения коэффициента массового совершенства а.
Рассмотрим пути реализации этих требований на примере порохового ЗУР «Рейнтохтер». Эти ракеты разрабатывались фирмой «Рейнме- талл-Борзиг» в нескольких вариантах. Вначале отрабатывался образец для поражения целей на высотах до 6 км, известный под индексом
В ходе отработки R-I выявилась необходимость повышения высоты стрельбы до 12 км. В связи с этим была начата разработка новой модели R-ШР, для которой массу заряда маршевого двигателя пред- ' полагалось увеличить до 450 кг, а время его работы до 40 с. Для удовлетворения этих требований маршевый заряд необходимо было выполнить в виде шашки с большой толщиной свода и с наружным
Прессовая технология изготовления пороховых шашек в то время не способна была решить поставленную задачу. Решение ее стали искать по двум направлениям.
Первое из них было связано с переходом к порохам на нелетучем растворителе типа тротила. Это позволяло изготавливать пороховые шашки литьем и тем самым снимало ограничение по их диаметру.
Второе направление предполагало переход от монолитной шашки к модулярной, собранной из отдельных пороховых модулей. Предполагалось использовать телескопический заряд, состоящий из двух шашек —внутренней, сплошной, горящей только снаружи, и внешней, модулярной, горящей только изнутри. При этом убыль поверхности горения внутренней шашки компенсируется увеличением поверхности наружной, ввиду чего суммарная поверхность горения заряда в течение работы двигателя остается постоянней. Модулярная игашка должна была собират вся из 6—8 d модулей — пороховых элементов® сегментного профиля. Зазоры меж* fl ДУ отдельными' модулями, а также® между модулями и корпусом дви- Я гателя должны были заполняться Я инертным веществом. Модулярная Я 122■
шашка, изолируя корпус от горячих газов, выполняла роль его тёпловой защиты.
Как известно, модулярные заряды, скрепленные с корпусом двигателя, нашли впоследствии применение в крупногабаритных РДТТ на смесевом топливе [74].
Лногоступеичатые баллистические ракеты. Как отмечалось, увеличение дальности PC на бездымном порохе с вкладным зарядом имело весьма ограниченный предел, оцениваемый для больших калибров в 35——40 км. Во время второй мировой войны предпринимались попытки преодолеть этот предел дальности, используя многоступенчатую конструкцию с отделяемыми в полете ступенями. На основе этой идеи немецкая фирма «Рей металл-Борзи г» в августе 1942 г. приступила к разработке неуправляемой порохоаой ракеты для «сверхдальней стрельбы». К ноябрю 1944 г. была отработана и представлена на летные испытания четырехступенчатая ракета «Рейнботе» с массой боевой части 100 кг и дальностью 160 км. Ракета имела стартовую массу 1570 кг при длине около 11 м. Суммарная масса порохового заряда составляла 585 кг, масса ВВ — 40 кг. Ракета запуска/ась с направляющего полоза длиной 8 м, смонтированного на тележке для перевозки баллистической управляемой ракеты V=2. Сход с направляющих и быстрый набор скорости в начале полета обеспечивался стартовым двигателем, общим с ЗУР R-IP, работавшим в течение 1 с. Время работы трех остальных двигателей составляло 4—5 с. Отработанная ступень отталкивалась струей газов при воспламенении заряда последующей ступени. Конечная скорость ракеты достигла 1600 м/с. Разработка «Рейнботе» показала нерациональность решения задачи сверхдальней стрельбы на основе ракеты на бездымном порохе и РДТТ применявшейся тогда конструкции даже при условии использования многоступенчатой схемы. Ракета получилась чрезвычайно громоздкой: полезный груз составлял всего 6,4 % от стартовой массы. Возмущения при отделении ступеней (угловые отклонения до 0,5°) обусловили при отсутствии управления большое рассеивание.
Рис. 6.15. 88-м м кумулятивная граната к противотанковому ружью «Оф- фенрор»:1 — головной взрыватель; 2 — разрывной заряд; 3 — кумулятивная воронка： 4 — детонатор; 5 ——ракетный двигательРис. 6.15. 88-м м кумулятивная граната к противотанковому ружью «Оф- фенрор»:1 — головной взрыватель; 2 — разрывной заряд; 3 — кумулятивная воронка： 4 — детонатор; 5 ——ракетный двигательПротивотанковые ракетные снаряды. Одним из новых классов пороховых ракет явились противотанковые ракетные снаряды, сочетающие в себе действие кумулятивного взрыва по броне с реактивным принципом метания. Этот вид PC, предназначавшийся для вооружения пехоты, в дальнейшем получил широкое применение в войсках. Поскольку танк представляет собой движущуюся цель весьма ограниченных размеров, противотанковые снаряды наряду
Рис. 6.15. 88-м м кумулятивная граната к противотанковому ружью «Оф- фенрор»:
1 — головной взрыватель; 2 — разрывной заряд; 3 — кумулятивная воронка： 4 — детонатор; 5 ——ракетный двигатель
Рис. 6.15. 88-м м кумулятивная граната к противотанковому ружью «Оф- фенрор»:
1 — головной взрыватель; 2 — разрывной заряд; 3 — кумулятивная воронка： 4 — детонатор; 5 ——ракетный двигатель
Таблица 6.4
Характеристика
«Базука»
<Оффенрор»
сФауст-патрон»
Калибр, мм
60
88
100
Масса пускового устройства, кг
8
9,2
4,0
Масса снаряда, кг
1,7
■3,32
2,3
Масса ВВ, кг
0,35
0,7
1,2
Дальность прямогб выстрела, м
110
145
120
Максимальная скорость, м/с
85
115 ■
95
Вб/Х (срединное боковое ртклонение)
1/580
1/300
1/100
8в/Х (срединное отклонение по высоте)
1/320,
1/200 ,
1/100
с высокой бронепробиваемостью должны обладать высокой кучностью, ха- рактеризуемо'й Вб=Вв=0,2—0,3 м. Основным средством обеспечения такой кучности явилось резкое сокращение длины активного участка, которое было достигнуто за счет применения тонкосводных порохов и высоких рабочих давлений в двигателе. В свою очередь, указанные меры наложили ограничения на массу заряда, а следовательно, и на максимальную скорость снаряда и дальность стрельбы. Поэтому такие снаряды имели дальность прямого выстрела, лежащую в пределах 100——300 м. Тем не менее, этого было достаточно, чтобы они оказались эффективным средством борьбы с танками. Первым образцом такого оружия явилось 60-мм противотанковое ружье Ml «Базука», разработанное и принятое на вооружение в США в 1942 г. Впоследствии оно неоднократно модернизировалось. В Германии в 1943 г. было принято на вооружение противотанковое ружье «Оффенрор» калибром 88 мм (рис. 6.15). В Германии на основе динамо-реактивного принципа метания был разработан «Фауст-патрон» с надкалиберной миной. Основные характеристики этих систем приведены в табл. 6.4.
Стрельба из этих систем производилась с плеча. Для стрельбы из ружья «Оффенрор» необходимо было для предохранения от действия струи газов надевать противогаз и перчатки.
Пуск противотанковых ракетных снарядов производится из направляющей трубы. Радикальным средством повышения кучности является применение заряда, сгорающего за время движения снаряда в трубе. В связи с этим возникла идея «бескамерного» ракетного двигателя (рис. 6.16). У такого двигателя роль ракетной камеры выполняет труба. Сверхзвуковое сопло образуется зазором между донной частью снаряда с утолщением и трубой. Заряд размещается вокруг центрального стержня. Такой снаряд калибром 75 мм отрабатывался немецкой фирмой «Рейнме- талл-Борзиг». При этом, однако, труба, воспринимающая высокое давление, получалась массивной.
Рис. 6.16. PC с «бескамерным двигате
лем»:лем»:/ — ствол; 2 — снаряд; 3 — пороховой заряд; 4 — утолщение; 5 — стабилиза-
лем»:
лем»:
Глава 7
РАЗВИТИЕ ТЕОРИИ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
Теория ракет на твердом топливе представляет собой промежуточное звено между фундаментальными науками (химия, механика, математика и т. д.) и сугубо прикладными дисциплинами, составляющими основы проектирования и производства твердотопливных ракет.
В рассмотренный нами период можно выделить следующие основные направления развития теории твердотопливных ракет:
термохимия и термодинамика двигателя на твердом топливе;
внутренняя баллистика РДТТ;
теория горения твердых ракетных топлив;
внешняя баллистика или теории полета неуправляемых ракет.
В своем развитии теория твердотопливных ракет, как и любая наука, прошла через многолетний период собирания и описания отдельных фактов, систематизации опытного материала. Эта эмпирическая стадия развития, теснейшим образом связанная с разработкой отдельных образцов, была рассмотрена в предыдущих главах. В данной главе развитие теории твердотопливных ракет просматривается с момента ее вступления в более высокую и зрелую стадию ——стадию абстрактно-теоретического познания объекта.
РАЗВИТИЕ ТЕРМОГАЗОДИНАМИКИ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
Конечной целью термогазодинамического расчета РДТТ является определение его основных тяговых параметров: тяги Р, удельного импульса тяги J、，расхода газов G「а также геометрии сопла, обеспечивающей их реализацию. В основе такого расчета лежат:
химическая термодинамика, определяющая энергетические характеристики топлива, состав продуктов сгорания и их основные термодинамические характеристики;
термогазодинамика истечения продуктов сгорания из двигателя, определяющая изменение их газодинамических параметров по соплу двигателя.
На начальном этапе развития термодинамического расчета РДТТ эти его составные части представляли обособленные друг от друга научные направления.
Исходными для создания газодинамики истечения из ракетного двигателя явились зависимости, полученные при исследовании истечения газов из сосудов высокого давления и сопел паровых турбин.
Истечение из сопла ракетного двигателя рассматривалось как одномерный процесс движения идеального газа с неизменными составом и теплоемкостью. Скорость истечения определялась по формуле Сен-Венана и Вентцел я:
где k ——показатель адиабаты; ра — давление иа срезе сопла.
Систематизация известных зависимостей термодинамики истечения и адаптация их к потребностям ракетной техники были выполнены рядом исследователей, среди которых в первую очередь следует отметить И. П. Граве, П. Ланжевена, М. Руа, М. Е. Серебрякова, Я. М. Шапиро, Е. Зенгера. Были получены зависимости для определения скорости истечения и расхода применительно к пороховым газам, зависимости скорости газов и давления от расширения сопла и др. Для расчета реактивной силы была предложена формула [59]
(7.2)(7.2)Р= ? ^а~\~РаРа*
(7.2)
(7.2)
которая затем была представлена в более компактном виде Р = кррК 尸印，
где Кр —— коэффициент, зависящий от природы пороха и степени расширения сопла а = @】"кр. Этот коэффициент П. Ланжевеном был назван коэффициентом реактивности ("koefficienl depropulsion^). Расчетные значения этого коэффициента в функции § были приведены в работах М. Е. Серебрякова [58] и Я. М. Шапиро [71 ].
При использовании уже известных зависимостей газовой динамики, в первую очередь формулы (7」)， оставался невыясненным вопрос о том, какую температуру горения пороха Гк следует в них подставлять: для случая горения в постоянном объеме или для случая горения при постоянном давлении. Зависимости газовой динамики были получены при упрощающем предположении о постоянстве теплоемкости и показателя адиабаты k истекающих газов. Поскольку эти параметры зависят от температуры, которая в процессе истечения существенно меняется, оставалось неизвестным, каким значением 左 пользоваться при расчете, ие говоря уже о том, что не была исследована зависимость показателя 々 пороховых газов от состава пороха. Другими словами, результаты газодинамических расчетов в значительной степени определялись произволом выбора значений Гк и k.
В дальнейшем теория движения идеального газа в сопле была допап- нена исследованиями особых случаев: течения с перерасти рением газа в сопле до давления ниже атмосферного; течения с отрывом струи, а также появления в сопле скачков уплотнения. Специальные исследования были проведены для определения оптимального геометрического профиля сопла, при котором обеспечивается минимум газодинамических потерь, положив начало использованию профилированных сопел.
Рассмотрим другую составную часть термодинамического расчета РДТТ -— определение энергетических и термохимических характеристик * топлива.
После того как в 1881 г. М. Вертело предложил калориметрическую ； бомбу, получили развитие экспериментальные методы определения этих характеристик. Теплота взрывчатого разложения изготовленных порохов определялась при сжигании их в калориметрических установках. При подсоединении устройства для отбора газов определялся состав продук-1 тов сгорания пороха. Сила пороха определялась сжиганием порока в манометрической бомбе, предложенной Сарро и Вье^ем (1884 「)•
Тем не менее ощущалась потребность в расчетных методах опреде- - ления энергетических характеристик порохов, которые позволили бы по】 126Я
лучать их для несуществующих рецептур и тем самым избежать долгого * процесса проб и ошибок при разработке новых марок порохов.
Появившиеся в 20-х — 30-х годах нынешнего столетия методы расчет- ного определения энергетических характеристик порохов можно разделить на две группы:(
методы, использующие эмпирические зависимости между энергетическими характеристиками пороха и его составом;
методы, основанные на общих законах химической термодинамики.
К первой группе относится метод Де-Поу. Расчет калорийности пороха Q* по этому методу основывался на следующих допущениях: изменения Q*, обусловленные вводом отдельных компонентов, аддитивны;.
изменение содержания того или иного компонента на 1 % вызывает изменение Q^ на В ккал/кг
Так, например, изменение содержания нитроглицерина иа 1 % влечет изменение Q* на 17 ккал/кг (р— 17). Значения В для каждого компонента определяются экспериментально, калориметрированием.
При этом калорийность пороха рассчитывалась как
Q* = £"6，，(7.3)
где 々一процентное содержание Z-го компонента;瓦一соответствующее ему значение р.
Несмотря на небезупречность принятых допущений, метод Де-Поу обеспечивал достаточную точность расчета Q* для нитроглицериновых порохов, однако границы его использования определялись сравнительно узким кругом рецептур.
Рассмотрим методы, основанные на общих законах химической термодинамики. Реакция горения бездымного пороха представляется в виде
&HQc№=ХСО2+уСО+2Н2+«Н2О + ^- №,
где а, 6, с, d ——число грамм-атомов элемента в 1 кг пороха; х, у, z, 〃，d/2 — число грамм-молекул в продуктах сгорания.
Для определения состава продуктов сгорания (т. е. неизвестных %, д, Z, и) используется система уравнений, включающая три уравнения ма- териального^ баланса (равенства грамм-атомов каждого из элементов в порохе и продуктах сгорания) и уравнение константы водяного газа:
Kw — uy/xz.
Константа водяного газа является функцией температуры продуктов сгорания Тк, которая сама является искомой величиной. Задача решалась подбором. Задаваясь температурой Гк, определяли состав газовой смеси, затем по таблицам теплосодержания газов определяли энтальпию смеси при этой температуре. Истинным значением 7\ является то, при котором теплосодержание продуктов сгорания равно калорийности пороха. Калорийность пороха, если она неизвестна, определялась по методу Де- Поу [74].
Как использовались результаты термохимических расчетов в определении тяговых параметров РДТТ? В формулы для скорости истечения газов входило произведение /?7\, т. е. сила пороха, определяемая составом Пороховых газов и калорийностью. Уже в начале 20-х годов было под-
мечено, что температура пороховых газов для случаев горения при постоянном объеме и при постоянном давлении неодинакова.
Если порох сгорает при постоянном объеме (呼= const), температура пороховых газов определяется из условия
где*。 一 внутренняя энергия пороховых газов; cw — средняя теплоемкость пороховых газов при W = const в интервале температур от о до 7吃
Если порох сгорает при постоянном давлении, температура пороховых газов определяется из условия
\cpdT = cpTPl о
W / — энтальпия пороховых газов; ср — средняя теплоемкость пороховых газов при р = const в интервале температур от 0 до Гр.
Приравнивая / = и, получаем
.= (74) Следовательно, TpVT叱，поскольку при горении при постоянном давлении часть выделяющейся при сгорании энергии расходуется на работу расширения газов. Соответственно для силы пороха получаем
fp = fw/^- (7.5)
Заметим, что смешение понятий ТриТ^ (соответственно % и 卜)приводило при расчете скорости истечения из сопла к значительным ошибкам, поскольку разность этих температур даже для порохов средней калорийности составляла 400——600 К.
В условиях РДТТ давление в камере может меняться. Вопрос о темпе- ратуре горения при переменном давлении был весьма обстоятельно исследован И. П. Граве, который показал, что в таких случаях в среднем Для всего процесса ее можно папагать равной
Важным этапом в развитии термогазодинамики РДТТ явились исследования Я. Б. Зельдовича, М. А. Ривина, Д. А. Франк-Каменецкого, проведенные в начале 40-х годов, результаты которых были опубликованы позднее в монографии «И мпульс реактивной силы пороховых ракет» [211. Советскими исследователями был разработан комплексный метод термодинамического расчета РДТТ, связавший воедино термохимию порохов с термогазодинамикой истечения пороховых газов. Ими впервые был выполнен точный термодинамический расчет удельного импульса тяги РДТТ «без грубых упрощающих предположений о постоянстве теплоемкости н результаты этого расчета сопоставлены с результатами тшател!- ных измерений» [21].
Зависимость между давлением газа и его температурой, а следователь- но, и энтальпией была установлена посредством метода стандартных энтропий. Для условий идеального адиабатического истечения энтропия газа принималась постоянной. Таким образом, были получены зависимости для решения обратной задачи — определения состояния газа в 128
выходном сечении сопла по заданному отношению площадей выходного и критического сечений.
В работе [21] впервые во всей полноте был рассмотрен вопрос о по терях удельного импульса. Весьма обстоятельно были изучены тепловые потери в ракетной камере, которые для двигателя со вкладным зарядом, согласно расчетам, составляли до 20 % от теплоты взрывчатого превращения (калорийности) пороха. Неполнота сгорания топлива, согласно проведенным экспериментам, начинает проявляться при переходе через границу нормального горения при 然＞然叩・
Большое внимание в данной работе было уделено экспериментальному определению /у с помощью импульсомера И. Л. Зельманова и Л. С. Ко' заченко и баллистического маятника. Такое простейшее устройство, как баллистический маятник, на основе нового подхода к его использованию удалось превратить в самое совершенное для того времени средство измерения удельного импульса РДТТ (с точностью до 0,3—0,4 %).
Опыты по определению тепловых потерь ——основного вида потерь удельного импульса тяги ——проводились также другими исследователями. Отметим опыты, проведенные Я. М. Шапиро [75] на калориметре с прерыванием горения заряда. При этом удалось получить зависимость коэффициента потерь х при Q* от сгоревшей доли заряда 屮：
где а н 8 —— экспериментальные константы. Обстоятельный анализ условий теплообмена в РДТТ изложен в работе Р. Уимпресса [67], в которой приведена экспериментальная зависимость среднего по длине двигателя коэффициента теплоотдачи от среднего расхода пороховых газов.
Результаты исследований потерь X явились важным дополнением к методике расчета термодинамического значения удельного импульса, что позволило расчетным путем получать с достаточной для практики точностью ожидаемое реальное значение Jy для проектируемого двигателя.
В работе [21 ] было показано, что роль процессов диссоциации при температурах 7\&2500 К и давлениях р〜10 МПа несущественна. Однако в дальнейшем с переходом на топлива с более высокой температурой горения учет диссоциации стал неизбежным. Наиболее фундаментальными исследованиями процессов горения и истечения при высоких температурах в рассматриваемый период явились работы А. П. Ваничева, Я. Б. Зельдовича и А. И. Полярного. “
Результаты определения состава продуктов сгорания высококалорийного пороха JPN (Тк = 3160 К) с учетом 11 реакций диссоциации, проведенного Р. Уимпрессом, изложены в его работе [67].
В своем последующем развитии термогазодинамика РДТТ использовала новейшие достижения теории сверхзвуковых течений, которая оформилась в самостоятельную отрасль гидрогазодинамики. Работы С. А. Христиановича и Ф. И. Франкля, Я. Б. Зельдовича и Р. Зауэра и др. создали предпосылки для усовершенствования конструкции соплового аппарата и привели'к применению профилированных сопел, что позволило увеличить удельный импульс тяги по сравнению с коническим соплом на 2——2,5 %.
7 2. РАЗВИТИЕ ВНУТРЕННЕЙ БАЛЛИСТИКИ РДТТ 一
Под основной задачей внутренней баллистики РДТТ понимают расчет изменения давления в камере сгорания в функции времени р(0 при раз-
5 Е. Венков
личных параметрах заряжания (геометрические характеристики измерь сгорания и заряда, энергобаллистические характеристики топлива, площадь критического сечения сопла). В свою очередь, зависимость p(f определяет изменение во времени тяговых параметров двигателя и ускорения ракеты. Частной задачей внутренней баллистики является определение величины максимального давления в двигателе, необходимой дл.я расчета его на прочность.
В рассматриваемый нами период в становлении и развитии внутренней баллистики РДТТ можно выделить следующие этапы:
разработка эмпирических методов определения максимального давления в двигателе;
попытки решения основной задачи внутренней баллистики РДТТ на основе закона горения артиллерийских порохов;
частичное решение основной задачи внутренней баллистики РДТТ для квазистационарных режимов его работы;
полное решение основной задачи внутренней баллистики РДТТ с включением нестационарных режимов его работы.
Разработка эмпирических методов определения максимального давления в двигателе. При разработке первых образцов ракетной техники на бездымных порохах конструкторов, в первую очередь, интересовала зависимость максимального давления в двигателе от конструктивных параметров двигателя и характеристик заряда.
В Советском Союзе впервые такие исследования были проведены в первом отделе ГД Л под руководством Г. Э. Лангемака, который изложил их результаты в своей книге «Проектирование реактивных снарядов и тяговых ракет». Эта" книга, вышедшая в 1934 г. в издании Артиллерийской академии им. Дзержинского [32], явилась первым печатным пособием по проектированию PC на бездымном порохе. При экспериментах определялась зависимость максимального давления в камере РДТТ от природы пороха, плотности заряжания, воспламенителя, формы и площади поверхности заряда, размеров соплового очка. На основе проведенных исследований Г. Э. Лангемаком был разработан эмпирический метод определения максимального давления в камере РДТТ рт.
Г. Э. Лангемак ввел понятие приведенного диаметра заряда
= So
где So —— начальная поверхность горения заряда. По опытным данным ои построил графики p^nNdw/OnJ для пороха Н в диапазоне давлений от 100 дс 6。6 ^г/см2 (10—60 МПа). Он установил, что на величину р,« влияют также характер укладкм шашек и конструкция диафрагмы.
Впоследствии исследование внутренней баллистики РДТТ возглавил Ю. А. Победоносцев. На основании большого опытного материала, накопленного в РНИИ, он предложил свой эмпирический метод определения максимального давления, рассматривая его как функцию двух параметров:
(7.8)(7.8)Pl侏，в)・
(7.8)
(7.8)
Здесь В=(х2+т)Хд)|, где х ——параметр Победоносцева; хд==5о//7д；
尸」——площадь свободного прохода газов в диафрагме; т)——коэффициент, равный 1,0 для колосниковых диафрагм и 0,5——0,6 ——для диафрагм с ножками;三 ——коэффициент, равный 1 для одноярусного заряда из длинных шашек, и больше 1 —— для многоярусных зарядов.
Для определения pltl при использовании зарядов из пороха Н Q. А. Победоносцевым были предложены графики, построенные в координатах
рт = /(^кр %. 8),
где dKp%=(dKp/Dnp)\00 при В, изменяющемся от 104 до 55• 103. При использовании графиков для других марок пороха в графики иужио было
входить по значению Bf ^В --—, где f, 〃[“ ——соответственно, сила по- роха и единичная скорость горения для состава Н и /', 〃厶一для пороха, для которого определяется давление. Результаты своих исследований Ю. А. Победоносцев опубликовал в 1938 г. [49].
Оценивая практическую значимость метода, предложенного Ю. А. Победоносцевым, следует отметить, что он впервые позволил с достаточной надежностью рассчитывать максимальное давление в РДТТ. Большинство PC, разрабатывавшихся в Советском Союзе в первой половине XX в., рассчитывались по методу Ю. А. Победоносцева.
Научная ценность метода КЭ. А. Победоносцева состоит в том, что он впервые попытался установить единство задачи внутренней баллистики и газовой динамики ракетной камеры посредством комплексного параметра 8, учитывающего основные эффекты течения газа вдоль заряда и через диафрагму.
Попытки решения основной задачи внутренней баллистики РДТТ на основе закона скорости гореиня артиллерийских порохов. Первым фундаментальным теоретическим исследованием внутренней баллистики РДТТ явилась работа советского ученого профессора Д. А. Вентцеля «Теория реактивного действия» [9]. В последующем внутренняя баллистика полузамкнутого пространства стала объектом исследований профессора И. П. Граве, изложившего его результаты в III выпуске своего многотомного труда «Внутренняя баллистика» (1936 г.) [15] Горение пороха в не вполне замкнутом объеме рассматривалось профессором М. Е. Серебряковым [58].
Труды этих ученых сыграли важную роль в становлении внутренней баллистики РДТТ, в разработке аналитических методов решения ее задач. В область ракетной техники они привнесли высокую культуру баллистической науки артиллерийских систем, строгую методологию теоретических исследований, которая всегда отличала русскую баллистическую школу.
Вместе с тем теоретическим исследованиям этого периода был присущ общий весьма существенный недостаток. В них не учитывались в должной мере специфические условия горения порохов в ракетной камере. Решение основной задачи внутренней баллистики РДТТ пытались построить на базе постулатов баллистики артиллерийских орудий. Из них наиболее ошибочным являлся закон скорости горения пороха, который во всех упомянутых работах закладывался как и = и*р, т. е. в таком виде, в котором он принимался в ствольной артиллерии. Таким он просматривался на основании артиллерийской практики, которая ие обнаруживала другой
Рис. 7.1. Условия статической устойчивости давления в РДТТ:
а — для закона u=uip; 6 — для степенного закона горения прн *vl; в — для линейного двучленного закона горения
связи скорости горения с давлением, а также влияния иа скорость горения других факторов.
Несостоятельность такого подхода поясняет рис. 7.1, на котором пред- ставлены графики зависимости от давления расхода газов через сопло н прихода их при различных законах горения пороха. Для линейного закона u = uip пересечение прямых линий, выражающих зависимости прихода и расхода газов, имеет место при р = 0. Это значит, что малейшее отклонение режима работы двигателя от номинальных параметров должно привести либо к резкому нарастанию давления в двигателе, либо к его спаду.
Как следует из графиков, приведенных иа рис. 7.1, устойчивый процесс горения порохов в ракетной камере может иметь место при сте- пенном законе горения u = u\pv при v< 1 или при линейном двучленном законе и = а + Ьр.
Точка пересечения графиков расхода и прихода пороховых газов для этих случаев отвечает установившемуся давлению в двигателе ркуст. Исследования процесса горения пороха в условиях ракетного дви- гателя подтвердили существование и степенного и линейного двучленного законов скорости горения. Одновременно было выявлено влияние на скорость горения пороха эрозионного и температурного факторов.
Таким образом, к началу 40-х годов был получен эмпирический закон горения ракетных порохов (см. гл. 5), который в общем виде .может быть записан как
(7.9)(7.9)w = W|0/(x)(p(7'3)pv.
(7.9)
(7.9)
Зтот закон явился фундаментом теоретических методов определения максимального (рабочего) давления в РДТТ и решения основной задачи внутренней баллистики двигателя.
Частичное решение основной задачи виутреиией баллистики РДТТ для квазистациоиариых режимов его работы. Поскольку работа РДТТ в течение продолжительного по времени периода протекает в квазистацио- нарном режиме, представляется возможным для этого периода опреде- лнть давление в двигателе иа основании элементарной формулы Бори (2.1). Одиако на практике такой, казалось бы, простой подход к решению основной задачи внутренней баллистики РДТТ встречает значительные 132 ， W
трудности. Формула Бори основывается иа иуль-мерной постановке задачи, когда термодинамические параметры полагаются одинаковыми по всему свободному объему ракетной камеры. При этом предполагается, что горение пороха по длине заряда происходит при одинаковых условиях, а давление, определяющее скорость горения пороха, равно давлению иа входе в сопло, определяющему расход истекающих газов. В действительности по длине заряда происходит падение статического давления и увеличение скорости газового потока, что существенно сказывается на изменении скорости горения пороха. Значительные гидравлические потери имеют место при внезапном расширении потока газов, поступающих из полости заряда в предсопловый объем камеры.
Следовательно, формула Бори могла быть использована для рассматриваемой цели лишь при наличии дополнительных зависимостей, определяющих осредненные по длине камеры значения скорости горения пороха и давления. Для получения таких зависимостей потребовались специальные исследования газовой динамики внутрикамерных одномерных течений. Подобные исследования были проведены рядом авторов. Из наиболее ранних укажем на работы Я. М. Шапиро [71], Р. Уимпресса [67].
Полное решение основной задачи виутреиией баллистики РДТТ. В рабочем процессе РДТТ важную роль играют нестационарные режимы. К ним относятся:
подъем давления в двигателе после воспламенения заряда до выхода на стационарный режим работы;
переходные режимы при ступенчатом изменении поверхности горения; спад давления после выгорания заряда.
Впервые законченное решение основной задачи внутренней баллистики РДТТ, включающей нестационарные режимы работы, насколько нам известно, было изложено в работе профессора Я. М. Шапиро, вышедшей в 1944 г. [71].
Для решения была использована упрощенная система уравнений динамики камеры РДТТ:
уравнение материального баланса камеры
4恤 V с
(7.10)
уравнение
газоприхода
y=pTSuipv; _
(7-11)
уравнение
расхода газов
через сопло
厂(Р《Р尸кр
5= —；
Vx/7
(7-12)
уравнение
Лаижевеиа
%=%/£;
(7.13)
уравнение
состояния
m 一吵в
(7.14)
Здесь /Ик — масса газа, находящегося в камере в момент f； х — коэф, фициент тепловых потерь.
Согласно уравнению (7.13), температура газов в камере принималась для всего процесса постоянной. Как показали специальные исследования того же автора, температура газов в начале процесса весьма быстро стремится к уровню, определяемому уравнением (7.13), что н оправдывает его правомерность.
Коэффициент х принимался постоянным во времени. В последующих работах того же автора он рассматривался как переменная величина.
Общее решение данной системы уравнений в наиболее законченном виде было изложено в работе [74]:
(7.15)(7.15)х/Рт 1п(1 + ^) =е(М р)—Ф(м ро).
(7.15)
(7.15)
где Ф(^, р)—，^У — ; 2 ——относительная доля сгоревшего заряда;
屮а尸кр^ =——комплексный параметр заряжания; Ь =uioPTSf(xh/xfpро — давление воспламенителя.屮а尸кр^ =——комплексный параметр заряжания; Ь =uioPTSf(xh/xfpро — давление воспламенителя.Рт%вРт%в一1；一1；
屮а尸кр
^ =——комплексный параметр заряжания; Ь =
uioPTSf(xh/xfp
ро — давление воспламенителя.
屮а尸кр
^ =——комплексный параметр заряжания; Ь =
uioPTSf(xh/xfp
ро — давление воспламенителя.
Рт%в
Рт%в
一1；
一1；
Полученная формула позволяла, задаваясь произвольными значениями R прн использовании затабулированной функции Ф(М р) построить зависимость р = /(屮)или p = f(t) с момента воспламенения заряда до выхода двигателя на режим номинальных параметров.
Исследуя полученное решение, Я. М. Шапиро пришел к выводу, что на любой стадии горения заряда существует некоторое предельное давление рпр, к которому действительное давление в ракетной камере стремится ассимптотически. Это предельное давление равно
и представляет собой давление, соответствующее строгому равенству прихода и расхода газов при данных условиях заряжания. С изменением условий заряжания (изменения 然，поверхности горения S и др.) меняется и величина рпр, т. е. того предела, к которому стремится значение текущего давления в двигателе.
На начальном этапе работы двигателя после воспламенения заряда текущее давление существенно отличается от рпр, иногда в несколько раз. Однако в дальнейшем это различие уменьшается и для основного участка индикаторной диаграммы давления составляет всего 1—2 %. Это позволяет упростить решение основной задачи баллистики, разбив ее на два этапа:
расчет выхода двигателя на режим номинальных параметров по уравнению (7.15);
расчет изменения давления в двигателе после достижения максимального (номинального) значения по формуле (2.1), полагая режим работы квазистационарным.
В дальнейшем совершенствование виутрибаллистического расчета РДТТ происходило в направлении бо.чее корректного учета различного
рода потерь в камере сгорания н в сопле, привлечения зависимостей газовой динамики нестационарных течений, достижений в области теории горения и химической термодинамики, перехода от нуль-мерной к одномерной модели.
РАЗВИТИЕ ТЕОРИИ ГОРЕНИЯ ПОРОХОВ
К началу разработки образцов ракетной техники на бездымном порохе теория горения порохов находилась в самой начальной стадии развития. В известной мере запоздалое развитие этой дисциплины обуславливалось тем, что артиллерия не предъявляла спроса к теории горения: при разработке новых артиллерийских систем баллистики вполне удовлетворялись теми ограниченными сведениями о горении порохов, которые выражались геометрическим законом изменения поверхности и линейным законом скорости горения. Но эти зависимости выражали лишь внешнюю сторону процесса горения, не раскрывая его физико-химической сущности, его связи с природой пороха и условиями его сжигания.
В сп'личие от внутренней баллистики, где теоретические зависимости могут быть непосредственно проверены экспериментом, теория горения имеет дело с процессами, локализованными в зоне микроскопического масштаба у поверхности топлива, не поддающимися визуальному наблюдению. Поэтому развитие теории горения шло по пути создания гипотез и их сопоставления с внешними проявлениями исследуемого процесса.
Весьма обстоятельный обзор ранних представлений о механизме горения порохов, вытекающих из артиллерийской практики, дан в работе И. П. Граве [16].
В качестве одной из первых он приводит гипотезу Летана (1919 г.). Сущность процесса горения пороха Летан свел к распаду его молекул при бомбардировке поверхности заряда молекулами пороховых газов. Им впервые была предложена аналитическая зависимость для определения линейной скорости горения пороха. Поскольку определяющим фактором горения по Летану является частота ударов газовых молекул, полученная им формула указывает на линейную зависимость скорости горения пороха от давления, что вполне согласовывалось с линейным законом скорости горения, применявшимся во внутренней баллистике артиллерийских орудий.
Последующие работы Швейкерта и Ямага также не пошли далее гипотезы разложения пороха вследствие бомбардировки его поверхности газовыми молекулами.
Существенный шаг в развитии представлений о механизме горения порохов был сделан Мюрауром [16]. Придерживаясь в целом концепции Летана, Мюраур полагал, что в результате бомбардировки сначала образуются молекулы промежуточных соединений, например NO, который в дальнейшем вступает во взаимодействие с СО н Н2 c образованием конечных продуктов сгорания пороха. Следовательно, к поверхности горения прилегает зона с температурой ниже конечной температуры пороховых газов н, лишь возрастая от слоя к слою, температура газов достигает этого верхнего уровня. Таким образом, Мюраур первым признал, что в процессе горения топлива играют известную роль и процессы теплопередачи в контактной зоне, прилегающей к поверхности горения. Предложив
зависимость u = a + 6p, Мюраур указал, что с ростом давления контактная зона будет сжиматься. При этом роль теплопередачи, характеризуемая слагаемым а, падает н двучленная зависимость трансформируется в формулу и = Uip.
Главным моментом всех предложенных теорий является предположение о неравенстве температур на поверхности пороха и пороховых газов возле этой поверхности. Поэтому эти теории получили впоследствии в литературе название теорий температурного скачка. В них сказалось характерное для начальных исследований любого явления стремление объяснить его на основе простейшего механизма, в данном случае 一 бомбардировкой газовыми молекулами поверхности пороха.
Уже при разработке первых образцов ракетной техники на бездымном порохе встретились явления, связанные с сжиганием пороха в полузамкнутом объеме； которые не укладывались в рамки прежних представлений о механизме его горения. Практика проектирования РДТТ настоятельно требовала разработки новой теории горения порохов, которая смогла бы объяснить аномалии при горении ракетных порохов, обосновать критерии устойчивости горения и тем самым создать научные предпосылки для рациональной организации рабочего процесса двигателя и для разработки
новых рецептур ракетных порохов.
Однако запроса практики было недостаточно для появления каче
ственного скачка в развитии теории горения порохов. Требовалось также, чтобы для этого были созданы необходимые теоретические предпосылки самой внутренней логикой развития научного познания горения. Такой «точкой роста», обусловившей подъем познания процессов горения на более высокий научный уровень, явилась работа А. Ф. Беляева, который выдвинул новую концепцию горения вторичных взрывчатых веществ [5]. Сравнивая скорости химического разложения и испарения нитрогликоля, он показал, что вероятность испарения этого ВВ при подводе тепла к его поверхности в 1012 раз больше вероятности его разложения. Следовательно, химическому разложению (горению) нитрогликоля должно всегда предшествовать его испарение, а горение возможно только в газовой фазе на некотором удалении от поверхности ВВ. Вследствие испарения поверхность ВВ перемещается со скоростью и, сохраняя при этом постоянную температуру, равную температуре кипения.
Исходя из концепции Беляева
другой советский ученый Я. Б. Зельдович построил свою теорию горения бездымных порохов [20]. Согласно его теории горение бездымного пороха представляет собой последовательность физико-химических процессов, начинающихся в твердой фазе и завершающихся в газовой фазе на некотором удалении от поверхности заряда образованием равновесного состава продуктов сгорания. В этом многостадийном процессе регулирующая： роль принадлежит теплопередаче. Предложенная Я. Б. Зельдовичем модель горения пороха представле-
на иа рис. 7.2. Под действием теплового потока, подводимого к поверхности заряда из газовой фазы, происходит прогрев слоя пороха; прилегающего к Поверхности, вследствие чего на поверхности она достигает значения, при котором происходит газификация пороха ——эндотермическое превращение твердого пороха в газообразные продукты, способные к горению в газовой фазе. Газообразные продукты за счет теплопередачи прогреваются до температуры, при которой начинается химическая реакция, завершающаяся образованием конечных продуктов горения пороха. Температура на поверхности заряда ——температура газификации Ts ——по Зельдовичу является величиной постоянной.
На основе теоретических представлений о механизме горения бездымных порохов, сформулированных Я. Б. Зельдовичем, появились две гипотезы для объяснения аномального горения зарядов в ракетном двигателе при высоких значениях х, анализ которых был дан в работе [3].
Первая из гипотез, получившая название «гипотезы сдувания》，была выдвинута профессором Ю. А. Победоносцевым. Согласно этой гипотезе при больших скоростях газового потока, соответствующих высоким значениям х, происходит 《сдувание》с поверхности горения неуспевших прореагировать продуктов газификации. Это приводит к снижению тепловыделения в газовой фазе, а следовательно, к снижению температуры газов н, в конечном счете, к затуханию горения.
Вторая гипотеза, получившая название «гипотезы раздувания», была выдвинута Я- Б. Зельдовичем и О. И. Лейпунским. Они указали на «внутреннюю трудность гипотезы сдувания》，поскольку эта гипотеза вступает в противоречие с фактом интенсификации горения пороха при увеличении скорости газового потока. Возражением против «гипотезы сдувания» являлся также тот факт, что затухание заряда обычно наблюдалось не в начальный момент, когда скорость газового потока была наибольшей, а после сгорания некоторой доли заряда, когда значение х становилось существенно ниже начального хо- По мнению авторов второй гипотезы, после ускоренного выгорания части заряда за счет «раздувания» при высоких значениях 然 происходит резкий спад давления, который является первопричиной аномального горения.
Согласно теории Я- Б. Зельдовича при установившемся процессе каждой скорости горения соответствует своя толщина прогретого слоя пороха： меньшая ——для больших скоростей горения при высоких давлениях, большая —— для меньшнх скоростей горения при более низких
Рис. 7.3. Нарушение устойчивости горения пороха при резком спаде давления: а — распределение температуры в заряде при большой скорости горения U); 6 ——распределение температуры в заряде при малой скорости горения иц； в — «провал» скорости горения при переходе от режима большой скорости горения к малойРис. 7.3. Нарушение устойчивости горения пороха при резком спаде давления: а — распределение температуры в заряде при большой скорости горения U); 6 ——распределение температуры в заряде при малой скорости горения иц； в — «провал» скорости горения при переходе от режима большой скорости горения к малой
Рис. 7.3. Нарушение устойчивости горения пороха при резком спаде давления: а — распределение температуры в заряде при большой скорости горения U); 6 ——распределение температуры в заряде при малой скорости горения иц； в — «провал» скорости горения при переходе от режима большой скорости горения к малой
Рис. 7.3. Нарушение устойчивости горения пороха при резком спаде давления: а — распределение температуры в заряде при большой скорости горения U); 6 ——распределение температуры в заряде при малой скорости горения иц； в — «провал» скорости горения при переходе от режима большой скорости горения к малой
Рис. 74 Схема горения бездымного пороха, принятая в настонщее времяРис. 74 Схема горения бездымного пороха, принятая в настонщее времядавлениях (рис, 7.3). При изменении режима горения происходит перестройка температурного профиля в прогретом слое.
Рис. 74 Схема горения бездымного пороха, принятая в настонщее время
Рис. 74 Схема горения бездымного пороха, принятая в настонщее время
При переходе от высоких давлений к более низким такая перестройка связана с тем, что часть тепла, подводимого к поверхности горения, расходуется на повышение запаса тепла в прогретом слое. Если время, необходимое для такой перестройки температурного профиля (время тепловой релакса
ции), окажется существенно больше времени падения давления в двигателе, при пониженном давлении сохранится температурный профиль, отвечающий горению при высоком давлении. При этом значительная доля тепла, подводимого к поверхности заряда, будет расходоваться не на газификацию пороха, а на дополнительный прогрев его поверхностного слоя. Скорость горения пороха при этом упадет (см. рис. 7.3, s), что вызовет дальнейший спад давления. В конечном счете это приведет к аномальному горению или полному уга
санию заряда.
Работа Я. Б. Зельдовича положила начало новому этапу в развитии научных представлений о механизме горения бездымных порохов. Она явилась основой для последующих теоретических и экспериментальных исследований в этой области, развернувшихся широким фронтом как в Советском Союзе, так и за рубежом. Не имея возможности рассмотреть содержание всех работ, появившихся в рассматриваемый период, остановимся на основных положениях важнейших нз них.
Райсом и Джинеллом была предложена модель горения бездымного пороха [19], представляющая дальнейшее развитие модели Я- Б. Зельдовича. Согласно предлагаемой модели (рис. 7.4) на поверхности горения пороха образуется зона вспенивания, представляющая промежуточное состояние между твердым порохом и газовой фазой. Было установлено, что процесс газификации является экзотермическим и сопровождается выделением количества тепла Qs на 1 кг пороха.
К зоне вспенивания примыкает находящаяся в газовой фазе зона, иазваиная авторами зоной газификации. В ней за счет восстановления NO2, образующегося при газификации пороха, до NO протекают процессы окисления горючих продуктов газификации. Следующая область получила наименование подготовительной и.пи предпламенной зоны.
В подготовительной зоне происходит накопление активных центров, которое на ее внешней границе завершается образованием светящегося пламени (пламенная зона). В пламенной зоне происходит догорание СО н Н2 за счет восстановления NO до N2. При этом выделяется большое количество теплоты и образуются конечные продукты сгорания с температурой 7»
Уилфонг, Пеннер и Даниэле [19] высказали предположение, что в области, которую можно условно назвать поверхностью горения пороха* скорость газификации (линейная скорость горения пороха) следует зависимости от температуры поверхности Т$, выражаемой функцией Аррениуса:
a = K疋布 、 (7.17) где Ки — химическая константа; £ — энергия активации; R — газовая постоянная.
В последующем зависимость (7J7) была подтверждена экспериментом.
Следовательно, все факторы, определяющие скорость горения пороха (давление, скорость газового потока, начальная температура), вызывают ее изменение постольку, поскольку они определяют уровень тем- пературы Ts на поверхности горения. Казалось бы, зависимость (7.17) опрокидывает прежние теоретические представления о горении порохов, основанные на постоянстве Ts. В действительности это не так. График функции Аррениуса имеет s-образную форму с нулевым наклоном при fs->0 и T$f 8 и с точкой перегиба при Т\ = E/4R. Значения Н” соответствующие реальным режимам горения известных пороховых составов, лежат левее перегиба кривой, но на весьма крутом ее участке. При этом изменению скорости горения пороха в 3—4 раза (при изменении давления 〜в 7 раз) соответствует изменение Л на 12—14 %. Итак, постулирование постоянства величины Т$ в прежних теориях представляется как ее осреднение в некотором ограниченном рабочем диапазоне.
Здесь мы сталкиваемся с проявлением закономерности, известной в науковедении как принцип соответствия, впервые подмеченный в 1913 г. Н. Бором. Суть этого принципа состоит в том, что теории, установленные ранее экспериментально для некоторой области явлений, не отметаются
новыми теориями, а сохраняются как их частный случай для преж- ией области..
Другими словами, зависимость (7.17) не отрицает выводы прежних работ, а уточняет их. Она до- полняет теорию математическим аппаратом, позволяющим вникнуть в суть нестационарных процессов горения пороха, т. е. таких процессов, когда скорость горения не следует эмпирическому закону 〃= =〃炉 Одним из таких процессов является вибрационное горение (см. разд. 5.2). Физическая сущность этого явления разъясняется с помощью графика функции Аррениуса на рис. 7.5. КолебателЬ' ные процессы в газовой среде порождают периодические изменения теплоподвода к поверхности заря- да, а следовательно, и колебания Температуры Т$ относительно ее среднего (стационарного) знача ния 7$力 Как следует из графН' ка, симметричные отклонения Т$ порождают одностороннее (в сто-
рону увеличения) изменение средней по времени скорости горения, поскольку |+Ли|>|~Ди|, что и приводит к взмывам давления в дви> гателе.
То, что было достигнуто теорией горения порохов к концу рассматриваемого нами периода,.полученные ею результаты представили большую познавательную и практическую ценность, так как помогли уяснить роль отдельных факторов в горении порохов и их влияние на рабочие параметры двигателя, а также явились подспорьем при разработке новых рецептур порохов. 』 7.4. РАЗВИТИЕ ВНЕШНЕЙ БАЛЛИСТИКИ ■ НЕУПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ .
Предмет внешней баллистики неуправляемых ракет на твердом топливе слагается из решения двух задач:
расчет поступательного движения центра масс ракеты, т. е. определение баллистических параметров траектории, завершающееся установлением дальности полета;
расчет колебательного движения ракеты вокруг ее центра масс с целью проверки устойчивости ее полета и оценки ожидаемого рассеивания ракет.
Расчет траектории НРС. Отличительной особенностью траектории ракеты является наличие активного участка, на котором ракета движется под воздействием тяги двигателя. Для расчета этого участка представлялось возможным использовать уже известную систему уравнений движения артиллерийского снаряда, дополнив действующие силы тягой двигателя Р и включив уравнение, учитывающее изменение массы ракеты при выгорании заряда.
При этом система уравнений движения центра масс ракеты на активном участке приняла вид
т(1—卩)Р⑴—с*^~Sm — mo(l — ")g sin 0; (7.18)
de dTde dTcos 0cos 0(7.19)(7.19)
de dT
de dT
cos 0
cos 0
(7.19)
(7.19)
(7.20)(7.21)(7.20)(7.21)Z=ucos9;黑…ne；
(7.20)
(7.21)
(7.20)
(7.21)
♦ J G(/)d/
林=О——.(7.22)
Для численного интегрирования этой системы должны быть заданы зависимости Р(/), 6(/), которые находятся из решения основной задачи внутренней баллистики РДТТ, а также зависимость cx = f(M), определяемая аэродинамическими исследованиями. Такой метод при отсутствии ЭВМ представлялся весьма трудоемким. Поэтому в указанный период были предложены аналитические решения, основанные на ряде упро* шающих допущений. Основополагающим обстоятельством для такм* 140
упрощений явилось то, что на активном участке НРС- тяга двигателя во много раз превосходит остальные силы, входящие в уравнение (7.18). Это позволило решить задачу методом последовательных приближений.
В первом приближении учитывалась либо только одна сила тяги двигателя [75], либо/сила тяги и сила тяжести [11]. В обоих случаях сила сопротивления воздуха принималась равной нулю.
При определении скорости НРС во втором приближении вводилась поправка на сопротивление воздуха А% вычисляемая по значениям скорости первого приближения vA}. При допущениях, что G = const, а зависимость с*(Л4) удовлетворяет одному из законов сопротивления, принятых для артиллерийских снарядов (индивидуальные отклонения учитывались коэффициентом формы z), представлялось возможным при расчете поправки Аи^ использовать затабулированную функцию Li(V). При этом во втором приближении скорость иА2 определялась как
咖=041_ ^^ 厶mi)_g sin 0cpT.
где Co — баллистический коэффициент при ц=0; т — время работы двигателя.
厌+"
Изменение угла тангажа на активном участке определялось интегрированием уравнения (7.19). При этом в него подставлялось значение и, рассчитываемое по формуле Циолковского. Угол в конце активного участка траектории определялся из зависимости
自（办）一自（0。）= - / 风也4）一生（林。）］,（7.23）
где g(0) = ln tg ракеты; /<2(卩)где g(0) = ln tg ракеты; /<2(卩)(丄斗三)；^= ^~ — начальная тяговооружениость —2 зат赤улнрованнан функция. Индекс《0» относится
где g(0) = ln tg ракеты; /<2(卩)
где g(0) = ln tg ракеты; /<2(卩)
к моменту схода с направляющих.
На практике наиболее широкое применение ввиду его удобства получил метод, при котором траектория НРС делилась на три участка (рис. 7.6), для каждого из которых баллистические параметры рассчитывались отдельно.
Наиболее протяженным участком траектории, в первом приближении определяющим дальность НРС, является участок АВ, Движение НРС на этом участке описывается системой уравнений (7.18) — (7.22). При этом в уравнении (7.18) следует положить Р=0, ц = цд. В Совет- ском Союзе в 40-х годах применялись баллистические таблицы АНИИ,
Рис. 7.6. Составляющие полной дальности НРСРис. 7.6. Составляющие полной дальности НРСвычисленные для закона сопротивления (1930 г.) Гарнье-Дюпюи и баллистический сборник Артиллерийской академии, вы- инсленный для закона сопротив- пення Сиаччи [72]. Таблицы со- Держали такие баллистические параметра, как дальность и вы- 8та траектории, полетное время н параметры точки падения: °в, %• Входными параметрами
Рис. 7.6. Составляющие полной дальности НРС
Рис. 7.6. Составляющие полной дальности НРС
являлись: начальная скорость и。，угол бросания Оо и баллистический коэф, финиент с Прн расчете участка АВ траектории НРС в такой сборник нужно было входить, полагая vo=vA, 9о = Оа» с = сА〃(Уа)
Из баллистическогоИз баллистического儿=Рв yj Рв д = 0，
Из баллистического
Из баллистического
где сА рассчитывался по пассивной массе НРС.
сборника определялись дальность участка Хав， а также параметры
использовались при- пслагая этот участокиспользовались при- пслагая этот участокв точке В.
использовались при- пслагая этот участок
использовались при- пслагая этот участок
Для третьего участка С, ввиду его малости, блнженные методы расчета. В работе [11] авторы. Прямолинейным, рекомендовали зависимость
Хвс = 9а ctg 0в-
Полная дальность НРС определялась как сумма: Хе = Ха + Хав +Хви
Исследование колебательного движения НРС. Оценка ожидаемого рассеивания. Основной научно-теоретической проблемой внешней баллистики НРС явилась разработка расчетных методов оценки ожидаемого рассеивания, позволяющих на этапе проектирования нового образца предусмотреть меры обеспечения необходимой кучности.
(7.24)(7.24)При стрельбе по наземным целям рассеивание НРС характеризуется срединным отклонением по дальности Вд и боковым отклонением Вб. Срединное отклонение по дальности определяется как ^(^у+(^у+^гХ
(7.24)
(7.24)
где ^‘ 雾’^ ~ коэффициенты влияния соответствующих факторов на дальность стрельбы, определяемые обычными методами внешней баллистики; 「г, г?а， гед — срединные отклонения, характеризующие разброс баллистического коэффициента с, скорости ?人 и угла 6д.
Боковое отклонение Вб является результатом проявления независимых факторов, действующих на активном и пассивном участках: 成=瓦人+%.
Учитывая доминирующую роль активного участка в боковом разбросе НРС, большинство исследователей исходило из предположения, что
8б а Вg^.
Если обозначить через i|)A угловое отклонение траектории центра масс НРС в конце активного участка (рис. 7.7) в плоскости бросания, составляющей с горизонтом угол 0А, то соответствующее ему срединное боковое отклонение определится как
° cos 0А
Таким образом, задача предвычисления ожидаемого рассеивания НРС сводилась к определению характеристик разброса А, 5'
Определение разброса rc, обусловленного
главным образом допусками струкцни НРС и заряда, не
на массы кон-составляет осо-на массы кон-составляет осо-бой трудности. Определение гОд связано, кроме того, с учетом разброса удельного импульсу /у. Главная трудность состояла в определениях разброса угловых отклонений гфЛ н гОд. Этн отклонения вызываются в основном одними и теми же факторами, хотя в формировании рассеивания НРС они ведут себя ПО' разному. Именно на решение этой задачи и направлены были усилия научных коллективов и отдельных исследователей.
на массы кон-составляет осо-
на массы кон-составляет осо-
Как уже отмечалось, еще в середине XIX в. суждения о причинах рассеивания ракет были высказаны К- И. Константиновым, который в качестве первостепенного фактора назвал эксцентриситет реактивной силы (см. гл. 4).
Первые систематические исследования рассеивания оперенных PC были проведены в Советском Союзе в 1936—1939 гг. при разработке PC калибра 82 и 132 мм. Исследовательскую группу по изучению устойчивости полета оперенных PC и улучшению кучности их боя возглавлял инженер М. К. Тихонравов, получивший впоследствии известность как ближайший соратник С. П. Королева и выдающийся советский ученый в области
рас-рас-ракетно-космической техники. Всего было
рас-
рас-
смотрено 27 факторов, НРС как на активном.
участках траектории.участках траектории.возмущающих полет так н на пассивномвозмущающих полет так н на пассивномБыли выделены первостепенные силы и моменты, которые вошли в систему уравнений, описывающих плоские колебания оперенного PC на активном участке траектории. В работе М. К- Тихонравова [16] эта система уравнений была представлена в виде
участках траектории.
участках траектории.
возмущающих полет так н на пассивном
возмущающих полет так н на пассивном
т” 雾="а；(7.25)
a塞=也一МТ一М0；
中=屮+ 0
Здесь а ——угол атаки ——угол между касательной к траектории и осью Ракеты; -ф — угловое отклонение — угол между осью пускового станка н касательной к траектории;而一угол поворота ракеты в плоскости Движения, т. е. угол между осью пускового станка и осью ракеты;
— экваториальный момент инерции ракеты; М\ — момент, созда-
ваемый эксцентриситетом реактивной силы 厶(乂厶=「人)； Мст——стабн- лизирующий аэродинамический момент, равный М仃=团：《 等 $財厶 Мд ——аэродинамический демпфирующий момент, .равный М^д = m^pvSMl2 (/ — характерная длина PC); 喈，团刃一аэродинамические коэффициенты.
Согласно приведенной выше системе уравнений, механизм углового отклонения PC состоит в том, что момент, создаваемый эксцентриситетом реактивной силы, в случае преобладания над моментами 乂片 и 此 вызывает поворот ракеты вокруг ее центра масс. Возникающий при этом угол атаки а приводит к образованию боковой составляющей реактивной силы Ра, которая уводит ракету в сторону от первоначального заданного ей направления полета. Используя характеристики отрабатываемых образцов и результаты проведенных стрельб, М. К. Тихонравов решил предложенную им систему уравнений численно. Это позволило ему на примере конкретных образцов получить качественную картину колебательного движения PC на активном участке.
Наиболее важный вывод проведенного исследования был М. К- Тихонравовым сформулирован так: «Максимальные отклонения ракетный снаряд получает во время активного полета, причем решающее значение имеет первая четверть или первая треть этого участка полета, считая по временя》，после чего угол ф меняется мало [65].
Таким образом, М. К. Тихонравов явился первооткрывателем весьма важного для теории рассеивания ОРС понятия, которое впоследствии получило наименование критического участка траектории.,
В качестве основных рекомендаций по улучшению кучности выдвигались: уменьшение эксцентриситета реактивной силы; повышение скорости схода PC с направляющих; увеличение площади (размаха) стабилизатора.
Последующий важнейший этап в изучении рассеивания PC в Советском Союзе приходится на годы Великой Отечественной войны. В этот период (1941 —1945 гг.) под руководством академика С. А. Христиановича был проведен большой цикл исследований, в котором весьма удачно сочетались большие экспериментальные работы в НИИ и на полигонах с фундаментальными теоретическими разработками. Как известно, практическим выходом этих работ явилось создание PC улучшенной кучности ——М-13-УК н М-31 -УК. Научным результатом явилась стройная математическая теория рассеивания оперенных PC, разработанная ①.Р. Гантмахером и Л. В. Левиным [11).
Подобные исследования проводились в США, Англии и Франции. Их результаты были опубликованы в монографиях Д. Россера, Р. Ньютона и Г. Гросса [55], Р. А. Ренкина [53], Л. Дэвиса, Д. Фоллина и Л. Блитцера [18], также вышедших уже после окон* чания второй мировой войны. Этн зарубежные работы отличаются от советских методикой исследования и методами расчетов, но схожи своими выводами и рекомендациями.
Ф. П. Гантмахер н Л. М. Левин исходили из следующей смете噌 дифференциальных уравнений, описывак)ш.ей плоские колебания ОСЕ
m ^ = Pcos a—q^-Sm + P sin а; (7纟6)
144144i：
144
144
(7.27)(7.28)(7.27)(7.28)сти к квадратуре.сти к квадратуре.Рис, 7.8. Изменение углов а к 屮 в полете: a ——при наличии экцентриситета; б —— при возмущении 屮о； в — при возмущении 屮Рис, 7.8. Изменение углов а к 屮 в полете: a ——при наличии экцентриситета; б —— при возмущении 屮о； в — при возмущении 屮
(7.27)
(7.28)
(7.27)
(7.28)
сти к квадратуре.
сти к квадратуре.
Рис, 7.8. Изменение углов а к 屮 в полете: a ——при наличии экцентриситета; б —— при возмущении 屮о； в — при возмущении 屮
Рис, 7.8. Изменение углов а к 屮 в полете: a ——при наличии экцентриситета; б —— при возмущении 屮о； в — при возмущении 屮
m™ =Psin a + Cyg<S附——P【cos a;A ~^~ =PА-喈a ^^ 5制/-m5 中g5制，2,
где Pi ——боковая слагающая реактивной силы, направленная перпендикулярно оси ракеты.
В 1943 г. ими было предложено преобразование переменных, которое позволило свести интегрирование приведенной системы к интегрированию линейного дифференциального уравнения 2-го порядка с постоянными коэффициентами. Это позволило решение (определение 屮)све-
Заметим, что в работах других исследователей мы встречаемся с таким же подходом к решению задачи, отличающимся по существу лишь способом преобразования переменных.
Для всех исследований рассматриваемого зтапа характерно стремление получить аналитическое решение задачи в конечном виде. С этой целью авторы работы [11] провели интегрирование системы дифференциальных уравнений при учете лишь основных сил и моментов: Р, Р&, М”. В дальнейшем ими была оценена погрешность, вносимая такими упрощениями, и была доказана правомерности такого подхода.
J Ф. П. Гантмахер и Л. М. Ле-
I вин исходили из того, что основными факторами, определяющими угловое отклонение q%， яв- 阍ются эксцентриситет реактив- иой силы 厶 и начальные возмущения при сходе ракеты с направляющей: ф0 — началь- нн自 толчок (начальная угло- ван скорость) и 屮。——начальный угол отклонения. Интегрируя систему дифференциальных Уравнений при неполной систе- 肥 сил и моментов и при на- "нчни только одного из ука- Shhhx возмущающих факто- Р吗 исследователи получили за- ЙИсимости для расчета величи- "& ^д, обусловленной действием У*дого нз возмущающих фак- Чов.
В работе [11] было дано четкое определение критического участка траектории — начальной части активного участка, на которой происходит нарастание угла 屮.Для уяснения этого понятия обратимся к графикам на рис. 7.8, где показано изменение угла атаки для разлиц. ных возмущающих факторов. Во всех случаях колебания ракеты вокруг центра масс носят затухающий характер, поскольку с набором скоро, сти резко возрастает стабилизирующий момент. Лишь в начале движения ои невелик и не способен противостоять образованию большого угла атаки. На графике (см. рис. 7.8) показано изменение во времени углового отклонения ф, которое по отношению к углу атаки является интегральной функцией. Длина пути, отвечающая первой полуволне колебания а, и называется критическим участком траектории. Угол 屮 возрастает в основном на этом участке, а далее меняется мало.
В ряде работ результаты исследований представляются в виде графиков характеристических функций от безразмерного аргумента. Так, например, в работе Я. М. Шапиро итогом исследования являются графики функции 卷=f (Z, ZQ. Здесь характеристическая функин. ^=1|)ААа//псрД, где тср — средняя масса PC.I
Z = os; Zo = os(), о='I
где s ——путь; so ~ длина направляющей (рис. 7.9).Н
Поскольку формирование отклонения 小 заканчивается на критич" ском участке при (z—z0=5), график ограничивается по аргументу этой областью. Обозначая срединные отклонения 屮，вызванные указанными факторами, через %(А), %(©о), ^((ро) и полагая эти факто-
Рис. 79 Зависимость характеристической функции V==-r—45A от (Z—Z" при
I ры независимыми друг от друга, величину г* входящую в формулу для Во, можно определить как
%а= M%(A)F+%(屮)Г+[% (屮"Е
При расчете срединного отклонения по дальности Вд рекомендовалось принимать г0А= г^д.
Как показали проведенные исследования» радикальным способом снижения рассеивания оперенных PC является придание им вращательного движения вокруг продольной оси, так называемого проворачивания. Поскольку угловая скорость проворачивания в десятки раз меньше той, которая необходима для стабилизации ракеты посредством гироскопического эффекта, последним при расчете колебаний проворачивающегося ОРС оказалось возможным пренебречь. Для этой цели была использована та же система уравнений (7.26) —(7.28), ио только при первом слагаемом уравнения (7.28) появился сомножитель cos 6, где 6 — I угол поворота плоскости эксцентриситета. Характер зависимости 6(/) или 8(s) определяется способом придания ракете вращательного движения.
Вращение ракеты на активном участке с постоянной угловой скоростью могло быть обеспечено пуском ракеты из винтовых направляющих.
I Вращение с постоянным угловым ускорением могло быть обеспечено реактивным вращающим моментом либо косопоставлеиным оперением. Поскольку возмущающее действие эксцентриситета тяги проявляется, в основном, на критическом участке траектории, важно обеспечить на нем интенсивное вращение ракеты. Расчеты, приведенные в работе [74], показывают, что рассеивание, обусловленное эксцентриситетом, уменьшается пропорционально числу оборотов ракеты на этом участке. Однако, как показал анализ, существует оптимальное число оборотов, :при превышении которого усиливается влияние начальных возмущений фо и (ро при сходе PC с направляющих, что снижает положитель- ный эффект проворачивания [11].
Весьма важным вопросом внешней баллистики является учет влияния .ветра на полет ОРС. Как отмечал еще К- И. Константинов, это влияние различно по своему характеру для активного и пассивного участков траектории. В работах [11,18, 74] действие ветра как в боковом, так и в вертикальном направлениях полагается эквивалентным нзме- ненню угла атаки иа угол, равный arctg —-г где w? — составляю- 山ая скорости ветра в рассматриваемой плоскости. Такой подход позволяет для определения отклонения НРС, вызываемого ветром на активном участке, использовать с некоторыми изменениями рассмот- репную ранее систему уравнений.
Наряду с оперенными PC в 30-х — 40-х годах получают развитие турбореактивные снаряды (ТРС), стабилизируемые в полете вращением. Проектирование ТРС поставило перед теорией две основные задачи: обоснование условия устойчивости ТРС в полете;
определение ожидаемого рассеивания ТРС и обоснование путей его снижения.一
Решение первой задачи в значительной мере упрощалось тем, что усло- в”е гироскопической устойчивости ТРС на пассивном участке траектории
совпадает с таковым для обычного артиллерийского снаряда. ЭтсГ^И волило по аналогии с формулой для определения потребной крутизнЯ нарезов ствола артиллерийского орудия определить угол наклона сопел 6с, обеспечивающий устойчивость полета ТРС на пассивном участке траектории [74]. Затем было показано, что если ТРС гироскопически устойчив в конце активного участка, то он будет устойчив вдоль всей траектории полета [74|.
Математическая модель рассеивания ТРС оказывается иной, чем для оперенных PC, и притом значительно сложнее. При большом числе оборотов (от нескольких тысяч до полутора ——двух десяков тысяч в минуту) ,обеспечивающих гироскопическую устойчивость ТРС, влияние эксцентриситета тяги сводится к минимуму. Для турбореактивных снарядов угловой разброс, а следовательно, и отклонения по дальности и направлению определяются в основном начальными возмущениями при вылете снаряда из пускового устройства.
Ось ТРС в полете совершает циклоидообразное движение, при котором между вектором скорости и осью снаряда возникает угол, называемый углом нутации. Поскольку основная слагаемая тяги ТРС действует вдоль оси снаряда, при наличии угла нутации происходит отклонение траектории полета от направления, заданного пусковым устройством. Колебательное движение ТРС (параметры прецессии и нутации) определяется величиной и направлением начального толчка ф0 и начального угла отклонения ф0- При этом следует иметь ввиду пространственный характер колебания ТРС. Как было показано в работах [18, 73], если ТРС при выходе из пусковой трубы получит толчок вверх, то в результате колебаний оси снаряда вектор скорости в конце активного участка траектории отклонится вверх и вправо. При толчке вправо вектор скорости отклонится вправо и вниз. Авторами указанных работ были получены аналитические зависимости, позволяющие при известных значениях начальных возмущений определить угловое отклонение вектора скорости ТРС в двух плоскостях в конце активного участка.
В работах [18, 74] были рассмотрены движения снаряда по направляющим и подход к определению начальных возмущений. Наиболее важным фактором, предопределяющим появление ф0» признано несовпадение геометрической оси снаряда (оси геометрической симметрии) с его динамической осью, положение которой определяется распределением масс снаряда. При движении снаряда, ведомого по направляющим центрующими утолщениями, из-за динамической неуравновешенности появляются центробежные силы, которые при сходе ТРС с направляющих и порождают начальный толчок фо.
В своем развитии внешняя баллистика неуправляемых PC опиралась иа достижения аэродинамики, используя ее теоретические методы и р^ зультаты эксперимента по определению аэродинамических характеристик НРС и его отдельных частей (оперения, головной части и т. д.). Однако рассмотрение вопросов, связанных с методами определения указанных характеристик и зависимостей, является содержанием других наук и вН” ходит за пределы рассматриваемых дисциплин.
1 i
[лава 8
ОСНОВНЫЕ ЗАКОНОМЕРНОСТИ РАЗВИТИЯ
РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
В данной главе рассматриваются основные закономерности развития ракет на твердом топливе на основании анализа истории этого направления техники до окончания второй мировой войны, изложенной в предыдущих главах. С этой целью необходимо прежде всего вскрыть источники и движущие силы развития, все многообразие разработанных и разрабатывавшихся образцов, технических идей и проектов, составляющих историческую картину развития, выразить в обобщенных количественных показателях, содержащих в концентрированном виде главное, наиболее существенное в движении исследуемого объекта.
Из опыта исследования других областей и объектов техники известны два вида таких показателей:
критерии развития, характеризую.щие «внутреннюю логику» развития рассматриваемого объекта, оценивающие его совершенство с чисто технической стороны;
критерии эффективности, характеризующие технический объект как «внешнюю систему», оценивающие степень пригодности его для использования по его основному назначению. '
Анализ основных закономерностей развития любого объекта техники строится на общеметодологической основе диалектического и исторического материализма. Однако законы диалектики для каждого из них имеют свое конкретное выражение в соответствии с его физической природой и принципиальными конструктивными особенностями. Выявление специфических форм проявления общих диалектических законов в развитии того или иного технического направления или объекта является зажнейшим элементом решения поставленной задачи.
Хотя объектом исследования является рассматриваемая в целом ракета на твердом топливе, основным предметом исследования данной г^авы является изучение закономерностей развития двигателя этой раке- th как элемента главным образом определяющего ее технические возможности и области применения в период до 1945—-50 гг.
КРИТЕРИИ РАЗВИТИЯ РАКЕТ
НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
Среди множества показателей, характеризующих тот или иной техни- "еский объект, можно выделить первостепенные, определяющие совершенство его устройства и эффективность функционирования. Для раке- ТЬ1 на твердом топливе выбор таких критериев вытекает из рассмотре- ння двух основных категорий ее показателей: энергетических и массово- инструктивных.
Основной энергетической характеристикой ракеты на твердом топливе яМяется удельный импульс тяги /у ее двигателя? Напомним, что на Начальном этапе развития теории РДТТ в качестве энергетической Характеристики ракетного двигателя пытались представить работу, произ-
тельной полезной нагрузкой и критериями развития /у и ательной полезной нагрузкой и критериями развития /у и аводимую тягой двигателя при разгоне ракеты. Однако известно, что работа выполняемая одним и тем же ракетным двигателем, оцениваемая кинетической энергией, приобретаемой при разгоне ракетой, существенно меняется в зависимости от массы полезного груза. В пределе, при двигателе, установленном на стенде (масса полезного груза равна бесконечности), работа силы тяги обращается в нуль. Величина же удельного импульса тяги во всех случаях, в том числе и при стендовых испытаниях, остается одинаковой. Удельный импульс тяги является единственной энергетической характеристикой, которая входит в зависимость для расчета максимальной скорости ракеты в конце активного участка траектории. Поэтому использование /у как одного из критериев развития ракеты на твердом топливе представляется вполне правомерным.
тельной полезной нагрузкой и критериями развития /у и а
тельной полезной нагрузкой и критериями развития /у и а
Значение /у в сильной степени зависит от индивидуальных особенностей отдельного образца ракетной техники и может быть учтено для отдельных этапов развития твердотопливной ракеты в значительно осред- ненном виде.
В качестве основной массово-конструктивной характеристики РДТТ обычно используют коэффициент массового совершенства двигателя a—mKJmr (см. гл. 2 и 5).
Удельный импульс тяги /у и коэффициент массового совершенства двигателя а при заданной массе полезного груза и вспомогательных элементов конструкции ракеты определяют максимально #достижимую ракетой скорость. Если массу вспомогательных элементов включить в состав полезного груза, а максимальную скорость ракеты в первом приближении приравнять значению, определяемому по формуле Циолковского, то взаимосвязь между a, vm//y и 团二团^/恤 можно представить в виде графика, приведенного на рис. 8.1. Верхняя кривая графика соответствует случаю /ппн=0, когда ракета состоит нз одного двигателя. Эта кривая для каждой совокупности значений а и /、. определяет величину (Um)max， обозначающую верхний предел скорости ДЛЯ ракеты с такими критериями развития. График позволяет оценить совместное влияние а и J? на величину vm> что особо важно для случаев, когда улучшение одной из этих характеристик (а или /у) достигается за счет ухудшения другой. '
Важнейшие технические решения, определившие главные этапы раз・ вития ракеты на твердом топливе, были связаны с оптимизацией комплекса /у, а.
ИСТОЧНИКИ И «ВНУТРЕННЯЯ ЛОГИКА» РАЗВИТИЯ
РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
При рассмотрении истории развития ракет на твердом топливе обращает на себя внимание революционизирующая роль топлива. Именно появление нового типа топлива обуславливает создание нового топливно-конструктивного типа двигателя, знаменует начало нового этапа развития ракеты на твердом топливе. При этом конструктивное решение целиком подчиняется условиям наивыгоднейшего использования топлива нового типа.
Поэтому источники движения (развития) ракет на твердом топливе следует искать во внутренних противоречиях, заложенных в самом топливе. Суть первого противоречия состоит в двойственной природе твердого топлива, которое, с одной стороны, представляет собой энергетическую систему, с другой ——является твердым телом с присущей ему той или иной механической структурой. С одной стороны, всегда существует стремление повысить энергетические характеристики топлива I за счет включения в его состав тех или иных химических ингредиентов, с другбй стороны, это часто оказывается недопустимым в реализуемом на практике твердом континиуме с приемлемыми для эксплуатации ха； рактеристиками (механическая прочность, чувствительность к механическим воздействиям и т. д.), возможностями изготовления заряда и снаряжения двигателя.
Суть второго противоречия обуславливается тем, что твердое топливо i обладает определенным комплексом баллистических характеристик» предопределяющих те или иные возможности организации рабочего процесса двигателя. А это может по-разному сказываться на другом важном источнике развития —— коэффициенте а, а также на устойчивости ра- I бочего процесса в двигателе.
Разрешение этих противоречий на определенной стадии развития I техники (химии и технологии изготовления топлив, общего уровня ма- 1 шиностроения' и т. д.) достигалось посредством разработки нового типа топлива, а затем и нового топливно-конструктивного типа двигателя.
Проследим с этих позиций основные этапы развития ракеты на твердом топливе в рассматриваемый период и сопутствующее им изме* Нение критериев развития.
Ракета на дымном порохе. Вполне естественно, что изначальным типом твердого ракетного топлива оказался дымный порох ——простей- I Шая смесь трех компонентов, из которых два ——селитра и сера —— встречались в природе в чистом виде, третий — уголь — являлся продук-
I Том, производимым человеком с древнейших времен. Как отмечалось, на I протяжении веков состав дымного пороха не претерпевал особых изменений.
I Использованию дымного пороха в ракетной технике в сильной степени благоприятствовала его способность устойчиво гореть при низких давле- Ннях, что позволяло его применять в конструкциях двигателя с малой прочностью.
Дымный порох представлял собой ракетное топливо с весьма низким Удельным импульсом, что было обусловлено как малым количеством Оплоты, выделяемой при сгорании, так и высоким содержанием конден- сироваииой фазы в продуктах сгорания.
Механическая структура заряда из дымного пороха, образуемая В процессе прессования, представляла собой агломерат частиц с жесткими связями. При такой 《жесткой》 структуре частицы окислителя чутко реагировали на внешние механические нагрузки, что обуславливало высокую чувствительность дымного пороха к удару и трению. Такая структура дымного пороха не только исключала возможность «облагораживания» его состава за счет использования более эффективных окислителей (хотя такие попытки предпринимались), но и накладывала ограничения на процентное содержание калийной селитры. В области ракетной техники наглядно проявилось противоречие между стремлением повышения энергетики твердого топлива и его жесткой механической структурой, в которую «не вписывались» ингредиенты с повышенной чувствительностью к механическим воздействиям (см. гл. 2).
Повышению удельного импульса не благоприятствовали низкие рабочие давления в двигателе и форма кривой давления. При прогрессивном горении зарядов с внутренним каналом цилиндрической формы среднециклическое значение /у было ниже того, которое достигалось при постоянном давлении, равном максимальному давлению в двигателе. Отсутствие сверхзвукового сопла, которое тогда было неизвестно, приводило к недоиспользованию даже тех скудных энергетических возможностей, которыми располагал РДТТ на дымном порохе, на 5—25 %.
Эволюция технологического процесса (применение более мощных прессов и горячего прессования) не смогла устранить указанного противоречия: дымный порох по-прежиему оставался энергетической системой с низкими показателями.
Не так обстояло дело с другим критерием развития ——конструктивно-массовой характеристикой а. Горящий изнутри заряд всей своей тол> щей защищал стеики ракетной камеры (гильзы) от нагрева в течение времени работы двигателя. В совокупности с низким давлением это позволяло изготавливать ракетную камеру тонкостенной, легкой, что обеспечивало низкое значение ct=0,5—1,1.
Согласно рис. 8.1 для ракеты на дымном порохе при а=0,5 предельно достижимое (при /пт=0) значение vm// составляло примерно 1, Г 巳(Um)max=700—800 м/с.
Максимальный калибр ракеты на дымном порохе определялся возможностями прессового оборудования первой половины XIX в. и находился в пределах 100一120 мм.
Невозможность изготовления ракет большого калибра ограничивала как предельно достижимую дальность полета, так и массу полезного груза.
Ракета на баллнститном топливе с вкладным зарядом. Разрешением внутреннего противоречия, неустранимого для дымного пороха, явилось создание топлива нового типа —бездымных коллоидных порохов, получивших наименование баллиститного топлива. Их основными компонентами явились нитроклетчатка и труднолетучий растворитель, каждый из Которых представлял собой монотопливо, т. е. химическое соединение, содержащее в структуре каждой молекулы и горючее, и окислитель. Использование нового класса соединений, содержащих богатые кислоро- дом нитратные группы, резко повысило кислородный баланс топлива.
Благодаря коллоидной структуре баллиститного топлива входящее в его состав такое вт окочувствительное к удару взрывчатое вещество, как нитироглицерин, нс проявляет этого свойства, будучи связанным с ми- 152
целлами нитроклетчатки; баллиститные топлива малочувствительны к ударам и элементы заряда из такого топлива обладают сравнительно высокой прочностью и сами по себе способны воспринимать внешние механические нагрузки.
Ракетный двигатель, созданный на основе баллиститного топлива, обладал в 2,5—3 раза большим удельным импульсом по сравнению с РДТТ на дымном порохе. Такое резкое повышение, удельного им* пульса было достигнуто за счет следующих факторов:
более высокой калорийности баллиститных топлив (примерно вдвое выше, чем дымных порохов);
очень низкого содержания (практически, отсутствия) в продуктах сгорания конденсированной фазы;
применения сверхзвукового сопла；
использования высоких рабочих давлений в двигателе.
Как при этом обстояло дело с другим показателем ——коэффициентом а?
Появление нового топлива привело к созданию нового топливноконструктивного типа двигателя—двигателя с вкладным зарядом, состоящим из отдельных пороховых элементов.
Рассмотрим недостатки такой схемы, к которым следует отнести: наличие контакта горячего газа (температура газа 2300—3100 К) с корпусом двигателя по всей его внутренней поверхности, что заставляет либо делать корпус толстостенным (если время работы невелико), либо применять мощную теплоизоляцию;
наличие специальных устройств для крепления заряда в камере и предотвращения выброса шашек при горении;
низкую степень заполнения камеры топливом.
К этому следует добавить некоторые отрицательные свойства внутренней баллистики двигателя на баллиститном топливе:
высокое рабочее давление, выбираемое из условия устойчивого горения топлива, требующее упрочнения конструкции двигателя;
зависимость давления в двигателе от начальной температуры заряда, что при рабочем давлении, выбранном из условия работы при низких температурах, обуславливает высокое давление иа верхней границе температурного диапазона использования двигателя, а следовательно, и высокое расчетное давление 啧
Перечисленные факторы обусловили существенное утяжеление конструкции РДТТ на баллиститном топливе по сравнению с двигателем на бездымном порохе.
Для образцов, применявшихся во вторую мировую войну, коэффициент а составил 2,0—2,3. В дальнейшем за счет перехода к одношашечным зарядам и применения тепловой защиты ракетной камеры (см. гл. 5) его удалось снизить до 1,0—0,85. Таким образом, РДТТ на баллиститном топливе в отношении коэффициента а представляет регресс по сравнению с ракетами XIX в.
Для того чтобы оценить итоговый эффект, обеспечиваемый переходом к новому топливно-конструктивному типу двигателя, обратимся к рис. 8.1. Для ракеты на баллиститном топливе при а== 1,0 предельно достижимое значение um/Jy составляет 0,7, что при /}~2000 м/с дает макси* мально возможную скорость 1400 м/с. При /йпн=0,2 получаем = 0,5 Л,, т. е. 1000 м/с. Таким образом, переход к новому типу двигателя обеспечил увеличение скорости ракеты на твердом топливе при-
мерно вдвое, что значительно повысило ее баллистические возможности ^ЧИ и расширило область применения.
Большим достижением, связанным с использованием баллнститного топлива, явилась возможность резкого увеличения калибра ракеты. Вна- ? чале такое увеличение было связано с использованием многошашечного заряда. В дальнейшем успехи в развитии пороходелия позволили изготавливать пороховые шашкн диаметром до 0,5 м, что позволило существенно повысить полезный груз, переносимый одной ракетой, а также увеличить дальность стрельбы (см. гл. 5).(
Однако в процессе развития баллистнтных топлив выявилось, что повышение их энергетических характеристик имеет свой предел, который в основном определяется максимально допустимым содержанием нитроглицерина——компонента с наибольшим энергосодержанием (~43%). Было также установлено, что конструктивная схема двигателя с вкладным зарядом не позволяет получить низкие значения а. Итак, невозможность повышения /у, снижения а и увеличения калибра ракеты обусло- : вили кризис ракеты на баллиститном топливе, который привел к появлению нового топливно-конструктивного типа РДТТ.
Ракета на смесевом топливе. В ходе второй мировой войны появилось твердое ракетное топливо нового типа, представляющее собой механическую смесь тонкоизмельченного минерального окислителя и горючего- связки с возможным включением некоторых энергоповышающих добавок.
Появление такого топлива было связано с разработкой стартовых ； ускорителей для самолетов. В США высокая температурная зависимость : баллнститных топлив типа JPN существенно затрудняла решение этой за- 1 дачн, начались поиски новых топлив. В нюне 1942 г. Парсонсом был предложен состав нз перхлората калия и термопластичного горючего- J связки. После ряда исследований н проб к 1944 г. была разработана . рецептура такого топлива, получившего наименование ГАЛСИТ 61 -С. Он | содержал 76 % перхлората калия. Горючее-связка состояла нз 70 % ас- 3 фальта н 30 % смазочного масла. Горючее плавилось прн температуре 1 〜135 °C, смешивалось с окислителем и заливалось в двигатель. После ,| остывания смесь отвердевала, образуя скрепленный с корпусом топливный 1 монолит. Топливо обеспечивало значение /у=1800 м/с н применялось 1 в стартовых ускорителях к самолетам ВМС США до конца войны [39|.|
Однако термопластичное горючее-связка было неудобно в эксплуата- I ции: оно размягчалось при высоких температурах, становилось хрупким н I трескалось при низких. Поиски более эффективных горючих-связок при- . I вели к открытию полисульфиднон резины» которая была использована Л для изготовления твердых топлив фирмой «Тиокол Кемикал. Корпо- рейшн» [39]. Так осуществился переход к связке термореактнвиого типа Я и было положено начало современной технологии изготовления ракет ;害 на смесевом топливе.
Основное внутреннее противоречие твердого топлива было разрешено использованием эластичного связующего материала, который, обволакн-л^В вая частицы окислителя, тем самым выполнял роль амортизирующего средства, делающего нх малочувствительными к внешним воздействиям. Так стало возможным использование более эффективных окислителей, что было недопустимо в жесткой механической структуре дымного пороха. ЯН
В настоящее время в качестве окислителя чаще всего используется ；曰 перхлорат аммония (NH4CIO4). В качестве горючего-связуюшего ве-" ■ тества применяются различные полимеры типа каучуков. Топливо * 154■
после смешения компонентов представляет собой вязкую массу. Эту массу заливают в корпус двигателя, предварительно вставив в него стержень с конфигурацией, обеспечивающей образование в заряде осевого канала нужного профиля. Перед заливкой топлива на внутреннюю поверхность корпуса двигателя наносится защитно-крепящий слой, который обеспечивает скрепление заряда с корпусом двигателя и его тепловую защиту в конце горения заряда.
Затем, при нагреве происходит полимеризация связки с образованием твердого топливного монолита, прочно скрепленного с корпусом двигателя. После охлаждения двигателя до нормальной температуры стержень удаляют. В таком двигателе заряд горит изнутри, по поверхности канала. Вследствие этого корпус во время работы двигателя изолирован от горячих газов толщей топлива. Поэтому он может быть выполнен тонкостенным из легких высокопрочных материалов. Скрепленный с корпусом заряд не нуждается в дополнительных устройствах типа диафрагмы. При таком заряде повышается заполнение камеры топливом. Снижению расчетного давления благоприятствуют такие баллистические свойства смесевого топлива, как низкое значение показателя степени 寸 и малая зависимость скорости горения от температуры заряда. Были определены н использованы на практике профили канала звездообразной формы, обеспечивающие постоянство поверхности горения, и следовательно, постоянство давления во время работы двигателя.
Благодаря этим особенностям для двигателя, выполненного по данной схеме, оказалось возможным снизить коэффициент а до 0,1 — 0,08, а для двигателя, работающего в высртных слоях атмосферы,— до 0,06—0,05.
Переход к топливам смесевого типа расширил по сравнению с балли- ститными топливами круг химических веществ, которые могут быть ис- по.1ьзованы для создания топливных рецептур. Наряду с обязательными компонентами: окислитель, горючее-связка, в такие топлива могут вводиться различные энергоповышающие добавки; горючие металлы и некоторые взрывчатые вещества.
Оказалось возможным создать рецептуры с высокими энергетическими характеристиками, что, в свою очередь, позволило поднять удельный импульс тяги до 2500—2600 м/с.
Согласно рис. 8.1 при а=0,1, /ипн=0,2 получаем допустимое значение Um/Jy=l,2, что при /у=2500—2600 м/с соответствует максимальной скорости одноступенчатой ракеты vm ==3000——3100 м/с, т. е. примерно в три раза выше по сравнению с ракетой на баллиститном топливе.
Следует также отметить, что технология изготовления смесевых топлив и снаряжения ими двигателей не накладывает никаких ограничений ни иа диаметр заряда, ни на его массу. В настоящее время признается возможным изготовление зарядов из смесевого топлива массой до 1500 т при диаметре более 6—9 м.
Достоинства, присущие рассматриваемому типу двигателя на смесе- вом топливе со скрепленным зарядом, резко раздвинули границы использования ракеты на твердом топливе. Для нее стали доступными межконтинентальные дальности полета. Оказалось возможным применение РДТТ в качестве стартовой ступени ракетно-космических систем и космических транспортных кораблей многоразового использования.
072
ЗЕС*а£(Е-
Троичный цикл отрицания. Как известно, отрицание является неизбежным и закономерным моментом во всяком развитии.
В рассмотренной нами смене основных топливно-конструктивных типов'Ж РДТТ весьма четко прослеживается троичный цикл отрицания. Рассмотрим проявление закона отрицания в развитии ракеты на твердом топливе более внимательно.
В целях наглядности нами была составлена кодовая таблица, в которой представлены основные факторы, влияющие на величину /у и а. Положительное решение обозначено сплошь зачерненным кружком, отрицательное —белым кружком, половинчатое — кружком, зачерненным наполовину (рис. 8.2).
Двигатель на баллиститном топливе с вкладным зарядом представляет прямое отрицание двигателя на дымном порохе XIX в,:
использование смеси;
использование корпус;
использование
гомогенного топлива взамен топлива ——механической
вкладного заряда взамен заряда, запрессованного в
двигателя с, соплом взамен бессоплового двигателя.
Обеспечение вцсомго
3ffave»fufi Jy
Обеспечение высокого значения а
KuaEO2ngpcm
озодохАдсхе/здз anHaHazndu aQhDa xnE&"HE
> anauQEU'U3UJD~DXOU ^3syoK^ лох^зх AEJOHqfEn9sg Ah яа^ыж юо^ааоп KnutuadN 0UE6 зпдЕЗЕАЗЕО
DUAUdoNPEnmDC agouudi^2x»oac0KS3^ ЛЗХЛХФЖЗАС
О
о
о
700
800
纱
0,8
750
1800
2200
0,85
2,3
4%
＞夕
2^0 2600
仅0 0^06
6000
Рис. 8.2. Кодовая схема влиянии основных факторов на критерии развития ракеты на твердом топливе. Внизу — сечения двигателей основных топливно-конструктивных типов
Необходимость такого отрицания была обусловлена, в первую очередь, стремлением использовать новый тип топлива с более высокими энергетическими показателями при более строгой регламентации баллистических характеристик. Технология изготовления зарядов из такого топлива продиктовала возможный тип заряда, а следовательно, и конструктивную схему двигателя. Для устойчивого горения такого топлива требовалось более высокое рабочее давление, чем для дымного пороха. Для обеспечения такого давления потребовалось ввести заднее днище с относительно малым отверстием (критическим сечением) для прохода газов. Сверхзвуковое сопло, получившее к тому времени при* менение в других областях техники, явилось целесообразным дополнением к конструкции двигателя. Все это привело к повышению удельного импульса тяги, однако при этом оказалось неизбежным пожертвовать другой характеристикой — а. В первую очередь, это было связано с уходом от рационального решения задачи тепловой защиты корпуса, используемого в ракете XIX в., а также с появлением дополнительных элементов конструкции, утяжеляющих двигатель. Таким образом, подтверждается известное положение диалектики о том, что при развитии, прогрессивном в целом, может наблюдаться регресс в отдельных областях и на отдельных направлениях. Разумеется, такое отрицание стало возможным лишь на определенном этапе развития производительных снл общества, при достигнутом уровне машиностроения и химической промышленности.
Переход от ракеты на баллиститном топливе с вкладным зарядом к ракете на смесевом топливе со скрепленным зарядом представляет собой отрицание отрицания, т.巳 возвращение к позитивным моментам изначальной схемы, но уже на ином, неизмеримо более высоком техническом уровне. Такими моментами возврата являются:
применение топлива — механической смеси взамен гомогенного; использование скрепленного заряда взамен вкладного. , Ракета на баллиститном топливе и ракета на дымном порохе представляют собой противоположности по основным элементам конструктивного решения. Современная ракета на смесевом топливе, являющаяся отрицанием отрицания, выступает в роли синтеза этих противоположных форм, преодолевающего и разрешающего противоречия между ними. При этом новая форма включает, «удерживает» позитивные элементы предыдущей формы — сопловое днище со сверхзвуковым соплом.
Как известно, в силу действия отрицания отрицания развитие имеет вид спирали, каждый последующий виток которой обозначает более развитое состояние.
Ракета XIX в. являлась продуктом ручного труда. Вручную из листа свертывали гильзу, вручную забивали ее пороховым составом.
Производство современных твердотопливных двигателей больших тяг вобрало в себя все передовое в современном машиностроении. Для изготовления корпусов двигателей используются материалы с высокой удельной прочностью (легированные стали с пределом прочности ов= = 1800—2000 МПа, титановые сплавы, различные композиционные материалы). При смешении компонентов топлива точность дозировки составляет 0,05—0,1 % при навеске от 500 до 1500 кг. Процессы полимеризации топлива при снаряжении двигателя производятся с использованием АСУ н ЭВМ, управляющих режимами нагрева и охлаждения
заряда. Сопло двигателя изготавливается из особых материалов, обеспечивающих его работоспособность при температуре газов 3400— 3700 К [44].
Как следует из графика рис. 8.1, с ростом ит величина эквивалента а по 号 удельному импульсу тяги возрастает. Следовательно, все более актуаль- 弓 иым становится требование повышения /yt даже если это сопряжено | с некоторым (в пределах эквивалентности) утяжелением конструкции 1 двигателя.
Одним из возможных решений этой проблемы является создание РДТТ с раздельными компонентами топлива —— РДТТ РК. Заряд такого двигателя состоит из отдельных блоков окислителя и горючего (или из топлива с большим избытком горючего). В РДТТ РК представляется возможным использовать такие горючие и окислители, применение которых в составе унитарного твердого топлива невозможно из-за их химической несовместимости. Тем самым создаются предпосылки для дальнейшего повышения удельного импульса тяги РДТТ за счет новых топливных композиций с высокими энергетическими характеристиками [44]..
ВЫБОР КРИТЕРИЕВ ЭФФЕКТИВНОСТИ
И АНАЛИЗ РАЗВИТИЯ РАКЕТЫ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
КАК «ВНЕШНЕЙ СИСТЕМЫ»
Выбор критерия эффективности, характеризующего технический объект как «внешнюю систему», зависит от конкретной практической задачи, решаемой этим объектом. Для ракеты на твердом топливе разнообразие решаемых ею задач создает основную трудность в выборе «глобального» критерия эффективности, с исчерпывающей полнотой характеризующего ракеты различных классов и целевого назначения.
Поэтому, для того чтобы проследить развитие твердотопливной ракеты в пределах времени до 1945—1950 гг., ограничимся рассмотрением ракет класса «земля — земля》 как средства транспортировки полезного груза того или иного назначения на определенную дальность.
Изменение критерия эффективности во времени отражает зависимость развития рассматриваемого объекта техники как от внешних факторов, так и от внутренних. Тем самым устанавливается связь между внешними движущими силами и критериями развития. Критерий эффективности позволяет на основе единых количественных показателей выразить взаимное влияние сходных по целевому назначению направлений техники, как, например, ракетного вооружения и артиллерии.
Рассматривая возможные формы критерия эффективности для ракеты на твердом топливе, следует, в первую очередь, выделить критерий предельных возможностей 及丨，равный произведению максимальной дальности полета на массу полезного груза, переносимого на эту дальность:
К—т^Хтах* (8」)
Этот критерий характеризует предельные на данной стадии развития баллистические возможности используемых средств метания (как реактивных, так и активных) безотносительно материальных затрат, за счет которых эти возможности обеспечиваются.
Для оценки подвижных метательных устройств необходимо привлечь критерий, характеризующий их баллистические возможности и огневую мощь в, сочетании с мобильностью. В качестве такого примем
Рис. 8.3. График изменения по времени критерия R\ для первого периода: кривая / — ракета； кривая 2 — орудие; ж — составные ракетыРис. 8.3. График изменения по времени критерия R\ для первого периода: кривая / — ракета； кривая 2 — орудие; ж — составные ракетыРис. 8.4. График изменения во времени критерия R для П-го периодаРис. 8.4. График изменения во времени критерия R для П-го периода
Рис. 8.3. График изменения по времени критерия R\ для первого периода: кривая / — ракета； кривая 2 — орудие; ж — составные ракеты
Рис. 8.3. График изменения по времени критерия R\ для первого периода: кривая / — ракета； кривая 2 — орудие; ж — составные ракеты
Рис. 8.4. График изменения во времени критерия R для П-го периода
Рис. 8.4. График изменения во времени критерия R для П-го периода
/?2=刍吟М,(8.2)
где Мп у ——масса пускового устройства； п ——число снарядов (ракет) в залпе.
В качестве критерия, характеризующего в известной мере экономичность решения баллистической задачи ракетой или орудием, примем коэффициент /?з, равный отношению Ri к массе «движущего груза» /идв.
Для ракеты масса т^в равна массе снаряженного двигателя, для орудия ——массе метательного заряда т3.
Следовательно,
ДЛЯ ракетыR = -fmax(8.3)
3(1 +(1)小'
ДЛЯ орудия凡=册сн/max(8.4)
Заметим, что такой критерий в начале XX в. предложил помощник начальника Шостненского порохового завода генерал Ф. Н. Рудаков Для сравнительной оценки предложенных конструкций 3-дюймовых —— осветительных ракет [62].
Проследим с помощью принятых нами критериев эффективности последовательность возникновения и разрешения узловых технических проблем в развитии ракеты на твердом топливе. При этом будем исходить в основном из характеристик отечественных образцов.
/ период. Ракета на дымном порохе. На рис. 8.3 и 8.4 для близких по калибру ракет и орудий представлено изменение во времени в этот период критерия R. Графики построены в полулогарифмическом масштабе. Как следует из графиков, в первой половине XIX в. ракета по показателю Ri примерно в 3——3,5 раза превосходила полевые артиллерийские системы. Дальность полета ракет прн равной массе полезного груза была примерно в 2—2,5 раза больше дальности орудия. При равных калибрах
боевой части ракеты и артиллерийского снаряда первая, за счет продолговатой формы, переносила к цели значительно большее количество боевого снаряжения. Более того, при использовании связки из нескольких ракетных двигателей можно было на дальности артиллерийского огня переносить тяжелые разрывные заряды для уничтожения фортификационных сооружений. Приведенное на графике значение Ri для таких систем соответствует данным составной ракеты К- А. Шильдера.
Графики изменения критерия & приведены на рис. 8.4, 8.5. Здесь преимущества ракеты над орудием выступают еще резче. Так, например, 4-дюймовая ракета К. И. Константинова по критерию & превосходила орудие образца 1838 г.— основную систему русской полевой артиллерии — более чем в 40 раз!
Такое превосходство баллистических возможностей и мобильности ракетного вооружения над артиллерией и обусловило широкое боевое применение пороховых ракет и внимание к их развитию в первой половине XIX в. При этом мирились с такими недостатками ракет того времени, как большое рассеивание и низкая надежность. Преимущества ракетного вооружения особенно сказывались при использовании его в гористой труднопроходимой местности, что часто встречалось на театрах военных действий того времени (Балканы, Кавказ).
Графики изменения критерия Кз представлены на рис. 8.6.
Мощный подъем промышленности во второй половине XIX в. создал предпосылки для технического переворота в области артиллерии. С середины века начался переход к нарезным орудиям. При стрельбе из них за счет обеспечения правильности полета снаряда кучность стрельбы возрастала почти в пять раз. Стало возможным применять продолговатые снаряды длиной до 3,0——3,5 калибров. За счет этого повысилась масса переновимого к цели груза. Улучшение аэродинамических характеристик снаряда и рост поперечной нагрузки привели к повышению дальности стрельбы (орудие образца 1867 г. калибром 87 мм). Вместо бронзы и чугуна для изготовления орудийных стволов стали применять
Рис. 8.6. График изменения во времени критерия &зРис. 8.6. График изменения во времени критерия &зРис. 8.5. График изменения во времени критерия & кривая / — ракета； кривая 2 — орудиеРис. 8.5. График изменения во времени критерия & кривая / — ракета； кривая 2 — орудие
Рис. 8.6. График изменения во времени критерия &з
Рис. 8.6. График изменения во времени критерия &з
Рис. 8.5. График изменения во времени критерия & кривая / — ракета； кривая 2 — орудие
Рис. 8.5. График изменения во времени критерия & кривая / — ракета； кривая 2 — орудие
сталь. Однако подлинный переворот в области артиллерии был обусловлен появлением бездымного пороха с более высокими, чем у дымного, энергетическими характеристиками. Использование в артиллерийских системах бездымных порохов позволило повысить их дальность почти в два раза. Было покончено с густым дымом, окутывавшем орудие после выстрела, что создало предпосылки для повышения скорострельности.
Казалось бы, изобретение нового метательного вещества открывает равные возможности для совершенствования как активного, так и реактивного способов метания. Но в действительности сложилось по-иному. Дело в том, что для использования в артиллерии бездымного пороха не требовалось разработки принципиально нового типа орудия. Чтобы использовать бездымный порох при реактивном способе метания, нужно было создать принципиально новый топливно-конструктивный тип двигателя, представляющий собой единство нового вида топлива и новой конструктивной схемы, обеспечивающей эффективное использование этого топлива. Кривая изменения Ri для ракеты фактически застыла на достигнутом уровне. Из графика видно, что примерно к началу семидесятых годов полевое орудие превзошло по этому показателю ракеты. Пересечение графиков R】 для орудия и ракеты как бы определило «узловую точку» упадка ракетной техники. Хотя по показателю мобильности ракетное вооружение сохраняло свои преимущества, отношение военных специалистов к нему изменилось и, как указывалось ранее, в 1886 г. производство боевых ракет в России полностью прекращается.
Появление новых транспортных средств явилось мощным внешним фактором, стимулирующим возрождение и расцвет ракетного вооружения на новой технической основе. Из этого исходил, в частности, И. В. Во/ов- ский, предложивший в 1912 г. проект многозарядной ракетной установки на автомобильном шасси и многозарядное устройство для стрельбы ракетами с самолета. Однако в основе этих проектов лежало использование ракеты на дымном порохе со всеми присущими ей недостатками: «внутренняя логика» развития твердотопливной ракеты еще не создала необходимых технических предпосылок для решения выдвинутых проблем.
// период. Ракета на бездымном порохе с вкладным зарядом. Новый топливно-конструкторский тип двигателя, созданный в 20-х годах XX в., обладал такими параметрами развития, при которых резко возросли как максимальная дальность стрельбы, так и масса полезного груза.
Ракетный снаряд М-13, созданный в канун вторай мировой войны, по показателю R превзошел 4-дюймовые ракеты на дымном порохе более чем в 10 раз. В ходе Великой Отечественной войны ракетное вооружение Советской Армии продолжало совершенствоваться. К концу войны, как это следует из графика на рис. 8.4, ракетный снаряд калибром 132 мм (М-13-ДД) по показателю Ri выравнялся с артиллерийскими системами гаубичного типа, имеющими примерно равную с ним массу боевого 「Руза. .
Еще более высокие значения R、были достигнуты для образцов с тяжелой боевой частью фугасного действия. Так, для снаряда М-31 величина этого критерия составила 225,3 кг- км.
На основе новых транспортных средств были созданы мобильные мно- гозарядные установки шквального огня (БМ-13-16, БМ-8-48 и др.) с высокими значениями критерия R% По отношению к ствольным системам близкого калибра (122-мм гаубица образца 1838 г.) он оказался выше примерно в 10 раз.
Рассмотрим внешние социально-экономические, политические и организационные факторы, обеспечивающие столь бурный расцвет отечеств венной ракетной техники в указанный период.
Решение такой сложной технической проблемы, как создание системы ракетного вооружения Советской Армии, стало возможным на основе высокого уровня общественного производства, достигнутого в ходе первых пятилеток, превративших нашу страну в мощную индустриальную дер^ жаву.
Решение этой проблемы было крайне необходимо для повышения обороноспособности нашей Родины перед лицом готовящейся нацистской агрессии. Для решения этой проблемы потребовался труд большого сплоченного единым руководством сообщества специалистов самых различных профилей: ученых, конструкторов, технологов. Таким сообществом явился РНИИ, первый в мнре Реактивный научно-нсследовательский институт, созданный в 1933 г. на базе ГДЛ и ГИРД. Это была новая форма организации труда ученых и конструкторов, позволившая в полной мере проявиться их квалификации, деловым и творческим качествам.
Итак, в период до 50-х годов ракетная техника развивалась во взаимодействии с артиллерией. Эта взаимосвязь проявилась как в форме конкуренции, так и в различных формах компромисса. Одной из компромиссных форм явилось выявление областей применения, в пределах которых тот или иной вид вооружения в силу своих технических показателей обладал абсолютным превосходством. Другой формой компромисса явилось создание комбинированных систем, сочетающих активный и реактивный способы метания.
Рис. 8-7. Морфологическая схема метательных устройств
вв
в
в
рис. 8・8. Основные типы комбинированных устройств, сочетающих активный и реактивный способы метания:
а ——динамо-реактнвная пушка； 6 ——пуска с активно-реактивным снарядом; в —— газодинамическая пушка
Для выявления всех возможных комбинаций выделим наиболее существенные признаки, которые могут быть положены в основу классификации метательных устройств. Такими признаками являются:
наличие (отсутствие) ствола, нагруженного внутренним давлением;
наличие (отсутствие) отдачи при метании;
наличие (отсутствие) истечения газов через сопловое устройство;
наличие (отсутствие) дополнительной пассивной массы, метаемой вместе с полезным грузом.
На морфологической схеме, представленной на рис. 8.7, каждому из этих признаков соответствует свой кольцевой слой. Штриховкой обозначено наличие данного признака у того или иного вида метательного устройства. В соответствии с числом возможных комбинаций весь круг разбит на 10 секторов.
Сектор / соответствует обычному орудию, сектор 6 — обычной ракете. Сектор 2 объединяет свойства, присущие динамо-реактивной пушке (ДРП) (рис. 8.8, а). В ДРП газы, истекая через соединенное со стволом сопло, создают реактивную силу, компенсирующую силу отдачи. Сектор 5 выражает свойства газодинамической пушки (ГДП) (см. рис. 8.8, а). В ГДП снла, движущая снаряд, создается активно-реактивным воздействием на его дно газов, истекающих из сопла неподвижного ракетного двигателя. Сектор 10 соответствует активному метательному устройству, стреляющему снарядом с реактивным двигателем, получившим название активно-реактивного (АРС) (см. рис. 8.8, б). Сектор 3 соответствует ДРП с использованием АРС. Сектор 1 соответствует появившемуся недавно кинетическому оружию.
Ill период. Ракета на смесевом топливе. Как отмечалось, переход к смесевому топливу позволил в начале 50-х годов создать новый топливноконструктивный тип двигателя со значительно улучшенными критериями развития. Повышение максимальной скорости твердотопливной ракеты и увеличение ее калибра привели к бурному росту показателя R】，который для межконтинентальных баллистических ракет, будучи подсчитанным по известным из литературы данным [52], достиг ~10‘ кг-км.
По мере количественного изменения показателя R( произошел качественный скачок: ракетная техника завоевала области применения, недоступные активному способу метания, область, где скорости метания лежат выше 1500—2000 м/с, а масса полезного груза исчисляется от сотен килограммов до десятков тонн.
Появление ракеты на смесевом топливе вызвало качественный скачок в изменении критерия R3. Изменение R3 по годам для активного и реактивного способов метания представлено в полулогарифмическом масштабе на рис. 8.6. Как следует из графика, на протяжении столетия активный способ метания значительно превосходил реактивный по показателю R3 Но в течение последних сорока лет положение изменилось. Ветвь графика построенная нами по известным из литературы характеристикам твердотопливных баллистических ракет [52], уходит значительно выше пологой кривой для систем активного метания.
В силу указанных обстоятельств произошли изменения в составе внешних факторов, влияющих на развитие твердотопливных ракет. Если ранее судьбы ракеты на твердом топливе в значительной мере определились состоянием артиллерийского вооружения, т. е. активного способа метания, то теперь в ее развитии важную роль стала играть конкуренция с другими видами ракетных и реактивных летательных аппаратов.
Некоторое время после появления жидкостного ракетного двигателя РДТТ сильно уступал ему как по удельному импульсу, так и по конструктивно-массовым характеристикам. Однако с появлением смесевнх топлив твердотопливная ракета стала конкурентоспособна с жидкостной, а в области оперативно-тактического и стратегического ракетного вооружения почти полностью вытеснила ракету на жидком топливе.
Важнейшим внешним фактором развития, обусловившим, наряду с рассмотренными, появление «узловой точки» в развитии ракеты на твердом топливе, явилось создание высокоэффективных систем управления полетом баллистической ракеты. Без такой системы, обеспечивающей доставку ракеты в заданную точку на поверхности Земли с высокой точностью, создание дальнобойной ракеты теряло всякий смысл.
Таковы были внешние факторы, которые в совокупности с уровнем, достигнутым «внутренней логикой» развития, обеспечили новый резкий подъем ракетной техники на твердом топливе.
ЛИТЕРАТУРА К / ЧАСТИ
L Андреев К. К. и Беляев А. Ф. Теория взрывчатых веществ. М.: 1960.
Артиллерийские пороха и заряды: Пер. с ием. под ред. К- К- Снитко. М.: 1950.“
Арш М. М. О горении порохов в ракетных камерах // Изв. Артиллерийской академии им. Дзержинского. М.: 1945. Т. XLVI.
Афанасьев Н. М. Первые залпы. М.: 1982.
Беляев А. Ф. К вопросу о горении бризантных взрывчатых веществ. М.: 1940.
Беляев Т. Ф. Ракетные заряды и пороха к реактивной артиллерии Советской армии периода Великой Отечественной войны. М,: 1987.
Бойков А. А. Краткий исторический обзор развития ракетной техники за границей и в России до половины XIX столетия. М.: МВТУ. б. г.
8. Валье М. Полет в мировое пространство как техническая возможность.
Я-Л.: 1936.“
Вентцель Д. А. Теория реактивного действия // Изв. Артиллерийской академии КА. 1933. Т. 3.
Вилинбахов В. Б. и Холмовская Т. Н. Огневое оружие средневекового Китая // Из истории науки и техники в странах Востока. М.： 1960. Вып. L
Гантмахер Ф. R., Левин Л. М. Теория полета неуправляемых ракет. М•: 1959.
Глушко В. П. Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР. М.: 1981.
Глушко В. П. Путь в ракетной технике, М.: 1977.
Граве И. П. Внутренняя баллистика. Л.: 1935. Ч. 3.
Граве И. П. Внутренняя баллистика. Л.: 1936.
Граве И. П. Внутренняя баллистика. Пиростатика. М.: 1938.
Дудаков В. И. Некоторые эксперименты начального этапа применения в авиации стартовых ракетных ускорителей // Из истории авиации и космонавтики. М.: 1972. Вып. 17—18. С. 44—46.
Дэвис 几，Фоллин Дж., Блитцер Л. Внешняя баллистика ракет： Пер. с англ. М.： 1961.
Жидкие и твердые ракетные топлива: Сб. переводов. М.: 1959.
Зельдович Я. Б. К теории горения порохов и ВВ // ЖЭТФ АН СССР. 1942. № 12. вып. 11 — 12. С. 18—29.
Зельдович Я. Б., Ривин М. А., Франк-Каменецкий Д. А. Импульс реактивной силы пороховых ракет. М.: 1963.
Из истории авиации и космонавтики. М.: 1964—1989. Вып. 1—59.
Из истории астронавтики и ракетной техники. М.: 1970—1979.
Из истории ракетной техники. М.: 1964. Вып. 1 —3.
Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетно- космической науки и техники. М.: 1981 —1989. Вып. 1—7.
Каст Г. Взрывчатые вещества и средства воспламенения. М.-Л., 1932.
Козловский А. Б. Очерк развития русской артиллерии // Изв. Артиллерийской академии им. Дзержинского. Юбилейный выпуск. (1889—1939) . М.: 1940. С. 33—46.
Константинов К. И. О боевых ракетах. Из 2-й части курса артиллерии генерал-лейтенанта Бесселя. СПб.： 1856.
Константинов К. И. О боевых ракетах. Лекции, читанные автором в Михайловской академии в 1860 г. СПб.: 1864.
Костылев П. М. Ракетные снаряды (Исторический очерк) // Морской сборник. 1937. № 1. С. 56—73.
Кузнецов К. М. История ракетного оружия и его боевого применения. М.: 1972..
Лаигемак Г. Э. Проектирование реактивных снарядов И тягЬвых ракет. Л.: 1934.、
Лангемак Г. Э., Глушко В. П. Ракеты, их устройство и применение. М.-Л„ 1935.
Латухин А. Н. Современная артиллерия. М.: 1970.
Лей В. Ра кеты и полеты в космос. М.: 1961.
Мазннг Г. Ю. О некоторых закономерностях развития ракетных двигателей на твердом топливе // Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетно-космической науки и техники. М.: 1985. Вып. 4, С, 194——207,
Мазинг Г. Ю. Сравнительный анализ развития активного 叱 реактивного разгона тела до заданной скорости // Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетно-космической науки и техники. М,: 1986. Вып. 5. С. 44— 55.
Мазинг Г. Ю. Реставрация тягово-баллистических характеристик ракет XIX в. // Из истории авиации и космонавтики. М,: 1983. Вып. 47. С. 14—25.
Малина Ф. Д. Программа исследований реактивных двигателей военно- воздушного корпуса армии США на период 1939—1946 гг. // Из истории астронавтики и ракетной техники. М,: 1979. Вып. 2—3.
Маркс К., Энгельс Ф. Сочинения. Изд. 2-е. М.: 1955. Т. 4.
«Морской сборник», 1856. № 8. Ч. III.
Нестеренко А, Н. Огонь ведут «Катюши». М.: 1975.
43. Ниловский С., Науменко М. Из истории развития боевой реактивной тех
ники в России // Военная мысль. 1950. № 4. С. 46—60.
Орлов Б. В., Мазинг Г. Ю. Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей на твердом топливе. М.: 1979.
Оружие победы. М.: 1988.
Перельман Я. И. История пороховой ракеты // Я- И. Перельман. Межпланетные сообщения. М.: 1935. С. 74—85.
Пионеры ракетной техники. Гансвиндт, Годдард, Эсно-Пельтри, Оберт Гоман, Избранные труды (1891 — 1938). М.: 1977.'
Победоносцев Ю. А. Краткий исторический обзор боевого применения, ракет. М.: МВТУ, 1949.
Победоносцев Ю. А. Подбор сопла к ракетному заряду // Ракетная техника. 1939. Вып. 7. С. 63—81.
Победоносцев Ю. А., Кузнецов К. М. Первые старты. М.: 1972.
"рименко А. Е. Реактивные двигатели, их развитие и применение. М.： 1947.
Разумеев В. Ф., Ковалев Б. К. Основы проектирования баллистических ракет на твердом топливе. М.： 1976.
Ранкин Р. А. Математическая теория движения неуправляемых ракет М.: 1951.
Ровинский Д, А. Описание фейерверков и иллюминаций. СПб.: 1903.
Россер Д. В., Ньютон Р. Р., Гросс Г. А. Математическая теория полета неуправляемых ракет. М.: 1950.
Рыиин Н. А. Ракеты и двигатели прямой реакции (история, теория, тех*, ника). Л.: 1929,.
Серебряков М. Е. Выдающийся ученый и педагог (Творческий портрет И. П. Граве) // Военно-исторический журнал. 1971. № 2. С. 92—94.
Серебряков М. Е. Метод исследования горения порохов с соплом и практическое его применение // Бюллетень Начальника вооружений РККА. 1932.
Серебряков М. Е., Гретен К. К., Оппоков Г. В. Внутренняя баллистика М.-Л.: 1939.
Скууг А. И. Вильгельм Теодор Унге н его вклад в ракетную технику // Из истории астронавтики и ракетной техники. 1979. Вып. 2—3.
Слухоцкий. Баллистика ракетных снарядов. М.: 1936.
Сокольский В. Н. Ракеты на твердом топливе в России. М.: 1963.
Сокольский В. Н. Основные направления развития ракетно-космической науки и техники // Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетно -косм и ческой науки и техники. М.: 1983. Вып. 2. С. 140—162.
Сонкин М. Русская ракетная артиллерия. М.: 1952.
Тихонравов М. К. Йсследоваиие факторов, влияющих на кучность боя ракетных снарядов // Ракетная техника. 1938. Вып. 7. С. 3—62; Вып. 8. J939. С. 37-60.
Тишунин И. В., Хазанов И. М. История развития порохов в России // Изв. Артиллерийской академии им, Дзержинского. Юбилейный выпуск (1889——1939). М.: 1940. С. 86—97.
Уимпресс Р. Н. Внутренняя баллистика пороховых ракет. М.: 1952.
Феодосьев В. И. и Синярев Г. Б. Введение в ракетную технику. М.: I960..
Цытович П. Очерк истории пиротехник // Опыт рациональной пиротех- нии； руководство для изучения и практики фейерверочного искусства. СПб.： 1894. Ч. П. С. 641—679.
Челеев Ф. Полное и подробное наставление о составлении увеселительных огней, фейерверками именуемых. М.: 1824.
Шапиро Я. М. Баллистика и основания устройства ракетных снарядов. М.: 1944.
Шапиро Я. М. Внешняя баллистика. М.: 1%6.
Шапиро Я. М. Исторический очерк развития реактивных снарядов // Я. М. Шапиро. Пороховые реактивные снаряды. М.: 1951. С. 6—55.
Шапиро Я. М., Мазинг Г. Ю., Прудников Н. Е. Основы проектирования ракет на твердом топливе. М.: 1968.
Шапиро Я. М., Мазинг Г. Ю., Прудников Н. Е. Теория ракетного двига* теля на твердом топливе. М.: 1966.
Шиллинг Н. А. Курс дымных порохов. М.: 1940._
Шишков А. А., Лапин С. Дм Румянцев Б. В. Рабочие процессы в РПТ『 М.; 1989.
Щетинков Е. С. Развитие крылатых ракетных аппаратов в СССР в 1900一1939 гг. И Из истории астронавтики и ракетной техники. М.: 1970. С. 191 — 193.
Эвальд А. Летательные машины. Опыты и наблюдения. СПб.： 1897.
Эгерштром Н. Ф. Из истории великих открытий и изобретений. Об изобретении пороха н огнестрельного оружия. СПб.; 1875.
Андреев. Боевые ракеты с трубчатым хвостом. Архив ВИМАИВС, ф. Артко- ма. Оп. 39/3. Д. 246. ЛЛ. 245—248.
Артемьев В. А. Создание первых ракет на бездымном порохе и краткая история деятельности ГДЛ за время с 1928 по конец 1933 г. // Архив АН СССР, разд.. 4. On. J4. Д. 148.
3. Выписка из журнала Артиллерийского комитета № 277 за 1909 г. // Архив ВИМАИВС, Ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 704. Л. 243.
Галковский В. Н. Родословная «Катюши». Рукопись //. Архив автора.
Герасимов Н. Жнроскопическая ракета // ВИМАИВС. Ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 577.
Граве И. П. Боевая, или светящаяся ракета, отличающаяся применением взамен форсового состава, прессованного цилиндра из желатинизированной нитроклетчатки с примесью стабилизирующих веществ. Заявочное свидетельство № 746 от 14 июля 1916 г.
Докладная записка, представленная М. М. Поморцевым в апреле 1905.г. в Артиллерийский комитет // Архив ВИМАИВС. Ф. Арткома. Оп. 39/4. Д. 417.
89.Ф. 504.90.Ф. 504.91.89.Ф. 504.90.Ф. 504.91.Докладная записка И. В. Воловского от 19 апреля 1912 г. Арх. АИМ. ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 704.
89.
Ф. 504.
90.
Ф. 504.
91.
89.
Ф. 504.
90.
Ф. 504.
91.
Журнал Артиллерийского Комитета № 12 от 16 января 1886 г. // ЦГВИА. Оп. 8. Д. 1354.
Журнал Артиллерийского Комитета № 62 от 27 января 1906 г. // ЦГВИА. Оп. 8. Д. 1445；
Журнал Артиллерийского Комитета № 357 от 5 апреля 1908 г. // Архив ВИМАИВС. Ф. Арткома. Оп. 39/8. Д. 585.
Журнал Артиллерийского Комитета № 86 от 27/1 —1910 г. // Архив ВИМАИВС. Ф. Арткома. Оп. 39/3. Д, 585.
Журнал заседания Комиссии от 3 июля 1912 г. // Архив ВИМАИВС. Ф. Арткома. Оп. 39/9. Д. 577.
Журнал Артиллерийского Комитета № 1254 от 3 декабря 1912 г. // Архив ВИМАИВС. Ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 704. Л. 243.
Засядко А. Д. О зажигательных ракетах. Рукопись. ЦГВИА. Ф. 35. Оп. 4/245. Св. 188. Д. 65.
Из доклада Военно-учеиого комитета от 18 июля 1818 г. // ЦГВИА. Ф. 35. Оп. 4/245. Св. 188. Д. 65.
Из доклада военного инженера Герасимова // Архив ВИМАИВС. Ф. Арт- кома. Оп. 39/3. Д. 577.
Поморцев М. Опыты по применению разной формы поверхностей к движущимся ракетам // Архив ВИМАИВС. Ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 349.
Appier J. Pyrotechnie de Hanzelet Lorrain... Pont-a-Mousson, 1630.
101.102.103.104.105.1Л 106. 1955.101.102.103.104.105.1Л 106. 1955.Bem J. Erfahrungen uber die Congrevschen Brand-Raketen bis zum JahreJ8I9... Weimar, 1820.
101.
102.
103.
104.
105.
1Л 106. 1955.
101.
102.
103.
104.
105.
1Л 106. 1955.
Biringucci。V. De la pirotechnia. Venice, 1540.
Braun W. V” F. Ordway. History of Rocketry. N. Y., 1966.
Brock A. S. H. Pyrotechnics. London, 1922.
Brock A. History of Fireworks. London, 1949.
Bulletin de la Society d'encouragement N CXX. Paris, 1814.
Carman W.-Y. A History of firearms from earliest times to 1914. London,
一 尸7. Collando L Platica manual de artilleria... Milano, 1592.
28. Congreve W. Concise Account on the Origin and Progress of the Rocket "stem Details. Dublin, 18".
Congreve W. The details of the Rocket System. London, 1814.
Congreve W. Treatise on the Rocket System. London, 1827,
Constantinoff K. Lectures sur les fusees de guerre faites eri i860... Paris 1861.'
Correard H. Historic des fusees de guerre. Paris, 1841.
Damblanc L Les fusees autopropulsives aexplosives // Aerophile. T. 43
1935. PP. 205—209, 241—247.'
Essays on the History of Rocketry and Astronautics. Vol. 1.
Essenwein A. Quellen zur Geschichte der Feuerwaffen. Leipzig, 1877.
Fave. Etudes sur le passe et「avenir de'artillerie. Paris, 1871.
First Steps Toward Space. Washington, 1974.
Frezier A. F. Traite des feux d'artifice. Paris, 1707.
Fronsperger L. Von Geschiitz und Feuerwrk-.. Frankfurt am Main, 1557.
Geissler Ch. F. von Neue curiese und volkommene Artillerie... Dresden
1718.'
Goddard R. A Method of Reaching Extreme Altitudes. Smithsonian Miscellaneous Collections. Vol. 71. Washington, 1919.
Hale W. Treatise on the Comparative Merits of a Riffle Gun and Rotary Rockets... London, 1863.
Hoyer J. G. Die Brandraketen von Congreve und anderen. Leipzig, 1827.
Hoyer J. G. Geschichte der Kriegskunst. Bd. L Gottingen, 1797.
Hoyer J. G. Geschichte der Kunst und Wissenschaften seit der Niederstel- lung derselben. Gottingen, 1797.
Hoyer J. G. Sistem der Brandraketen nach Congreve und Anderen. Leipzig, 1827.
Jahns M. Geschichte der K「iegwissenschaften vornehmlich in Deutschland. Munchen und Leipzig, 1889—1891.
Ley W. Grundriss einer Geschichte der Rakete. Leipzig, 1931.
Ley W. Rockets, Missiles and Men in Space. N.-Y., 1968.
130. Malinovsky L, Bonin R. Geschichte der brandenbungischpreussischen
Artillerie. Th. II. Berlin, 1841.
1. Memoires concernant 1 histoire, les sciences, les arte, les moeurs, les usages des Chinois, par les Missionaires de Pekin. Tome VIII. Paris, 1782.
Meyer AL Handbuch der Geschichte der Feuerwaffen-Technik. Berlin, 1835.
Montgery. Traite des fusees de guerre, nominees autrefois rockettes et maintenant fusees a la Congreve. Paris, 1825.
M^二，e W. On the motion of rockets both in nonresisting and resisting mediums // A Journal of Natural Philosophy, Chemistry and Arts, (ed.) by W. Nicholson. Vol. XXVII. 1810; vol. XXVIII and XXIX, 1811; vol. XXX、1812.
Munroe I. A Nrative of the Milirary Operations, on the Coromandel Coast...
London, 1789.
Partington J. R. A History of Greek Fire and Gundpowder. Cambridge, 1960,
Romocki S. J. Geschichte der Explosivstoffe. Geschichte der Sprengstof- fchemie, der Sprengtechnik und Torpedowesens. Bd. 1. Berlin, 1895.
Sclipper. Beschreibung Kartetschgranaten und Kriegeraketen von einem deutschen Artillerie-Officier. Leipzig, 1838.
Schmidlap J. Kiinstliche und rechtschaffene Feuerwerck. Nurenberg, 1591-
Siemienowicz K・ Artis magnae artilleriae, pars prima. Amsterodami, 1650.
Sokolsky V. N. Russian Solid-Fuel Rockets (NASA TT-F-415). Washing” ton, 1967.
Stemmer J. Die Entwicklung des Raketenantriebs in allgemeinverstand- licher Darstellung. Zurich, 1944.
The Papers of R. H. Goddard. Vol. 1. N. Y., 1970.
Todericiu p. Preistoria rachetei moderne manuscrisul de la Sibiu (1400— 1569). Bucuresti, 1969.
Winter F. H. A history of Italian rocketry during the 19th century. Torino, 1965.
Часть II
РАЗВИТИЕ РАКЕТ
НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ ВО ВТОРОЙ ПОЛОВИНЕ XX в.
Глава 9
ракеты стратегического
НАЗНАЧЕНИЯ.
ПРИНЦИПЫ УСТРОЙСТВА
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Ракеты стратегического назначения (РСН) представляют собой вид ракетно-ядерного оружия, т. е. оружия, в котором средством поражения целей служат ядерные боеприпасы, а их носителями являются ракеты. РСН обладают особыми боевыми свойствами: огромной поражающей мощью, высокой готовностью, практически неограниченной дальностью действия, способностью наносить удары одновременно по многим целям и выполнять боевые задачи в кратчайшие сроки, независимостью применения от времени суток и года и от состояния погоды, возможностью широкого маневра ракетно-ядерными ударами, трудностью защиты для противника от этих ударов. Перечисленные свойства РСН определяют то большое значение, которое придается им в планах ядерной войны. Предполагается, что они будут использоваться для уничтожения военного и военно-экономического потенциала противника путем поражения целей военного назначения (ракетные, военно-морские и авиационные базы, объекты ПВО и ПРО, пункты управления войсками и npj, административно-политических и военно-экономических центров, предприятий промышленности, энергоснабжения, транспорта, связи; для нарушения управления государством и вооруженными силами, дезорганизации тыла противника. Эти задачи относятся к числу стратегических, что дает основания для соответствующего названия ракет рассмат~ риваемого класса.
По дальности действия РСН принято делить на ракеты средней дальности (РСД), имеющие дальность от 1000 до 5500 км, и межконтитен- тальные (МБР) с дальностью более 5500 км. Для практических целей считается достаточной дальность МБР в 10——12 тыс. км, хотя каких-либо технических ограничений на создание РСН с еще большими дальностями не существует. Запуск PC Н может осуществляться из пусковых установок, расположенных на суше, море, воздухе. В настоящее время на вооружении находятся PC Н на твердом топливе только двух видов базирования: наземные и с размещением на подводных лодках. Именно эти виды РСН и рассматриваются далее.
РСН представляют собой крайне сложный и дорогостоящий вид оружия. Для их создания и производства требуются высокий уровень развития науки, техники и технологии, мощная промышленная база. Кроме того, страна, в которой создаются РСН, должна обладать ядер- ными боеприпасами. В связи с этим РСН состоят на вооружении армий
ограниченного имела государств —— США, Великобритании, Франции, Китая и Советского Союза.
Советский Союз и США имеют на вооружении РСН и наземного, и морского базирования различных дальностей, Франция —— РСД наземного и морского базирования, Великобритания —— РСН только на подводных лодках, Китай, —— в основном РСН наземного базирования и средней, и межконтинентальной дальности. Советский Союз и США имеют также тяжелые стратегические бомбардировщики. Межконтинентальные баллистические ракеты наземного базирования (МБР), баллистические ракеты подводных лодок (БРПЛ) и тяжелые бомбардировщики составляют стратегические наступательные вооружения (СНВ).
РСН входят в состав ракетных комплексов (РК), под которыми понимается совокупность ракеты и других функционально связанных средств и систем, предназначенных для содержания ракеты в готовности к пуску и его осуществления. РК наземного базирования включают ракеты и различные виды наземного оборудования (пусковые установки, оборудование для перевозки ракет, их проверок и др.); РК морского базирования ——ракеты и специальное оборудование подводных лодок.
К концу второй мировой войны на вооружении армий воюющих государств состояли ракетные снаряды (PC) различных типов. Наибольшую дальность имела немецкая ракета Й-2 с двигателем на жидком топливе, предназначенная для поражения целей, удаленных от места старта примерно на 300 км. Имеются сведения, что немецкими разработчиками ракетного оружия рассматривалась в те годы возможность создания ракеты для обстрела с территории Европы городов США. Она должна была иметь дальность несколько тысяч километров, т. е. по принятой в настоящее время классификации должна относиться к числу РСН. Такая ракета не была создана, и, более того, можно с уверенностью сказать, что если бы даже немецкие конструкторы и имели еще время для работы над межконтинентальной ракетой,——они не смогли бы ее тогда создать. Уровень развития ряда областей науки и техники, обеспечивающих создание ракетного оружия, в середине 40-х годов XX в. был для этого недостаточно высоким. Вместе с тем результаты разработки ракетного оружия в период второй мировой войны и имевшиеся научные данные подтверждали возможность создания в будущем боевых ракет с характеристиками, существенно превосходящими достигнутые к тому времени. К числу характеристик ракет, улучшение которых представляло наибольший интерес, относилась, прежде всего, дальность действия. Это было связано с тем, что итоги войны подтверждали крайнюю важность поражения целей в глубоком тылу противника и трудности решения этой задачи только с помощью бомбардировочной авиации, которая имела ограниченную дальность полета, была подвержена воздействию средств ПВО и обладала рядом других недостатков. Поэтому одним из основных направлений развития ракетного оружия в послевоенные годы стало создание ракет все больших дальностей. Работы над ними были развернуты сразу же после окончания войны и велись в быстром темпе. К середине 50-х годов были созданы ракеты с дальностью в несколько тысяч км, т. е. относящиеся к РСД, а к концу этого десятилетия — и межконтинентальные ракеты. Создание РСН проводилось в те годы в США и Советском Союзе. Следует отметить, что первые образцы РСН имели жидкостные двигатели. Это было связано с тем, что ряд вопросов, которые должны были быть решены для увеличения дальности ракет, легче реша-
лись в применении к ракетам на жидком топливе. Однако уже тогда было ясным, что твердотопливные ракеты стратегического назначения будут обладать определенными преимуществами по сравнению с жидкостными, и поэтому велись интенсивные (особенно в США) работы и по созданию рСН с РДТТ. В США первая МБР с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) («Атлас А») поступила на вооружение в 1959 г., первая МБР с РДТТ («Минитмен 1А») — в 1962 г. Обе ракеты относились к ракетам наземного базирования. В 1960 г. была принята на вооружение РСД морского базирования «Поларис А1» (дальность2200 км). Указанные первые образцы РСН по ряду характеристик не в полной мере удовлетворяли требованиям Вооруженных Сил США, Поэтому в последующем ракеты и наземного, и морского базирования непрерывно совершенствовались, быстро росло и их количество. Советский Союз развивал свои СНВ в ответ на наращивание этих вооружений в США. В 1965 г., по американским данным, Вооруженные Силы США имели уже 850 МБР, Советский Союз — только 200. В 1967 г. на вооружении ВМФ США состояло 656 РСН, размещенных на 41 атомной ракетной подводной лодке (ПЛАРБ), Советский Союз в этом же году имел всего две подводные лодки с 32 ракетами. Примерно на пять лет позднее, чем у США, появились в Вооруженных Силах Советского Союза и современные стратегические бомбардировщики. В 1970—1980 гг. был достигнут паритет (примерное равенство боевых возможностей) в состоянии СНВ Советского Союза и США.
На начало 1988 г. СНВ США включали 1000 пусковых установок (ПУ) МБР наземного базирования, 672 ПУ БРПЛ и 588 тяжелых бомбардировщиков (всего 2260 единиц), на которых имелось примерно 14 000—16 000 ядерных зарядов (боеголовки ракет, крылатые ракеты и др. виды авиационных боеприпасов). В Вооруженных Силах Советского Союза имелось соответственно («Правда» 8.02.1988 г.) 1390, 942 и 162 единицы разных носителей СНВ (всего 2492 единицы, примерно 10 000 зарядов).
РСН других стран создавались позднее. Во Франции, например, к созданию РСД приступили в середине 60-х гг., а на вооружение первые ракеты стали поступать в 1970 г. Число ядерных зарядов СНВ Великобритании, Франции и КНР было в 1989 г. примерно в двадцать пять раз меньше, чем в СССР и США вместе.
Количество СНВ СССР и США крайне велико. В течение двадцати лет между этими странами ведутся переговоры об ограничении и сокращении СНВ. В 1972 г. было заключено соглашение ОСВ-1, которым запрещалось наращивание числа ПУ с МБР и БРПЛ. В 1972 г. был подписан (но не вступил в силу, так как не был ратифицирован в США) договор ОСВ-2, которым предполагалось общее число носителей ограничить пределом в 2400 единиц и определить некоторые другие ограничения. В 1987 г. был заключен договор о ликвидации ракет средней и меньшей дальности. В 1991 г. заключен договор о пяти десятипроцентном сокращении СНВ, которым установлено предельное число носителей для каждой страны в 1600 единиц, число ядерных зарядов ——6000 единиц. Введены ограничения и по видам СНВ. Заключение этого договора имеет большое военное н политическое значение — впервые за всю историю СНВ этот наиболее Мощный вид современного вооружения стал не расти, а сокращаться. Возможно и дальнейшее сокращение СНВ. За основу7 оценки этой возможности принимаются исследования условий, при которых СНВ могут выполнять роль средства, сдерживающего агрессора от развязывания ядер-
ной войны путем нанесения недопустимого для него ущерба в ответном ударе. Установлено, что для того, чтобы условие сдерживания в процессе сокращения СНВ выполнялось для обеих стран, их СНВ должны сокращаться одновременно и согласованно. В январе 1986 г. М. С. Горбачевым были изложены предложения Советского Союза по последовательному, поэтапному сокращению СНВ Советского Союза и США, а в дальнейшем и других ядерных держав с полной ликвидацией ядерного оружия к 2000 г.
Все современные РСН оснащены боеголовками с мощными термоядерными зарядами (на ракетах США от 0,10 до 1,5 Мт). Следует отметить, что интенсивное развитие РСН в послевоенные годы связано с появлением и совершенствованием в этот период ядерных боеприпасов. Первые образцы РСН имели предельные отклонения точек падения боеголовок от точки прицеливания в несколько км. Если бы на этих ракетах применялись головные части обычного (неядерного) типа, то они могли бы использоваться только для поражения крупных городов стрельбой по площади. Учитывая высокую стоимость пуска ракет (измеряется миллионами долларов), вряд ли можно считать боевое применение таких ракет оправданным. Радиусы же поражения целей ядерными боеприпасами измеряются сотнями метров —— километрами, т. е. могут превосходить отклонения боеголовок от точки прицеливания, что резко повышает эффективность действия РСН по всем видам целей. Можно сказать, что соединение в одном образце оружия огромной разрушительной силы ядерных боеприпасов и крайне важных для решения стратегических задач боевых свойств РСН привело к созданию вооружения, ставшего к настоящему времени наиболее эффективным из всех современных видов оружия. Боевое применение РСН планируется в виде нанесения ядерных ударов по различным целям. В число этих целей могут включаться и пусковые установки РСН. В связи с зтнм применение РСН возможно до ракетного нападения противника, в ходе этого нападения или после его окончания.
Соответствующие формы ядерных ударов, осуществляемых РСН, называют упреждающими, ответно-встречными и ответными. Заметим, что Советский Союз заявил (это вытекает из его оборонительной военной доктрины), что никогда не применит ядерное оружие первым. Поэтому для СНВ Советского Союза возможны только последние две формы ядер- иых ударов. Осуществление ответно-встречного удара предполагает пуск РСН до падения или в ходе падения боеголовок ракет противника в районах, где базируются РСН. Такой пуск может быть осуществлен только по данным о начавшемся ракетном нападении, полученным от системы предупреждения (СПРН). Поскольку время полета МБР составляет 30—— 35 мин, а РСД и того меньше, реализация ответно-встречного удара производится в условиях крайнего дефицита времени и требует большого быстродействия всех систем, участвующих в проведении пуска ракет. Очевидно, что такой пуск возможен только в том случае, если РСН находятся на боевом дежурстве в постоянной высокой готовности к пуску. Такое состояние и характерно для большинства современных ракет стратегического назначения. Для организации боевого дежурства и применения РСН требуются определенные обеспечивающие системы. Наиболее важной из них является система боевого управления, с помощью которой осуществляется непрерывный контроль за состоянием РСН, находящихся на боевом дежурстве, и доведение до них с высокой з^адежно-
сТЬю и оперативностью соответствующих команд. Основу системы боевого управления РСН составляют командные пункты (пункты управления), объединенные системой связи.
Таким образом, РСН, являющиеся частью ракетных комплексов, вхо・ дЯт вместе с ними в общую систему еще более высокого уровня, образуемую РК и обеспечивающими системами,——систему стратегического ра- кетного вооружения. Эта система отличается постоянной готовностью, высоким быстродействием, автоматизацией всех происходящих в ней процессов. Она является примером одной из самых сложных современных технических систем.
Все упоминавшиеся до сих пор РСН относятся к классу баллистических ракет. Вместе с тем в первое послевоенное десятилетие разрабатывались и крылатые ракеты стратегического назначения. В США было создано несколько опытных образцов ракет этого класса, в том. числе и ракеты с межконтинентальной дальностью (《Снарк》，《Навахо》). Все эти ракеты имели маршевые воздушно-реактивные двигатели и твердотопливные стартовые ускорители. В 1957 г. ракета «Снарк» поступила на вооружение.
Однако вскоре стало ясно, что крылатые межконтинентальные ракеты не могут конкурировать с баллистическими (время полета до цели измерялось часами, ракеты были уязвимы для средств ПВО и т. д.), и от них отказались. Впоследствии в США на базе других решений (прежде всего в области управления полетом) были созданы и приняты на вооружение крылатые ракеты средней дальности наземного и воздушного базирования. Ракеты наземного базирования попали под действие договора о ликвидации ракет средней и меньшей дальности.
К РСН и комплексам на их основе предъявляются следующие основные требования:
достаточная эффективность во всех возможных условиях боевого применения;
допустимая (возможно меньшая) стоимость создания, производства и эксплуатация как самих комплексов, так и систем, обеспечивающих их применение；
приемлемые для войсковых частей, обслуживающих комплексы, их эксплуатационные особенности и характеристики;
возможно меньшие сроки создания комплексов и возможно большее время их морального и технического старения.
Основным в развитии РСН было повышение их эффективности, т. е. обеспечение возможности решения требуемых боевых задач. Достижение современного уровня эффективности РСН стало возможным только в результате коренного изменения их схемы, конструкции и характеристик по сравнению с твердотопливными ракетами, применявшимися в период второй мировой войны. Увеличение дальности с десятков до тысяч километров, массы ракет ——с десятков килограмм до десятков тонн, времени работы двигателей ——с секунд до минут, переход на многоступенчатые конструкции, использование ядерных головных частей, внедрение систем Управления полетом ——эти и многие другие различия сравниваемых поко- пенк* твердотопливных боевых ракет показывают, что общим у них оста- Ься практически лишь один принцип движения —— под действием твер・ ^топливного ракетного двигателя.
92 ПРИНЦИПЫ УСТРОЙСТВА РСН НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
Схема. РСН. Типовая схема трехступенчатой РСН приведена на рис. 9.1. Ра кета включает несколько ступеней, основу которых составляют двигатели на твердом топливе, и головную часть (ГЧ). В головную часть входят боеголовки (одна ——для ракеты с моноблочной ГЧ и несколько — для ракеты с разделяющейся ГЧ), система управления полетом ракеты (приборы, источники энергии и др.) и комплекс средств преодоления ПРО (КСП ПРО), состоящий из элементов, которые летят по траектории - вместе с боеголовками и затрудняют наведение на них средств ПРО. Разделяющаяся головная часть (РГЧ) включает, помимо того, специальную двигательную установку (двигатель) разведения боеголовок. Головная часть закрыта обтекателем. Все ступени ракеты и РГЧ имеют органы управления ——устройства, позволяющие изменять траекторию полета.
Особенности траектории полета трехступенчатой ракеты с РГЧ показаны на рис. 9.2. Ракета стартует вертикально под действием силы тяги двигателя первой ступени; по командам с системы управления разворачивается в плоскости стрельбы до нужного угла наклона. После окончания работы двигателя первой ступени ступень отбрасывается (траектория ОС}) и включается двигатель второй ступени. Аналогично происходит переход к работе третьей ступени. Под действием тяги двигателя этой ступени параметры движения головной части достигают значений, обеспечивающих попадание ее в первую цель (Сз)丝 В точке 4 (конец активного участка траектории ——АУТ) головная часть отделяется от третьей ступени, а от головной части ——первая боеголовка и сопровождающие ее элементы КСП ПРО. Боеголовка начинает самостоятельное движение к первой цели. Под действием двигательной установки разведения головная часть совершает сложный маневр (участок Л1Д2),в результате чего параметры движения ГЧ становятся такими, что вторая боеголовка, отделенная в точке 人2, направляется ко второй цели (。力 и т. д. Цели лежат, как правило, не в одной плоскости, поэтому маневры ГЧ имеют пространственный характер.
1450 км;1450 км;.380 и 205 км; .примерно 3 мии; ..около 35 мин;.380 и 205 км; .примерно 3 мии; ..около 35 мин;Основные параметры траектории РСН при дальности полета боеголовок в 10000 км составляют:
1450 км;
1450 км;
.380 и 205 км; .примерно 3 мии; ..около 35 мин;
.380 и 205 км; .примерно 3 мии; ..около 35 мин;
максимальная высота траектории . дальность и высота конца активного участка траектории время полета ракеты на АУТ ... полное время полета боеголовок ..
угол наклона вектора скорости ракеты
к горизонту в момент отделения ГЧ23°.
Современные РСН сложны по устройству и характеризуются многими параметрами. Отметим основные из них:
п ——число ступеней ракеты；
加⑺ 一 стартовая масса ракеты (масса в момент отрыва от пускового устройства);
I?' В некоторых РСН для доведения параметров движения ГЧ до требуемых значений после работы двигателя последней ступени используется двигательная установка разведения боеголовок.
Рнс. 92 Траектория трехступенчатой МБР с РГЧРнс. 92 Траектория трехступенчатой МБР с РГЧ/у — удельный импульс тяги; /у= 五 _/у — удельный импульс тяги; /у= 五 _Рис. 9.1. Схема трехступенчатой МБР с РГЧ:
Рнс. 92 Траектория трехступенчатой МБР с РГЧ
Рнс. 92 Траектория трехступенчатой МБР с РГЧ
/у — удельный импульс тяги; /у= 五 _
/у — удельный импульс тяги; /у= 五 _
1,2,3 ——двигатели первой, второй и третьей ступеней； 4 ——приборы 7 системы управления； 5 — двигательная установка разведения бое
головок; 6 — боеголовки; 7 ——обтекатель
пн — масса полезной нагрузки, равная массе головной части в момент отделения ее от последней ступени ракеты;
тт——масса топлива двигателей ракеты;
гпт ——секундный расход топлива;
Р ——тяга двигателя, Р° ——тяга у Земли, Р"—тяга в пустоте;
¥ н J；——удельный импульс у Земли н в пустоте.
Отличительным признаком всех РСН является большая дальность полета боеголовок. Обеспечение больших дальностей было первой задачей, которую пришлось решать при создании РСН.
Обеспечение необходимой дальности полета боеголовок. Дальность полета боеголовки баллистической ракеты определяется параметрами траектории ее движения в момент отделения (в конце АУТ): высотой Як и Дальностью /к точки отделения, скоростью &к и У「пом наклона скорости к горизонту (углом бросания) Q:
L=L(%, ®к,力к，/к)・
Изменять дальность с помощью ® и /к практически невозможно, так как °ни слабо влияют на дальность. Можно было бы менять дальность. Варьируя угол бросания (заметим, что именно этот способ наиболее упо- требнтелен для артиллерийских орудий и реактивных снарядов малой аа/ьностн), однако в применении к РСН и этот вариант неудобен — в слу- 唸 его использования пришлось бы всякий раз менять программу Управления полетом ракеты на АУТ. Поэтому обычно угол "『 вудер- "нвается одним и тем же для определенного диапазона дальностей. Он близок к оптимальному углу бросания ——такому, при котором данная
ракета обеспечивает максимальную дальность полета боеголовок. Чем | больше дальность, тем меньше оптимальный угол бросания. Для МБР I этот угол составляет около 20°. Угол бросания принимается для МБР j на несколько градусов большим, так как это способствует повышению 1
точности попадания боеголовок.i
Таким образом, для создания РСН необходимо было, прежде всего, обеспечить достижение скорости боеголовок 5——7 км/с, т. е. скоростей, на порядок превышающих скорости, характерные для большинства реактивных снарядов периода второй мировой войны. Причем эти скорости должны сообщаться элементам, масса которых чаще всего измеряется тоннами.Скорость ракеты в конце активного участка траектории может быть приближенно найдена по выражениюТаким образом, для создания РСН необходимо было, прежде всего, обеспечить достижение скорости боеголовок 5——7 км/с, т. е. скоростей, на порядок превышающих скорости, характерные для большинства реактивных снарядов периода второй мировой войны. Причем эти скорости должны сообщаться элементам, масса которых чаще всего измеряется тоннами.Скорость ракеты в конце активного участка траектории может быть приближенно найдена по выражениюВ этих условиях управление дальностью полета боеголовок осущест- вляется чаще всего изменением их скорости % в момент отделения. При^ типовых характеристиках траекторий РСН дальность в 4000 км обеспечив вается при ук=5250 м/с ((儿=35°), дальность в 14 000 км — при %=； =7400 м/с (6к=20°). Заметим, что при больших дальностях РСН ско7 工 рость % близка к первой космической скорости (7900 м/с), обеспечиваю^ ;щей вывод на орбиту искусственного спутника Земли. Это означает, чте： при относительно небольшом уменьшении массы головной части МБР ра- ■кета становится космической.
Таким образом, для создания РСН необходимо было, прежде всего, обеспечить достижение скорости боеголовок 5——7 км/с, т. е. скоростей, на порядок превышающих скорости, характерные для большинства реактивных снарядов периода второй мировой войны. Причем эти скорости должны сообщаться элементам, масса которых чаще всего измеряется тоннами.
Скорость ракеты в конце активного участка траектории может быть приближенно найдена по выражению
Таким образом, для создания РСН необходимо было, прежде всего, обеспечить достижение скорости боеголовок 5——7 км/с, т. е. скоростей, на порядок превышающих скорости, характерные для большинства реактивных снарядов периода второй мировой войны. Причем эти скорости должны сообщаться элементам, масса которых чаще всего измеряется тоннами.
Скорость ракеты в конце активного участка траектории может быть приближенно найдена по выражению
% = %(/Ки*
где z\u ——скорость, определяемая по формуле К. Э. Циолковского; Kv —— коэффициент снижения скорости за счет действия факторов, не учитываемых формулой К. Э. Циолковского (притяжение Земли и сопротивление атмосферы). Для МБР К〃=1,15—1,25.
Если принять, что значение удельного импульса по траектории ие меняется и составляет /『，то для одноступенчатой ракеты向
Здесь цк—^- —коэффициент заполнения ракеты топливом.Л
Для многоступенчатой ракетыЛ
%и=/『Е%и=/『Е(1—IM)…С"-»кп)(1—IM)…С"-»кп)1n —
%и=/『Е
%и=/『Е
(1—IM)…С"-»кп)
(1—IM)…С"-»кп)
П (1—цк()
i= 1
Из приведенного следует, что основными мерами по повышению скорости ракеты в конце АУТ являются увеличение числа ступеней, повышение удельного импульса двигателей и увеличение коэффициента заполнения ракеты топливом цк.
На примере одноступенчатой ракеты
mT=/nOi—加к，
где тк——масса конструкции, в которую входят масса полезной нагрузки т^н и масса двигателей с дополнительными элементами тд： тк=/ппй« + Нрн этом Я
/П01П101
увеличение 氏 необходимое для повышения скорости ракеты, при данной ее стартовой массе zn°i может быть достигнуто уменьшением массы полезной нагрузки т^н н』н собственной (без топлива) массы двигателя, уменьшение тп1{ ведет к снижению массы боеголовок, системы управления и других элементов, входящих в головную часть ракеты и, естественно, нежелательно. Более того, при создании РСН стремятся к увеличению
коэффициента тпн =коэффициента тпн =^пн
коэффициента тпн =
коэффициента тпн =
■^■，называемого относительной массой полезной
нагрузки. Именно этот коэффициент в наиболее общем виде характеризует совершенство ракеты (конструкцию, двигатели, топливо) и определяет возможности повышения ее эффективности. Поэтому основным путем повышения коэффициента заполнения ракеты топливом является уменьшение собственной массы двигателей. Обычно массовое совершенство двигателей твердого топлива определяется не величиной тд/то】，а связанным с этой величиной коэффициентом адв = ^пд/тт. Чем меньше адв, тем больше цк.
Из сказанного следует, что должна существовать связь коэффициента т^н с дальностью полета боеголовок L, числом ступеней ракеты п, коэффициентом массового совершеиства двигателей адв и их удельным импульсом тяги /у.
На рис. 9.3 приведены графики, иллюстрирующие зависимость 血 11H = f(Z, п) при адв = 0,095 и /ур = 2900 м/с. Принятая для расчетов величина /у является довольно высокой даже для современных РДТТ. Но и при такой величине удельного импульса достижение межконтинентальных дальностей с помощью одноступенчатых ракет невозможно. Предельной дальностью для них является дальность 3——4 тыс. км. Большие дальности могут быть достигнуты только прн использовании многоступенчатых (也耍2) ракет. При дальностях порядка 10 000 км наиболее выгодным является использование трехступенчатых твердотопливных РСН, что позволяет получить достаточно большое значение mw без дополнительного (за счет наличия четвертой ступени) усложнения конструкции ракеты?29 Из графика следует, что в случае использования трехступенчатых межконтинентальных твердотопливных ракет и при принятых значения /；° и адв величина 血口口 составляет 0,03—0,035, т. е. при массе полезной нагрузки, равной 1—2 т, необходимо иметь ракету со стартовой массой порядка 50 т. Заметим, что если /；р==2400 м/с, то для принятых условий имели бы тпн = 0,02, т. е. стартовую массу ракеты пришлось бы увеличить в полтора раза.
Ракеты средней дальности с РДТТ выполняются двухступенчатыми. 口рн этом, в зависимости от дальности и параметров двигателей, для ннх может быть получено тпн = 0,05 и больше.
использованиемиспользованиемТаким образом, достижение больших (вплоть до межкоитинеиталь- ннх) дальностей полета боеголовок, без чего было невозможно созда- н紀 РСН, обеспечивалось:
использованием
использованием
повышениемповышениеммногоступенчатой конструкции ракет;
повышением
повышением
удельного импульса тяги двигателей;
‘29 Для межконтинентальных ракет с ЖРД, имеющих лучшие характеристики "° массе конструкции и удельному импульсу тяги, оптимальной нвлнется двухсту- 呢нчатая схема.
Рис. 9.3. Зависимость дальности полета боеголовок твердотопливной РСН от числа ступеней и относительной массы полезной нагрузки
4”々
260。
goo
230。
1709
ZSQO
%缈
I960 1970
1950
76附 1980 го^б/
Рис. 94 Повышение учетное импульса тяги РДТТ и плотности твердых топлив в период раз* вития РСН
снижением пассивной массы конструкции ракет и, прежде всего, массы конструкции их двигателей.
Наибольшие трудности в решении этих задач были связаны с совершенствованием двигателей твердого топлива. Их массовые и энергетические характеристики должны были быть резко повышены по сравнениюс теми, что были свойственны РДТТ периода второй мировой войны. Без этого создание РСН было невозможным. Рассмотрим кратко пути решения этой проблемы.
Характеристики и особенности РДТТ РСН. Как известно, удельный импульс тяги двигателей зависит в основном от характеристик топлива (располагаемый запас энергии) и степени расширения газов в сопле, характеризуемой отношением давления газов в камере и на срезе сопла Рк/Ра (это отношение определяет степень использования располагаемой энергии топлива). Отношение давлений рк/ра, в свою очередь, определяется степенью расширения сопла d3/d^ где d& и dKp —— диаметры выходного и критического сечений сопла.
Для сравнения энергетических характеристик топлива используется стандартный удельный импульс тяги 7yi, определяемый при рк=4 М11& ра=рн=О,1 МПа и без учета потерь. Для лучших баллиститных порохов конца второй мировой войны стандартный удельный импульс составлял Jyj=210o—2150 м/с. Решающее значение в повышении удельного импульса сыграл переход к смесевым топливам, представляющим собой механическую смесь горючего и окислителя. В большинстве случаев такое топливо состоит из трех основных компонентов ——полимерного горючего-связующего, кристаллического окислителя и металлической добавки. В качестве связующих используются полимеры (напри*
ер, полиэфирные или эпоксидные смолы) и каучуки. Как окислитель поименяется часто перхлорат аммония. Из металлических добавок аибольшее распространение получил алюминий, введение которого поз- йоляет повысить энергетические характеристики топлива. Один из ва- нантов состава смесевого топлива включает, например, 68 % перхлора- ；а аммония, 17 % полиуретана и 15 % алюминия.
Применение смесевых топлив без добавки алюминия позволило поднять Aj до 2250—2350 м/с. Ввод алюминия увеличил эту величину до 2400-2500 м/с. Рис. 9,4 показывает, как изменялся стандартный удель- ный импульс в процессе развития РСН.
Заметим, что одновременно с повышением удельного импульса тяги переход от баллиститных к смесевым топливам позволил несколько уве- личить и плотность топлива (примерно с 1,7 г/см3 до 1,85 г/см3), что благоприятно сказывается на массовых характеристиках ракеты (уменьшает ад0)* так как позволяет разместить одну и ту же массу топлива в камере двигателя меньших размеров. Данные об изменении плотности топлива также см. на рис. 94
Топлива на основе перхлората аммония Знли использованы при создании ряда РСН, состоящих на вооружении до сих пор. Следует отметить, что действительный импульс РДТТ (с учетом реальных значений рк, Ра и рн) обычно заметно выше стандартного удельного импульса. Так, при /у|==2400—2500 м/с действительный удельный импульс может доходить до 2900 м/с. Существуют возможности дальнейшего улучше- ния энергетических характеристик топлива за счет замены его составляющих на более эффективные. Так, перхлорат аммония может быть заменен иа более мощные окислители, алюминий на гидрид алюминия или бериллий; в качестве горючих-связующих могут использоваться такие активные вещества, как нитраты целлюлозы и нитроглицерин. 11ри этом значение /у может быть повышено примерно до 2900 м/с, а плотность топлива —до 1,9 г/см3. Однако внедрение таких высокоэффективных топлив затрудняется тем, что они могут иметь неблагоприятные для эксплуатации РСН особенности (нестабильны, взрывоопасны, образуют токсичные продукты сгорания и т. п.). В связи с этим дальнейшее существенное повышение удельного импульса за счет изменения состава топлив представляется маловероятным.
Вторым, помимо перехода на более эффективные в энергетическом отношении топлива, способом повышения удельного импульса тяги РДТТ является увеличение степени расширения газов в сопле рк/Ра- Очевид- ннм путем для этого служит повышение давления газов 厶 в камере при сохранении ра неизменным. Этот путь был использован для улучшения характеристик ракет с двигателями на жидком топливе. Однако для ^рдотопливных ракет такое решение реализуется с большим трудом, 'то связано с тем, что если для ЖРД с насосной подачей топлива Масса двигателя слабо зависит от давления в камере, то для РДТТ с уве- "нчением этого давления масса двигателя растет очень заметно. В ре- ；У』ьтате этого влияние давления в камере на характеристики ракеты (Например, на достигаемую ею скорость) двояко. С одной стороны, при Увеличении рк растет удельный импульс тяги, что способствует ^вышению скорости, с другой ——увеличивается коэффициент весо- 0ro совершенства адв н скорость соответственно уменьшается. Сущест- Ует оптимальное значение рк, обеспечивающее максимальное при прочих Равных условиях значение скорости (и следовательно, дальности). Это
оптимальное значение давления в камере зависит от многих факторов Отметим лишь основные. Чем больше прочность и чем меньше плотность конструкционных материалов, применяемых для изготовления корпуса РДТТ, тем выше значение оптимального давления. Обобщенной хара«. теристикой свойств материала в данном случае служит удельная проц, ность d/р, где ов — предел прочности, р — плотность материала. Совер. шенствование РСН в процессе их развития было связано с улучще-
2,62,05,08,010,02,62,05,08,010,0иием конструкционных материалов и прежде всего с повышением их удельной прочности, которая составляет в МПа-м3/кг:
2,62,05,08,010,0
2,62,05,08,010,0
для высокопрочной стали .
титанового сплава стеклопластика углепластика
органопластика ....,..
Переход на материалы, имеющие высокую удельную прочность, означал и повышение оптимального значения давления в камере. Улучшению массовых характеристик двигателей при использовании пластиковых корпусов способствовало применение новой технологии их изготовления, обеспечивающей более полное использование запасов прочности материалов. Широкое распространение получили пластиковые корпуса РДТТ типа 《кокон》，изготавливаемые методами намотки нитей, пропитанных полимерной связкой, на технологические оправки определенных форм.
Давление в камере принимается различным для двигателей разных ступеней ракет. Известно, что максимальное значение удельного импульса достигается в случае, если давление газов на срезе сопла равно давлению окружающей среды (ра = рн). В связи с этим для двигателей первых ступеней значение ра принимается близким к 0,1 МПа, повышение рк/ра в этих условиях за счет уменьшения ра практически невозможно. Для двигателей верхних ступеней давление газов на срезе сопла может быть понижено для увеличения удельного импульса до любых самых низких значений. Ограничением здесь обычно выступает то, что с уменьшением ра растут размеры сопла и, в частности, диаметр его выходного сечения, который достигает в конце концов значения диаметра ракеты, больше которого он, естественно, быть не может. При этом величина ра имеет порядок 0,01 МПа. Очевидно, что в этом случае высокие значения степени расширения газов рк/ра достигаются при меньших, чем на первой ступени ракет, давлениях в камере.
Если давления в камере первых вариантов РСН составляли около 5 МПа, то на последних образцах они доходят (на первых ступенях) Д。
Рис. 9.5. Раздвижное сопло：
/ — неподвижная часть сопла; 2 — меха。 ннзм перемещения подвижной части (показан условно); 3 — подвижная часть сопл3
|0 МПа. Чтобы уменьшить длину ракеты при использовании сопел с боль- шОй степенью расширения газов, были освоены раздвигающиеся сопла двигателей верхних ступеней ракет (рис. 9.5). Укорочение двигателей мо- *ет быть достигнуто и применением многосопловой конструкции. Дви- гаТели такой схемы использовались на некоторых первых образцах ракет стратегического назначения. Для уменьшения длины ракеты применяются утопленные сопла, у которых докритическая часть размещена внутри ка- меры-
В процессе совершенствования двигателей РСН, помимо повышения их удельного нмпульса и улучшения показателей массового совершен- ства, необходимо было существенно изменить и ряд других характеристик. Время работы двигателей твердотопливных ракетных снарядов периода второй мировой войны измерялось секундами. Достижение необходимых скоростей за такое время было возможно потому, что перегрузки, действовавшие на ракету (они определяются коэффициентом тяго- вооруженности \ = Р/m^g, т. е. отношением тягн двигателей к весу раке- th), были очень высокими и измерялись десятками и сотнями единиц. Для ракет этого класса действие больших перегрузок было не опасным —— ракеты имели высокую прочность, и на них отсутствовали системы управления. Для РСН действие столь высоких перегрузок недопустимо. Установлено, что наилучшне энергомассовые характеристики трехступенчатой РСН достигаются в том случае, если в момент ее старта 入=2, т. е. тяга всего в два раза превосходит вес ракеты. Но при этом для достижения необходимых скоростей требуется значительно увеличивать время работы двигателей. Для МБР время работы двигателей каждой ступени составляет около минуты. Достижение такого большого (для РДТТ) времени работы, в свою очередь, потребовало решения многих сложных вопросов ——обеспечения определенных скоростей горения топлива, разработки новых форм зарядов, отыскания способов сохранения сопел в условиях длительного воздействия продуктов сгорания на их стенки и т. п. Как правило, в двигателях РСН применяются заряды с одним центральным каналом, имеющие форму, при которой поверхность горения мало меняется в процессе работы двигателя. Форма заряда, схемы его размещения в камере выбираются с учетом необходимости достижения максимального заполнения камеры топливом (уменьшение адв). Значительные трудности представляет собой обеспечение термостойкости сопел. Переход на новые топлива, имеющие более высокие температуры го・ рения, и повышение давления в камере привели к резкому увеличению удельных тепловых потоков, действующих на стенки конструк- инн (максимум этих потоков находится в критическом сечении сопла). Зтн тепловые потоки достигали значений, сопоставимых с теми, что нмеют место в жидкостных ракетных двигателях. Но если в ЖРД сопла охлаждаются компонентами топлив, то в двигателях твердого топлива возможность такого охлаждения отсутствует. Предлагались различные способы обеспечения термостойкости сопел. Общепринятой. стала кон- стРУкцня, в которой критическое сечение образуется вставкой из особо Жаростойких материалов (графит, вольфрам, углеродное волокно и т. п.).
Особо в процессе развития РСН стояла проблема управления их поле- том на активном участке траектории. Эта проблема не возникала в пол- ?м объеме в применении к ракетным снарядам прежних поколений, ^ля РСН необходимо было решить две задачи ——прекращение действия выключение) двигателя последней ступени ракеты в момент достижения
требуемого значения скорости и управление положением ракеты трактории.
Для ракет с двигателями на жидком топливе первая задача решается просто — прекращением подачи топлива в камеру сгорания. Выключение РДТТ может быть достигнуто прекращением горения его заряда. Одним из способов этого является резкое и значительное уменьшение давления в камере. Оно может быть достигнуто открытием в нужный момент отвер. стий в стенках двигателя. Решение задачи облегчается в том случае если эти отверстия сделаны на переднем днище камеры и снабжены сопловыми раструбами. При этом открытие отверстий ведет к созданию тяги, направленной против направления движения ракеты. Если эта тяга больше тяги основных сопел (реверс тяги), то, отсоединив го- ловную часть от последней ступени ракеты, можно «затормозить» ракету и обеспечить тем самым отделение ГЧ. Полное прекращение работы двигателя в этом случае необязательно.
, Развитие способов и систем управления полетом РСН сделало возможным обеспечение необходимой дальности (а именно для этого осуществлялось прекращение работы двигателя последней ступени) и без выключения двигателя, т. е. при условии полного выгорания его топлива. В связи с этим узлы реверсирования тяги перестали быть обязательными.
Создание усилий, необходимых для управления угловым положением ракеты на траектории, осуществляется для твердотопливных РСН различными способами. Назовем только основные из них:
использование поворотных сопел; в районе критического сечения сопла устанавливается гибкое герметичное соединение, в результате чего выходной конус под действием специального привода может отклоняться на некоторый угол ——появляется боковая составляющая силы тяги;
применение дефлекторов — колец или насадок, размещенных на срезе сопла и отклоняемых при необходимости относительно двух взаимно перпендикулярных осей, при отклонении дефлектора часть его попадает в поток газов, истекающих из сопла, что приводит к появлению усилия, «разворачивающего» камеру и, следовательно, ракету;
использование дополнительных управляющих сопел, через которые в нужном направлении могут истекать продукты сгорания топлива двигателей или специального газогенератора. Этот способ выгоден при небольших потребных управляющих усилиях. Управляющие сопла иногда называются газоструйными рулями;
ввод в закритическую часть сопла продуктов сгорания твердого топлива или жидкости (обычно фреона). При этом в месте ввода образуется скачок уплотнения газов, движущихся по соплу, нарушается симметрия поля давления по конусу и появляется боковая сила, которая и используется для поворота ракеты.
Выбор способа управления ракетой определяется стремлением обеспечить создание необходимых усилий при наименьших массовых затратах на органы управления и достижении их высокой надежности.
Возможная схема современного РДТТ показана на рис. 9.6. Создание управляющих усилий в двух плоскостях обеспечивается подачей под давлением фреона через отверстия в стенке выходного конуса сопла. Заметим, что при этом не могут быть созданы усилия (момент) для поворо- та ракеты вокруг продольной оси. Поэтому такая схема управления положением ракеты обычно предполагает, что используются какие-то Н
рис. 9.6. Схема РДТТ с регулированием вектора тяги путем ввода компонента в закритическую часть сопла:
/ 一 воспламенитель； 2 ——заряд топли- 0а; 3 — щели в заряде; 4 — утопленное сОпло; 5 — трубопровод подачи компонента; ~6 — регулятор; 7 — отверстия для ввода компонента
другие меры —— например, применяются управляющие сопла, работающие от газогенератора.
Все указанные и ряд других конструктивных решений, реализованных яри создании РДТТ РСН, принимались с учетом необходимости уменьшения коэффициента массового совершенства двигателей. В настоящее время для крупногабаритных РДТТ этот коэффициент составляет адз = 0,06——0,08, что значительно меньше значений этого коэффициента первых образцов РДТТ РСН：
Таким образом, в процессе развития РСН были достигнуты существенное повышение удельного импульса тяги двигателей и улучшение их массовых характеристик. Это позволило поднять основной показатель энергомассового совершенства МВР ——относительную массу их полезной нагрузки — примерно с 0,025 до 0,04.
Боевое оснащение РСН. Возможности поражения целей ракетами стратегического назначения в значительной степени зависят от состава и характеристик их боевого оснащения, под которым понимают элементы головной части (боеголовки и средства преодоления ПРО), достигающие целей. К характеристикам боевого оснащения относят число боеголовок на ракете 打行，мощность (тротиловый эквивалент) их заряда q, размеры зоны разведения боеголовок и характеристики КСП ПРО.
Для создания современных РСН большое значение имело совершеи- ствовани ядерных боеприпасов и, прежде всего, увеличение их удельной мощности, под которой понимается отношение мощности заряда к массе боеприпаса Ven —^/^бп Мт/т. Масса атомных бомб, сброшенных в 1945 г. на города Японии, составляла несколько тонн при тротиловом эквиваленте в 0,02 Мт, и, следовательно, для этих боеприпасов коэффициент 丫6口 составлял примерно 0,01. В настоящее время для американских РСН этот коэффициент достигает значений 1—3 Мт/т. При этом масса боеголовок с зарядом мощностью до 0,5 Мт составляет примерно 200 кг, что позволяет размещать на одной РСН до десяти боеголовок.
На первых образцах РСН применялись моноблочные ГЧ. В процессе Развития РСН появились разделяющиеся головные части. Первым вариантом РГЧ была головная часть, боеголовки которой просто Разбрасывались так, чтобы крупная площадная цель поражалась ими в нескольких местах. Суммарная мощность зарядов таких боеголовок бы- Ла меньше мощности одного заряда, который мог быть использован в }!рноблочной ГН такой же массы, как и разделяющаяся головная часть. Поэтому эффективность поражения целей при переходе к такой РГЧ Не Увеличивалась. В. связи с этим от ГЧ такого типа отказались и пере-
шли к РГЧ, боеголовки которых могли наводиться индивидуально п@ разным точкам прицеливания, отстоящим друг от друга на десятки и сот. ни км. Этот тип РГЧ получил индекс МИРВ. Принцип функционир0. вания РГЧ «МИРВ» (разведение боеголовок) рассмотрен выше. P「q типа МИРВ применяются на большинстве современных РСН наземного и морского базирования. Однако в США начата разработка новой МБР «Миджитмен» с моноблочной ГЧ. Возврат к этому варианту боевого оснащения связан со стремлением иметь ракету возможно меньшей массы. Боеголовки современных МБР и БРПЛ относятся к типу неуправляемых. Это означает, что после отделения боеголовки от ГЧ она продолжает движение к цели по баллистической траектории, без какой-либо коррекции полета. Существуют и управляемые боеголовки, они применялись на американских РСН. С целью повышения точности попадания или повышения вероятности преодоления ПРО траектория полета такой боеголовки может быть изменена. Схема неуправляемой боеголовки приведена на рис. 9.7. Внутри корпуса, имеющего конусообразную форму, размещаются ядерный заряд и автоматика его подрыва. Корпус изготавливается в виде тонкостенной оболочки, при входе в атмосферу защищенной от аэродинамического нагрева специальными теплозащитными покрытиями. В передней части, испытывающей наиболее интенсивный нагрев, устанавливается наконечник из материалов, особо устойчивых к действию тепловых нагрузок. В конструкцию управляемых боеголовок, кроме элементов, показанных на рис. 9.7, входят приборы и органы управления их полетом.
Как уже отмечалось, разведение боеголовок по различным целям осуществляется с помощью специальной двигательной установки, входящей конструктивно в головную часть. Чтобы обеспечить попадание боеголовок в цели, двигательная установка разведения должна сообщать им необходимые значения скорости с высокой точностью. Для этого требуется управлять работой двигательной установки ——включать и выключать ее многократно, изменять тягу. Для твердотопливных двигателей многократное включение и регулирование тяги осуществляется значительно труднее, чем для ЖРД. Поэтому на ряде современных твердотопливных РСН в качестве двигателей разведения применяются ЖРД иа высококипящем топливе, пригодные для длительного хранения в состоянии готовности к работе. Характеристикой ракеты с РГЧ являются размеры зоны разведения боеголовок. Под этой зоной понимается площадь (прямоугольник, круг и т. п.), внутри которой любым образом могут располагаться цели, которые достигаются боеголовками. Очевидно, что увеличение размеров зоны разведения позволяет при планировании боевого применения РСН «обслуживать» большее число целей.
Рис. 9.7. Схема неуправляемойбоеголовки:
/ — наконечник; 2 — корпус； 3 — заряд; 4 — автоматика заряда
Однако, чем больше зона, тем больший запас топлива должен быть в головной части для двигателя разведения и тем, следовательно, меньше д0Ля массы ГЧ, используемая для боеголовок. Комплекс средств преодолели ПРО в настоящее время рассчитывается, главным образом, на то/ чт0бы затруднить радиолокационным станциям ПРО обнаружение боего- ЛОВок на траектории. Системы ПРО, которые отрабатывались до сих пор, нмели целью поражение боеголовок противоракетами на нисходящей вет- ви траектории ——на расстояниях до сотен километров от цели. Для этого противоракеты должны быть наведены на боеголовки, что, в свою очередь, требует своевременного обнаружения и опознания (селекции) боеголовок. Чтобы затруднить решение этой задачи и повысить тем самым вероят- 'ность преодоления ПРО, боеголовки на траектории сопровождаются устройствами, входящими в КСП ПРО. К ним относятся различные виды ложных целей (легкие, тяжелые, плазменные и пр.), станции . активных помех, дипольные отражатели и др. Ложные цели имитируют боеголовку по признакам, на основе которых производится селекция. Один из вариантов таких целей ——легкая ложная цель ——представляет собой надувной металлизированный баллон, который, имея незначительные массу и габариты в сложенном состоянии (несколько кг и дм〉 после раскрытия на траектории воспринимается РЛС как боеголовка. Однако при входе в атмосферу легкие ложные цели отстают от боеголовок и перестают их имитировать. Легкие ложные цели поэтому работе- способны лишь на высоте более 100 км. Тяжелые ложные цели имеют характеристики, определяющие параметры их движения в атмосфере, близкие к характеристикам боеголовок, и могут защищать боеголовки 'и на меньших высотах. Станции активных помех включают устройства, препятствующие селекции боеголовок путем нарушения нормальной работы РЛС.
Характеристики боевого оснащения выбираются из условия нанесения целям максимального ущерба. Выбор этот крайне сложен, так как характеристики в разных условиях проявляются по-разному и в то же время связаны между собой. Если считать, что масса полезной нагрузки (ГЧ) неизменна, то при увеличении, например, числа боеголовок 〃бг приходится уменьшать мощность их зарядов q и размеры зоны разведения или ослаблять КСП ПРО. В то же время в разных условиях (при наличии или отсутствии ПРО, для разных целей и т. д.) значение этих характеристик различно. В настоящее время число боеголовок РСН составляет п^~ 1 —10, мощность зарядов д = 0,1 —1,5 Мт.
Эффективность ракет стратегического назначения. Под боевой эффективностью (в дальнейшем эффективностью) РСН понимается степень их приспособленности к выполнению боевых задач во всех возможных условиях применения. Определяется эффективность величиной ущерба, ' наносимого объектам противника при использовании РСН. Поскольку все РСН несут ядерные боеголовки, оценка их эффективности связана с необходимостью учета воздействия ядерного взрыва по целям..
При ядерном взрыве на цель воздействует ряд поражающих факторов (ПФЯВ): световое излучение, проникающая радиация, воздушная ударная волна (ВУВ), электромагнитный импульс и др. Для оценки эффективности РСН в большинстве случаев учитывается действие только ВУВ, интенсивность которого оценивается по давлению во фронте волны Арф. Для каждого объекта может быть установлено давление АрфЦ, выводящее объект из строя. Так, для городских строений Дрфи=0,02——
—0,05 МПа, для пусковых установок американских МБР Дрфц=7 МПа и т. д. Если Арф》Арф(1, объект (цель) считается пораженным.
Как известно, давление во фронте ударной волны, возникающей при ядерном взрыве в атмосфере, зависит в основном от мощности (тротилового эквивалента) q взрываемого заряда и расстояния R до эпицентра взрыва. Зависимости Арф = /(д, R) аппроксимируются в виде
Кз = Лц%,
где /?з —— радиус зоны поражения цели, т. е. расстояние, иа котором Арф = Дрфц при данном q и при данной защищенности цели; Ku ——коэффициент защищенности цели, зависящий от Арф”.
Для приближенных расчетов принимают
Кц=0,78Дрфц~°'5 при Арф11Vo,2 МПа;Кц=0,98Дрфц-°-3 при 0,2<Ари&10 МПа.
На основании приведенных зависимостей можно, например, определить, что при q— 1 Мт и Лрфц = 0,035 МПа & составляет 5 км, а при АрфЦ = 7 МПа — примерно 0,45 км. Это означает, что одна боеголовка с зарядом указанной мощности поражает площадь города около 75 км2 и для поражения ПУ МБР США взрыв должен произойти на расстоянии ие более 450 м от нее.
Цели для РСН значительно отличаются по размерам и степени защищенности. Различают цели малоразмерные, размеры которых существенно меньше радиуса поражения (пример — стационарные ПУ МБР), имеющие поперечные размеры порядка 10 м, и площадные (пример —— города). Первые могут иметь, как указывалось, высокую защищенность.
В качестве критериев эффективности РСН чаще всего используются: вероятность поражения малоразмерной цели Р, представляющая собой вероятность того, что данная цель окажется в зоне поражения, где Ар©》Ар 巾 и；
математическое ожидание пораженной части площадных целей (части площади, попадающей в зону, где Дрф^Лрфц).
В теории эффективности устанавливается (при некоторых упрощающих предположениях), что вероятность поражения малоразмерной цели, иа которую направляется м?г одинаковых боеголовок, имеющих заряд мощностью q и точность попадания, характеризуемую среднеквадратическим отклонением точек падения боеголовок от точки прицеливания о% составляет
Р=1-ехр (—^0 =1-ехр (~~ "修广)•(9.2)
Для оценки влияния на эффективность РСН различных характеристик ракет и комплексов определим из приведенного выражения число боеголовок, необходимое для поражения данной цели с требуемой вероятностью 186
Еслн на ракете установлено пбг боеголовок, то потребное- число ракет 叫尸甫机,ln Т=р^ •(9・3)
Установленное число боеголовок должно достичь цели. Количество же боеголовок (и ракет), которое необходимо иметь в составе группировки рСН, будет отличаться от 几备.тр, так как:
часть боеголовок не достигнет цели вследствие того, что надеж- нОсть комплексов (вероятность нормального старта и полета ракеты и боеголовок) Рн《1；
часть ракет может быть уничтожена противником до их старта или иа активном участке траектории, что учитывается показателем живучести Рж《1 (вероятность сохранения ракет при воздействии противника) ；
часть боеголовок может быть уничтожена системой противоракетной обороны противника (вероятность преодоления системы Рпро《1).
С учетом этого число ракет в группировке РСН, потребное для поражения цели,
代产 з：^”р*р“р。1п 4^ •(9-4)
Чем меньше мр. тр, тем выше эффективность РСН, Отсюда следует, что основными направлениями повышения эффективности РСН являются: повышение точности ракет (уменьшение %);
увеличение числа боеголовок на ракете и мощности их зарядов; повышение надежности и живучести комплексов;
обеспечение высокой вероятности преодоления боеголовками противоракетной обороны противника.
Кроме отмеченных на эффективность РСН в определенных условиях их применения влияют и другие характеристики ракет и комплексов и, в частности:
боеготовность комплекса тбг, под которой понимается время, потребное для старта ракеты по получении команды на пуск;
возможности переприцеливания ракеты, характеризуемые числом целей %ер, по которым в течение определенного времени может быть произведен пуск данной ракеты.
Нами установлено, от каких характеристик ракет и комплексов зависит эффективность поражения малоразмерных целей. Можно показать, что полученные выводы справедливы и тогда, когда рассматривается действие РСН по площадным целям. Таким образом, эффективность РСН является сложной функцией многих характеристик самих ракет и комплексов.
М==取(％「q，%, А, Лк，Ар。，仆仆рр，…)，(9.5)
Улучшение всех перечисленных характеристик и составляло в основном содержание мер по совершенствованию РСН в процессе их развития. Хотя относительная значимость улучшения отдельных характеристик и меняется в зависимости от условий боевого применения РСН (вид целей, форма ударов, наличие или отсутствие ПРО и т. п.), необходимо было одновременно повышать все указанные в (9.5) характеристики, так как РСН являются универсальным оружием, т. е. рассчитаны на применение во всех возможных условиях.
Улучшение большинства характеристик, влияющих на эффектнв- ность ракеты, достигается тем легче, чем больше полезная нагрузка 加口八 Так, очевидно, что увеличением т“н прямо создаются условия для повышения 孔$^ и q. Благоприятно это сказывается и на повышении Рнр。(развитием КСП ПРО), на увеличении точности (позволяет повысить массу системы управления и т. п.). Поскольку всегда существуют ограничения на стартовую массу ракеты /«он то увеличение массы полезной нагрузки стремятся обеспечив повышением коэффициента энергомассового совершенства ракеты тпн. Поэтому реализация всех рассмотренных выше мер по увеличению этого коэффициента в процессе развития РСН имела большое значение для повышения эффективности ракет этого класса. Особое значение для повышения эффективности ракет стратегического назначения имело увеличение точности ракет, живучести и надежности ракетных комплексов. Рассмотрим пути улучшения этих характеристик подробнее.
Точность ракет стратегического назначения. Как уже отмечалось, достижение неуправляемой боеголовкой заданной точки прицеливания обеспечивается по дальности тем, что боеголовка на момент отделения ее от ракеты имеет определенные параметры траектории “，9К, Лк и /к. Кроме того, боеголовка не должна отклоняться от цели и в боковом .направлении, т. е. двигаться в плоскости, проходящей через точку старта и цель. Потребные параметры траектории могут быть рассчитаны прн известных координатах места старта и цели. Однако в реальных условиях целый ряд факторов, определяющих траекторию движения ракеты на АУТ и боеголовки после отделения, имеют отклонения от тех (наиболее вероятных) значений, которые принимались при расчете. Это определяет неизбежность отклонений точек падения боеголовок от точки прицеливания. Если не принять специальных мер по снижению этих отклонений, то они могут быть недопустимо большими. В ряде случаев для оценки точности попадания артиллерийских снарядов и ракет времен второй мировой войны использовалось отношение отклонений от цели к дальности. Считалось вполне удовлетворительным, если это отношение имело порядок (Г/500——1 /1000). Предположим, что такая точность была бы достигнута и для РСН. Это означало бы, что боеголовки МБР (дальность 10 000 км) отклонялись бы от точки прицеливания на расстояния до 10 км. Очевидно, что такое отклонение, даже с учетом того, что РСН имеют ядерные боеголовки, совершенно недопустимо. О потреб- ных значениях точности попадания боеголовок в цели можно судить на основе примера определения эффекта действия боеголовок, приведенного ранее. Было установлено, что при взрыве заряда мощно- стью в 1 Мт давление во фронте ударной волны, равное 7 МПа, достигается на расстоянии около 400 м от эпицентра. Это означает, что цель, имеющая защищенность в 7 МПа (пусковые установки МБР США), будет поражена таким взрывом только в том случае, если он произойдет от цели на расстоянии не больше указанного. Если же мощность заряда будет ниже принятой в расчете, то это расстояние становится еще меньше. Отсюда можно заключить, что отклонения боеголовок современных РСН от точки .прицеливания должны измеряться не бо.лее Чем сотнями метров.
Установлено, что в большинстве случаев точки падения боеголовок, направляемых на одну цель, образуют эллипс, центр которого может не совпадать с целью. Отклонения центра эллипса от цели (точки прице- 188
ливания) называются систематическими отклонениями. Они одинаковы дан всей совокупности рассматриваемых боеголовок. При создании рСН принимаются меры к исключению систематических отклонений. Если эти отклонения настолько малы, что могут не учитываться в практических целях, то за характеристики точности попадания боеголовок принимаются характеристики закона рассеивания их относительно цели. Показано, что можно принимать этот закон нормальным круговым со среднеквадратическим отклонением (СКО) 舊=?丄拦?, где at и а — CKO по дальности и в боковом направлении. На практике за характеристики точности РСН принимаются круговое вероятное отклонение КВО= 1Д8оп или предельное отклонение 6 = 2,7ол. И ту, и другую величину можно трактовать как радиус круга, в который попадает определенная (для КВО — 50 %, для 5 — более 99%) часть боеголовок.
Точность РСН определяется в значительной степени особенностями и характеристиками систем, применяемых для управления их полетом. Системы управления РСН в процессе их развития претерпели значительные изменения. На первых образцах МБР, например, применялись системы, включавшие радиотехнические устройства. Ракеты в полете были связаны с Землей. Такие системы были явно неудобными для боевого применения ракет, и от них вскоре отказались.
К настоящему времени наиболее реальными для РСН являются три способа управления их полетом (и полетом боеголовок) и три соответствующих типа систем управления (СУ)：
инерциальная автономная СУ полетом ракеты на АУТ；
управление полетом ракеты с использованием внешних источников информации;
управление полетом отделившихся боеголовок с коррекцией их траектории по картам местности.
На всех современных МБР применяется первый из перечисленных типов СУ. Он использовался и для ряда образцов БРПЛ. В этом случае все устройства, обеспечивающие управление полетом ракеты» находятся на ее борту и не получают после старта никакой информации от внешних источников. Одним из вариантов автономных систем являлась система, действие которой основывалось на том, что по извест- .ным точкам старта ракеты и местоположения цели расчитывалась потребная траектория ракеты (попадающая траектория), и система управления после пуска с возможно большей точностью обеспечивала Движение ракеты по этой траектории. Для этого необходимо было обеспечить:
движение центра масс ракеты по попадающей траектории； изменение угла наклона продольной оси ракеты к плоскости горизон- та в месте старта (угла тангажа) по заданной программе с получе- ннем к концу АУТ требуемого угла бросания;
отсутствие угла между, продольной осью н плоскостью стрельбы (Угла рыскания) и угла поворота ракеты вокруг продольной оси (угла вращения или угла крена).
Кроме того, для достижения заданной дальности требуется выключать Двигатель последней ступени в тот момент, когда скорость ракеты до- стнгнет определенного значения. Для решения всех этих задач система Управления должна включать устройства, позволяющие записывать и
хранить расчетную программу изменения параметров, определяющих дви-1| жение ракеты, устройства, измеряющие во время полета действи- ™
тельные значения этих параметров и сравнивающие их с программными, и устройства, вырабатывающие по полученным данным необходимые команды для органов управления полетом. К основным задаваемым параметрам относятся потребное значение скорости и программа изменения угла тангажа; в полете измеряются эти параметры и углы рыскания и крена. В качестве измерителей углов используются гироскопические приборы, определение скорости основывается на измерениях линейных ускорений с помощью специальных приборов — акселерометров. В приборах для измерения параметров движения ракеты используется свойство инерции, что и дает основания для соответствующего названия рассматриваемого типа системы управления (инерциальная).
Другим вариантом автономных инерциальных СУ являете» система, при использовании которой попадающая траектория заранее не рассчитывается. В этом случае в СУ вводятся данные (координаты точки старта и цели и др.), с использованием которых система решает задачу
наведения ракеты в процессе ее полета с учетом реальных параметров движения. При этом не требуется выключение РДТТ последней ступе
ни, а двигатель работает до полного израсходования топлива.
Основными приборами и системами, входящими в автономную инерциальную СУ, являются:
комплекс командных приборов, обеспечивающий измерение параметров движения и сравнение их с требуемыми;
бортовая цифровая вычислительная машина (ВЦВМ), устройство памяти которой содержит всю необходимую информацию для решения задачи управления полетом и которая производит соответствующие вычислительные операции；
аппаратура прицеливания, обеспечивающая требуемую предстарто
вую ориентацию ракеты; “
бортовые источники электроэнергии, средства коммутации, устройство формирования команд для исполнительных органов, системы контроля за состоянием СУ и т. п.
Функционирование СУ при пуске ракеты осуществляется по строго определенной программе и полностью автоматизируется. Пуск МБР осуществляется в короткое (для американских МБР примерно 30 с) время, для чего гироскопические приборы во время дежурства непрерывно задействованы. “
Система управления является самой сложной и одной из самых дорогих систем современных РСН. Масса приборов управления современных РСН составляет 100—200 кг.
Точность попадания боеголовок РСН, характеризуемая их рассеиванием относительно точки прицеливания, при использовании автономных СУ зависит от многих факторов. Составляющие рассеивания при
нято делить：
на техническое рассеивание, обусловленное неточностями управления полетом ракеты и разведения ее боеголовок, а так же рассеиванием их на конечном участке траектории при движении в атмосфере;
рассеивание вследствие погрешностей астрономо-геодезического обеспечения пуска и полета ракет.
Первая группа составляющих рассеивания (ошибок) определяется в основном несовершенством конструкции и неточностью изготовления
приборов СУ, упрощением алгоритмов вычис- леиия параметров движения ракеты и реше- ния задачи управления ее полетом, погрешностями механизмов отделения боеголовок, а также разбросом конструктивных характеристик отдельных боеголовок, вследствие которого они движутся при входе в атмосферу по разному.
Вторая составляющая рассеивания возникает вследствие того, что с ошибками определяются координаты точки старта и цели, недостаточно точны используемые при решении задачи управления полетом зависимости, описывающие форму Земли, ее гравитационное поле и т. Д-
Повышение точности РСН с автономными
為 7〃，*〃為 7〃，*〃Рис. 9.8. Изменение точности РСН в процессе ихРис. 9.8. Изменение точности РСН в процессе ихСУ в процессе их развития достигалось сни-развития
為 7〃，*〃
為 7〃，*〃
Рис. 9.8. Изменение точности РСН в процессе их
Рис. 9.8. Изменение точности РСН в процессе их
жением всех составляющих рассеивания. О том, какие результаты были достигнуты при этом, можно судить по данным рис. 9.8. Принятая на вооружение в 1962 г. ракета «Минитмен 1» имела предельное отклонение примерно 3 км, ракета MX (1986 г.)— около 0,3 км. Поскольку точность попадания влияет на вероятность поражения малоразмерных целей во второй степени, то можно заключить, что повышение точности РСН сыграло заметную роль в увеличении их эффективности.
Приведенные данные относятся к РСН наземного базирования. Для ракет этого класса использование автономных инерциальных СУ наиболее обоснованно, так как составляющая рассеивания, вызываемая ошибками определения координат точки старта, для них может быть предельно уменьшена. Для РСН, место старта которых переменно (ракеты подводных лодок, подвижных наземных комплексов), применение автономных СУ связано с необходимостью определять перед
пуском ракеты ее местоположение, что может представлять определенные трудности. На первых образцах БРПЛ применялись автономные инерциальные системы управления. При этом предельные отклонения точек падения боеголовок этих ракет были больше, чем отклонения боеголовок ракет наземного базирования, основной причиной чего были неточности определения местоположения подводной лодки в момент старта ракеты.
Для РСН, точки старта которых меняются, может оказаться бо- 』ее целесообразным применение СУ с коррекцией полета ракеты на АУТ. Такие системы были освоены в процессе развития БРПЛ. Они ℃новаиы на использовании информации от внешних источников. Пер- в&м вариантом таких СУ является система с астрокоррекцией полета ракеты. На ракете устанавливаются приборы, измеряющие в полете Азимуты выбранных звезд, на основании чего уточняются данные по Прицеливанию ракеты и определению координат точки ее старта. По-
добная СУ не может решить все задачи по управлению полетов Поэтому на ракете имеется и инерциальная система управления, 4t дало основание назвать СУ таких ракет астроинерциальными.
Второй вариант СУ данного типа основан на использовании информации от специальной космической системы. Эта система включает несколько космических аппаратов, передающих радиосигналы об их положении, привязанные ко времени. Система «Навстар» США предполагает наличие на орбитах высотой около 20 000 км одновременно до 24 космических аппаратов (КА). На ракетах устанавливается аппаратура, позволяющая принимать сигналы космической навигационной системы и обрабатывать их (антенно-фидерные устройства, спеццализированные бортовые ЭВМ и др.), на основе чего уточняются параметры движения ракеты и осуществляется коррекция ее полета с целью повышения точности попадания боеголовок. Как и в предыдущем случае, на ракете сохраняется, и инерциальная СУ, однако к ней предъявляются менее жесткие требования, чем в случае, если бы СУ была автономной. Точность ракет с коррекцией их полета на АУТ не превосходит точности лучших ракет стационарного базирования с автономными инерциальными СУ.
Возможность дальнейшего повышения точности ракет связывается с использованием СУ с коррекцией полета боеголовок на пассивном участке траектории. Коррекция полета может осуществляться на основании информации об участке земной поверхности, над которым движется боеголовка. Наиболее известными являются СУ, использующие радиолокационные изображения или данные о профиле рельефа определенных участков местности по траектории полета. В СУ закладываются заранее подготовленные эталонные карты этих участков. В процессе полета боеголовки снимаются действительные признаки местности. Сравнение их с эталонными позволяет определить и устранить ошибки траектории, т. е. повысить точность попадания. В данном случае система управления должна быть установлена на каждой боеголовке. В иее входят комплекс инерциальных приборов, БЦВМ, радиотехнические системы коррекции, источник электропитания, приводы и исполнительные органы. Использование подобных СУ связано с увеличением массы боеголовок и неудобств из-за необходимости заранее готовить для каждой цели карты местности. Однако точность попадания может быть^повышена до 0,07—0,08 км (2,7 ап).
В заключение отметим, что с помощью систем управления реализуются и требования по переприцеливанию ракет. В отличие от ракет малых дальностей, для которых смена целей не составляет проблемы, для РСН перемена точек прицеливания боеголовок требует проведения больших и сложных работ. Должны быть введены в СУ координаты новых целей, подготовлены все данные по управлению полетом ракеты в новых условиях. Для ограниченного числа целей это может быть сделано заранее. Все необходимые данные в этом случае вводятся в СУ заблаговременно и хранятся в ее БЦВМ. Одновременно с командой на пуск ракеты поступает указание ——по какой из таких целей (их называют плановыми) должен быть произведен пуск. Переход с одной плановой цели на другую не увеличивает время старта ракеты и реализуется самой СУ. Однако число плановых целей по возможностям СУ ограничено. Для МБР США оно составляет в настоящее время 4—8 для одной ракеты. В процессе разви-
тня МБР системы переприцеливания их по неплановым целям сущест- венно усовершенствованы. Ранее необходимые данные по новой (не- плановой) цели готовились в особых центрах, доставлялись на ПУ и вводились в СУ ракеты. Требовалось не менее суток для переприце- лнвання одной ракеты. Впоследствии была создана система, позволяю- щая производить нацеливание ракет по любой цели дистанционно (с командных пунктов) в течение примерно получаса.
Живучесть РСН. Под живучестью вооружения понимается его свой- ство сохранять свои боевые качества в условиях воздействия противника. Требование необходимой живучести предъявляется ко всем видам вооружения н в том числе, например, к ракетам малой дальности. Принимаются меры по обеспечению их сохранности в период воздействия противника ——маскировка занимаемых позиций, смена их и др. Однако в применении к РСН важность обеспечения достаточной живучести особенно велика. Это объясняется тем, что потеря каждой ракеты ввиду исключительных ее боевых возможностей и ограниченного числа ракет может привести к недопустимому снижению эффективности группировки РСН. Живучесть зависит от многих случайных факторов и оценивается поэтому вероятностными показателями. Чаще всего понятие живучести рассматривается по отношению к группировке однотипных РСН. В этом случае в качестве показателя живучести используется математическое ожидание доли ракет, сохранившихся после воздействия,
2рсА2р
где ^pC — математическое ожидание числа сохранившихся ракет; /« — исходное число ракет в группировке; A^p—математическое ожидание числа уничтоженных ракет.
Потери ракет, а следовательно, и их живучесть зависят от: характеристик ракет и комплексов, в которые оии входят; особенностей воздействия противника;
условий боевого применения комплексов.
Если по каждой ракете однотипной группировки оказывается одинаковое воздействие противника, то математическое ожидание доли сохранившихся ракет равно вероятности непоражения одной ракеты, т. е.
Р* = 1 — Рпор,
где Рпор — вероятность поражения ракеты.
Вероятность поражения ракеты, находящейся в пусковой установке, зависит не только от свойств самой ракеты, но и от характеристик ПУ. Поэтому показатели живучести приписываются обычно ракетным комплексам, а не ракете. Сохранность ракеты, находящейся вне пусковой установки (например, подвергающейся воздействию противника в период полета на АУТ), принято связывать с ее стойкостью — свойством сохранять боевые качества в условиях действия определенного поражающего фактора. Если живучесть — величина безразмерная, то стойкость измеряется в единицах измерения данного ПФ. В случае, когда ра- кета находится в ПУ, говорят о ее защищенности, определяемой свойствами ПУ и ракеты. Так, например, стойкость МБР по отношению к воздушной ударной волне составляет несколько сотых МПа,
а защищенность этих ракет в стационарных ПУ доходит до 7 и более МПа.
Живучесть проявляется в различных формах боевых действий, однако наиболее важна она для случая применения РСН в ответном ударе, т. е. тогда, когда пуск ракет осуществляется после окончания воздействия противника. РСН рассматриваются обычно как средство сдерживания, базирующегося на том, что в ответном ударе, осуществляемом с помощью РСН, агрессору будет нанесен недопустимый для него ущерб. Очевидно, что возможность реализации такого ответного удара основывается прежде всего на обеспечении для РК достаточно высокой живучести. Весь процесс развития РСН характеризуется поисками и реализацией мер по повышению их живучести. Часто именно обеспечение достаточной живучести РСН требовало наибольших усилий и затрат. Само построение стратегических наступательных вооружений в виде триады (МБР, БРПЛ и стратегическая авиация) имеет главной целью сохранить их боеспособность в любых условиях воздействия противника, т. е. по существу определяется стремлением обеспечить достаточную живучесть СНВ.
Живучесть РК с РСН наземного и морского базирования обеспечивается существенно различающимися мерами, поскольку различны сами ракетные комплексы этих двух типов и условия их применения. Основы обеспечения живучести и соответствующие изменения в особенностях РК и ракет в процессе развития РСН рассмотрим вначале на примере комплексов наземного базирования.
В соответствии с современными взглядами на возможный характер будущей войны предполагается, что ее ядерному периоду может предшествовать период ведения боевых действий обычными (неядерными) средствами. РСН как ядерное оружие в этот период не будут применяться, однако сами они будут несомненно оцениваться противником как одни из самых важных объектов поражения. Поэтому, рассматривая вопрос о живучести РК с РСН, необходимо разделить возможные периоды воздействия противника на период, когда РК подвергаются нападению с применением неядерных средств, и период воздействия по ним ядерных боеприпасов. Неядерное воздействие возможно с использованием управляемого авиационного оружия и крылатых ракет, а также при действиях диверсантов. Защита от этих видов воздействия реализуется различными способами (противовоздушная оборона, борьба с диверсантами и др.). Эта защита крайне важна, однако она мало влияет на облик и характеристики РК с РСН и тем более самих ракет.
Ядерное воздействие противника по РК с РСН. в свою очередь, можно разделить на два этапа: воздействие (ядерный удар) по ракетам, находящимся в пусковых установках, и воздействие по ракетам, стартовавшим и движущимся на АУТ. РСН, находящиеся в режиме боевого дежурства, размещены в районе базирования на (в) пусковых установках.
Предполагается, что противник в целях срыва ответных действий может нанести одновременный ядерный удар по всем пусковым установкам с ракетами. Наиболее опасными средствами ядерного удара являются боеголовки баллистических ракет. Число их'таково, что при необходимости по одной ПУ могут быть нанесены удары и несколькими боеголовками.
Таким образом, решение проблемы живучести РСН в период ядер ной BofiHbi сводится прежде всего к тому, что необходимо обеспечить сохранность ПУ с этими ракетами, находящихся на боевом дежурстве, в условиях, когда по каждой из них наносится удар одной или не- сколькими боеголовками ракет противника. Учитывая огромную разру- шительную силу ядерных взрывов, можно ожидать, что задача обеспе- ченИя живучести РСН при ядерном воздействии будет крайне сложной.
Существует четыре основных способа обеспечения живучести на- земных РСН в период массированного ядерного удара противника п0 районам базирования РК:
повышение защищенности объектов, по которым противник наносит удар, и прежде всего ПУ с ракетами;
обеспечение возможности изменения местоположения ПУ с ракетами в процессе боевого дежурства, чтобы затруднить для противника прицельное поражение ПУ;
использование систем противоракетной обороиы, уничтожающих боеголовки ракет противника;
вывод ракет из-под удара осуществлением пуска ракет до падения боеголовок.
Решение проблемы живучести РСН наземного базирования связано с выбором типа ракетного комплекса, в который входят эти ракеты. РК делятся на две основные группы: стационарные и подвижные. ПУ РК первого типа не меняют местоположения и для обеспечения их живучести могут быть использованы все перечисленные способы, кроме второго. Этот тип РК является единственным используемым в настоящее время для всех МБР США. Пусковая установка стационарного РК представляет собой заглубленное сооружение, основу которого составляют вертикальный ствол и защитное устройство (крыша), имеющие высокую прочность и выдерживающие действие ядерного взрыва. ПУ данного типа называют шахтной. Помимо ствола и защитного устройства в ее состав входят и другие системы —— амортизация ракеты, обеспечивающая ее сохранность в условиях колебаний при взрыве, аппаратура контроля состояния ракеты, проведения ее пуска и т. п. Ракета находится в ПУ в период боевого дежурства в состоянии готовности к пуску. Защитное устройство закрыто. За состоянием ракеты ведется дистанционный контроль, результаты которого передаются на подземные командные пункты, где непрерывно несут дежурство боевые расчеты. По получении команды на пуск открывается защитное устройство, запускается двигатель первой ступени или специальное устройство, вырабатывающее газы, выталкивающие ракету из ПУ, и ракета стартует. Если все ПУ данного комплекса имеют одинаковую конструкцию и по каждой из них наносится одинаковое воздействие, то живучесть РК, равная вероятности ее не- поражения, может быть найдена с использованием зависимости (9.2). Для случая, когда на ПУ направляется одна боеголовка (п?г = 1),
PLP(-•(96)
Здесь Кпх :=/(Ар®. 口у).
На рис. 9.9 приведена зависимость живучести РК стационарного базирования от защищенности ПУ и точности попадания боеголовок при д = 0,5 Мт и однократном воздействии по ПУ. Из приведенных
Рис. 9.9. Зависимость живучести ^ стационарного РК от степени защищенности ПУ и точности попадания боеголовок противника
данных следует, в частности, чтоданных следует, в частности, чтоесли 2,70口》0,5 км, q&0,5 Мт, Tо
данных следует, в частности, что
данных следует, в частности, что
при Дрф. пу около 10 МПа живучесть составляет 0,25—0,5. Приведенные характеристики ракеты и ПУ свойственны МБР США, состоявшим на вооружении до 1986 г. Указанные значения живучести могут быть оценены как высокие, поскольку они позволят сохранить до 50 % ракет. Это давало основание считать способ обеспечения живучести использованием высокозащищенных шахтных ПУ достаточно эффективным. Однако с появлением в 1986 г. новой МБР США МХ, имеющей значительно более высокую точность, чем ракеты прежних образцов (2,7 Оп =0,3 км), положение резко изменилось. Теперь живучесть стационарного РК при воздействии одной боеголовки МБР MX на ПУ составляет менее 0,05, что явно недостаточно. Положение усугубляется еще и тем, что по ПУ может быть нанесено несколько ядер- ных ударов, что ведет к значительному снижению живучести. Если считать, что воздействия всех боеголовок по ПУ одинаковы и независимы друг, от друга, то живучесть при направлении на ПУ 孔券 боеголовок составляет
/几嘉кпу产3、
_—). (9.7j
Нетрудно видеть, что уже при 孔壽=2 живучесть для рассмотренньЛ нами условий понизится в несколько раз по сравнению с той, чтН соответствует однократному воздействию.
Для того чтобы читатель мог судить о сложности решения задач по обеспечению и оценке живучести РСН (без него нельзя определить направления их развития), укажем на то, что сформулированное выше условие «независимости воздействия по ПУ нескольких боеголовок» может в реальных условиях не выполняться. Боеголовки, направленные на одну цель, подходят к ней в силу высокой точности попадания по очень близким траекториям. Осуществить одновременный взрыв даже двух боеголовок практически невозможно, так как всегда существует разброс их полетного времени. Поэтому вторая боеголовка может быть подвержена воздействию первого ядерного взрыва. Если интервал времени между подлетом боеголовок очень мал,— на вторую боеголовку будет воздействовать проникающая радиация, что может привести к выходу из строя автоматики подрыва заряда. Через несколько секунд для второй боеголовки становятся опасными воздушная ударная волна, огненный шар над местом взрыва, разлет грунта.
Eme позднее над целью формируется пылевое облако, при движении через которое боеголовка сталкивается с твердыми частицами, в результате чего наблюдается эрозия материала стенок, и особенно наконечника боеголовки. Только по истечении десятков минут после взры- ва, когда из пылевого облака выпадут наиболее крупные и опасные дЛя боеголовки частицы, она может достичь цели беспрепятственно. Еслн же боеголовка подходит к цели до истечения этого времени, существует определенная вероятность, что она будет выведена из строя каким-либо из перечисленных ранее поражающих факторов ядерного взрыва или потеряет свою точность. Поэтому приведенная формула расчета живучести при 孔壽 > 1 может быть использована лишь для случая, когда второй эшелон удара отделен от первого значительным промежутком времени. В силу сложности процессов, определяющих эффект взаимовлияния боеголовок (он иногда называется «братоубийственным» эффектом), вероятность их сохранения определяется методами моделирования. Строятся зоны поражения от первых взрывов (в координатах и во времени), рассматриваются траектории движения последующих боеголовок и определяется возможность их попадания в указанные зоны. Рассматриваются результаты воздействия поражающих факторов взрыва на боеголовки. В итоге устанавливаются вероятности поражения каждой последующей боеголовки.
Как следует из приведенного, повышение живучести стационарных РК может быть достигнуто, прежде всего, увеличивением степени инженерной защищенности пусковой установки с ракетой. Именно этот способ повышения защищенности и использовался в США для повышения живучести МБР в процессе их совершенствования. Первые шахтные ПУ имели защищенность всего в несколько десятых МПа, в последующем она была доведена до 7 МПа (по некоторым сообщениям и несколько больше). Дальнейшее увеличение защищенности ПУ возможно за счет усиления элементов, выдерживающих воздействие ядерного взрыва, и совершенствования систем амортизации. Однако этот способ обеспечения живучести РСН имеет ограниченные возможности, в связи с чем наряду с Исследованиями путей повышения защищенности шахтных JIY веду гея интенсивные работы и в области других мер обеспечения живучести РСН ——прежде всего, в области изучения и создания подвижных ракетных комплексов.
Идея повышения живучести наземных РСН путем создания на их основе подвижных РК появилась давно — практически одновременно с созданием первых образцов таких ракет. Однако практическая реализация этой идеи была осуществлена в США лишь в 70-е гг.— и то только для ракет средней дальности. Что же касается межконтинентальных ракет США, то для них до последнего времени велись научные и опытно-конструкторские проработки с целью определения наи- Лучших характеристик и типа подвижного комплекса. При этом были предложены различные виды подвижных РК- Так, в процессе исследований возможностей повышения живучести американской МБР MX рассмотрено около тридцати возможных вариантов комплексов, большинство из которых относится к типу подвижных. Обеспечение живучести любого варианта подвижного РК базируется на том, что противнику неизвестно на момент нанесения им ядерного удара местоположение ракеты. С целью определения этого местоположения противник может использовать различные средства разведки. Наиболее эф-
Рнс. 9.10. Зависимость живучести ПЗРК от числа укрытий н их защищенностиРнс. 9.10. Зависимость живучести ПЗРК от числа укрытий н их защищенностикетами. Орбиты КАкетами. Орбиты КАфективной для этих целей является космическая разведка, базирующаяся на использовании космических аппаратов с установленными на них средствами обнаружения объектов на поверхности Земли н передачи информации на командные пункты. По характеристикам космической разведки США можно заключить, что в качестве средств наблюдения могут использоваться приборы различных видов — оптиче- с кие, радиолокационные, инфракрасные и др. Наиболее точные из них (работающие в оптическом диапазоне волн) позволяют обнаруживать и идентифицировать в условиях хорошей освещенности и при отсутствии облачности объекты размером в несколько метров, т. е. такие, к которым относятся РСН и, тем более, пусковые установки с этими ра- одят на высотах в несколько сотен километ
Рнс. 9.10. Зависимость живучести ПЗРК от числа укрытий н их защищенности
Рнс. 9.10. Зависимость живучести ПЗРК от числа укрытий н их защищенности
кетами. Орбиты КА
кетами. Орбиты КА
ров; при использовании нескольких КА любой участок земной поверхности может наблюдаться с частотой порядка одного раза в сутки. На последних образцах КА США установлена аппаратура, передающая полученную информацию на командные пункты в темпе наблюдения, т.е. немедленно. Таким образом, современные системы космической разведки имеют высокие информативные и оперативные характеристики, что определяет существенные трудности в решении проблемы скрытия от разведки ракет подвижных комплексов.
(9.8)(9.8)В качестве примеров, иллюстрирующих возможные схемы и особенности подвижных комплексов, мы рассмотрим два их варианта — наиболее изученные и реальные в настоящее время. Начиная примерно с 1970 г. в зарубежных источниках стали появляться сообщения об исследованиях в области определения конструктивного облика и оптимальных характеристик комплексов, где ракета размещается в одном из нескольких создаваемых для нее укрытий. Укрытия могут быть горизонтальными (типа ангаров) или вертикальными (типа шахтных ПУ). Если для одной ракеты создается ^VkP укрытий, а противник может выделить для ее поражения 孔壽 боеголовок, то в случае, когда противнику неизвестно, в каком укрытии находится ракета и 孔壽 V СМукр, гарантированное уничтожение ракеты не обеспечивается. Живучесть РК, как нетрудно видеть, определяется простой зависимостью
(9.8)
(9.8)
тем выше живучесть. С уменьшением числа укрытий при данных хатем выше живучесть. С уменьшением числа укрытий при данных хаСомножитель в квадратных скобках учитывает вероятность поражения одного укрытия. Чем больше защищенность укрытия (меньше Кукр),
тем выше живучесть. С уменьшением числа укрытий при данных ха
тем выше живучесть. С уменьшением числа укрытий при данных ха
рактеристиках налета (п^, q, o「J живучесть падает и для случая
N *D('
%叩=磕 составляет Р*=ехр〈I. Легко видеть, что это — жи-；
вучесть стационарного комплекса. На рнс. 9.10 приведена зависимость
живучести от ^кр и Арф укр при д=0；5 Мт, 2,7 義=0,6 км и 備=3.、
Таким образом, для обеспечения живучести РК данного типа необходимо в основном выполнение двух условий — превышения числа укрытий над числом боеголовок, которое может быть выделено противником для поражения ракеты, и обеспечения ее полной скрытности в укрытии от космической разведки противника. Первое условие вы- полняется назначением соответствующего числа укрытий, для выполне- нИя второго требуется принятие мер, которые сделали бы невозмож- ннм выделение по всем возможным признакам (тепловым, радиацион- ннм и т. п.) из группы укрытий того, в котором находится ракета. Считается, что выполнение обоих условий возможно, поэтому комплекс может иметь высокую живучесть при практически любых вариантах ядерного воздействия противника. Однако комплекс обладает и рядом недостатков ——его создание связано с большим объемом строительных работ, необходимостью занятия значительной территории. Создание комплекса требует более высоких затрат, чем для стационарного РК. , Хотя вариант комплекса рассматриваемого типа (его иногда называют подвижно-защищенным — ПЗРК) рассматривался в США как один из наиболее вероятных при создании ракеты MX, к настоящему времени таких комплексов на вооружении нет. К комплексам с большим числом укрытий близки траншейные комплексы, в которых ракета размещается в закрытой траншее приповерхностного залегания и периодически и скрытно от противника перемещается по ее длине. Для гарантированного поражения ракеты противнику необходимо уничтожить всю траншею, чего можно избежать, выбрав достаточную ее
длину.
Следующим из рассматриваемых типов РК является комплекс, ракета которого размещена на транспортном устройстве (подвижной пусковой установке), которое может менять свое местоположение произвольно в определенном районе базирования. В зависимости от типа транспортного устройства такие РК могут быть железнодорожными (ракета перевозится в железнодорожном вагоне и стартует из него), шоссейными (ПУ перемещается по шоссейным дорогам), грунтовыми (ПУ может двигаться по бездорожью) и др. Помимо того, рассматривались многие варианты РК, в качестве транспортных средств которых предполагалось использовать и не наземные средства, например самолеты, дирижабли, вертолеты, речные и морские суда. Организация боевого дежурства РК данного типа (далее говорится только о РК с наземными ПУ) представляет сложную задачу. С одной стороны, необходимо обеспечить скрытность ракеты от космической разведки противника, для чего желательно, чтобы ПУ перемещалась с одной позиции на другую возможно чаще, с другой — частые перемещения ПУ требуют высоких значений ресурса хода транспортных устройств, связаны с усложнением эксплуатации РК, боевого управления ими, охраны пусковых установок с ракетами и пр. Предполагается, что РК может находиться в нескольких основных состояниях — быть размешенным на какой-то базе в готовности к немедленному выходу илн в режиме проверок, ремонта и т. п., перемещаться в районе базирования и, наконец, нести боевое дежурство на одной из позиций. Поскольку обеспечить высокую защищенность подвижных ПУ с ракетами практически невозможно, а положение базы будет известно противни-
ку, можно считать,【fro ПУ с ракетами, застигнутые ядерным ударом на базах, будут уничтожены. Поэтому предусматриваются различные меры по уменьшению вероятности этого варианта воздействия противника и, прежде всего, своевременный (а в условиях начавшегося ядерного нападения и возможно более быстрый) вывод ПУ с базы.
Если к моменту начала ядерного периода войны РК находится вне базы в режиме боевого дежурства, живучесть комплекса определяется многими характеристиками самого РК, района базирования, воздействия противника, средств его космической разведки, а также особенностями режима функционирования (перемещений) ПУ с ракетами. Расчет живучести РК в этом случае представляет собой сложную зада
чу, решаемую в практических целях моделированием основных процес- | сов, определяющих живучесть: процессов функционирования комплекса, I ведения космической разведки, планирования противником ядерного уда- i ра и др. Рассмотрим качественно, от каких основных факторов за-； висит живучесть РК данного типа. Это целесообразно сделать, так как | именно этим определяется ряд направлений развития современных РК на-' земного базирования с РСН.
Предположим, что ПУ с ракетой несет боевое дежурство в районе； площадью Sr км2 и что этот район известен противнику. ПУ через некоторые промежутки времени меняет свое местоположение. Если бы противник не имел никаких данных от космической разведки о местоположении ПУ, единственным способом ее поражения для него была бы «стрельба по площади》. Живучесть РК в предположении о равновероятном распределении мест нахождения ПУ определялась бы отношением поражаемой части площади района Snop к общей его пло-
где Snop=n^S!nop; 51пор=лК^2/3 ; Slriop — площадь, поражаемая одной боеголовкой.
Из приведенных зависимостей, в частности, следует, что живучесть бу- J дет тем выше, чем больше площадь несения пусковой установкой боево-] го дежурства S^ и чем выше ее защищенность (меньше Кпу и, следователь- | но, S] пор). Используя эту зависимость, можно определить, что для i поражения ПУ стрельбой по площади требуется значительное число | боеголовок. Поэтому в качестве основного способа поражения подвижных | РК данного типа рассматривается прицельное поражение их ПУ. Заметим, J что поскольку ПУ современных подвижных РК имеют низкую защищен- | ность, для прицельного поражения их с большой вероятностью доста- J точно одной боеголовки даже при невысоких мощности ее заряда и | точности. Таким образом, живучесть подвижных РК рассматриваемого | типа в значительной степени зависит от того, насколько высока к мо- 1 менту нанесения ядерного удара вероятность обнаружения против- | ником местоположения ПУ. Что может быть в этих условиях противо- | поставлено космической разведке противника? Живучесть РК может | быть увеличена главным образом повышением мобильности и скрыт- | ности их ПУ. Мобильностью называют свойство подвижного объекта I достаточно часто и с необходимой скоростью менять свое местополо- 1 жение, скрытностью — свойство противостоять действиям разведки 1 противника по обнаружению местоположения объекта. 电
Мобильность пусковой установки, в свою очередь, зависит от многих ее характеристик 一 проходимости по используемым дорогам, ресурса ^асси и двигателя и т. д. Скрытность определяется характером мест- ности, где располагается район базирования РК, размерами ПУ, применя- еМыми мерами маскировки, использованием средств имитации ПУ и др.
Легко видеть, что и мобильность, и скрытность ПУ связаны со стар- тОВой массой применяемой ракеты ——чем она меньше, тем легче реализуется ряд мер по их обеспечению.
Первые МБР США имели стартовую массу порядка 30 т и оснащались моноблочной ГЧ. В дальнейшем, в связи с ростом массы полезной нагрузки, что требовалось, в частности, переходом к РГЧ, стартовая масса увеличивалась; это наряду с повышением эффективности действия ракет у цели осложняло решение проблемы их живучести. В 1986 г. на вооружение было принята ракета MXf имеющая стартовую массу более 88 т. Примерно в это же время наметилась тенденция возврата к МБР с с моноблочной головной частью и имеющим вследствие этого относительно малую стартовую массу, что облегчало создание подвижных РК на базе этих ракет. Поскольку РСН средней дальности имеют существенно меньшие массу и размеры, чем МБР, создание подвижных РК для этого типа РСН представляло более легкую задачу. РСН США «Першинг 2» (масса порядка 7 т), размещавшаяся в Западной Европе и подлежащая уничтожению по договору между СССР и США, входила в подвижны^ комплекс, колесная пусковая установка которого предназначалась в основном для перемещения по шоссейным и грунтовым дорогам.
Нами рассмотрены два основных способа обеспечения живучести наземных РК с РСН — повышение защищенности шахтных ПУ и ввод в группировку подвижных РК- Именно эти два способа широко использовались в процессе развития РСН. Помимо их, как указывалось, возможны и другие способы и меры повышения живучести, в частности прикрытие районов базирования РК и их ПУ системами ПРО и вывод ракет из-под ядерного удара. Прикрытие РК системами, уничтожающими боеголовки ракет противника, позволяет значительно повысить живучесть РСН, однако создание таких систем представляет крайне сложную техническую проблему и, кроме того, противоречит договору СССР и США об ограничении систем ПРО. В США проводились и проводятся широкие исследования в области ПРО как по системам, обеспечивающим прикрытие всей территории страны, так и по системам, предназначаемым только для перехвата боеголовок, направляемых на базы МБР. И наконец в качестве способа повышения живучести РСН наземного базирования рассматривается «вывод» их из-под ядерного удара противника. Имеется в виду пуск ракет по командам системы предупреждения о начавшихся пусках ракет противника до падения боеголовок в районе базирования комплексов. Система предупреждения США базируется на использовании двух рубежей — первый представляет собой несколько космических аппаратов, обеспечивающих непрерывное наблюдение за районами базирования РСН (наземных и морских) и передачу данных 0 пусках ракет на командные пункты на территории США, и второй — надгоризонтные РЛС, обнаруживающие ракеты на траектории. Время "о』ета МБР составляет около 35 мин, предупреждение о их старте от Гемического рубежа системы предупреждения приходит через несколько 用нут после пуска, т. е. примерно за 25—30 мин до падения боеголовок. Система наземных РЛС обнаруживает полет боеголовок РСН позднее
космических средств. Таким образом, при использовании противником для ядерного удара МБР остается порядка 20 мин для принятия реше- ння на встречный пуск ракет и проведение этого пуска. Если бы можно было считать возможность такого пуска абсолютно гарантированной,^ отпала бы необходимость в повышении живучести РК всеми рассмотренными методами, однако реализация встречного удара представляет крайне сложную техническую (и не только техническую) задачу и не может считаться гарантированной. Поэтому развитие РСН наземного базирования включало в себя как увеличение их живучести в условиях ядерного удара, так и повышение возможности немедленного старта по данным систем обнаружения ядерного нападения противника. В целях последнего необходимо было, прежде всего, уменьшить время пуска ракет, т. е. повысить их боеготовность. Кроме того, в условиях встречного удара существует возможность того, что ракеты на АУТ могут подвергаться действию поражающих факторов ядерных взрывов боеголовок, успевших все же достичь районов базирования РК, либо боеголовок, специально взрывае- мых на предполагаемых траекториях полета РСН. Чтобы уменьшить вероятность поражения РСН на АУТ, повышается их стойкость по отношению к действию различных ПФ ЯВ. Повышение стойкости ракет было также одним из направлений их развития, диктуемым требованиями обеспечения достаточной живучести РСН. В приземной зоне наиболее опасным для ракет является механическое действие воздушных ударных волн и воздушных потоков над местом взрыва. Высотные ЯВ опасны и для корпуса ракеты (мягкое рентгеновское излучение), и для приборов систем управления (проникающая радиация, электро-магнитный импульс —ЭМИ, жесткое рентгеновское излучение). Повышение стойкости ракет обеспечивается увеличением их механической прочности, нанесением на корпус специальных покрытий, увеличением стойкости элементной базы приборов, их экранированием и другими мерами.
И наконец, заканчивая рассмотрение вопросов живучести наземных РСН, отметим, что в США продолжаются работы по программе СОИ, предусматривающие создание системы ПРО с элементами космического базирования. Предполагается, что эта система будет включать космические аппараты, несущие средства поражения РСН на АУТ, и системы, обеспечивающие обнаружение ракет, наведение на них средств поражения и т. п. В качестве средств поражения считается возможным использование небольших противоракет, самонаводящихся на РСН, лазерного оружия и других средств. До сих пор РСН создавались без учета возможности появления указанных средств ПРО, однако, если станет ясным, что они могут появиться, необходимо будет предпринимать дояол- нительные меры по повышению живучести ракет на АУТ. В этом отношении возможен ряд способов ——увеличение стойкости ракет, укорочение активного участка их траектории, маскировка старта и полета ракет и ДР- Несомненно, что в случае появления системы ПРО, разрабатываемой по программе СОИ, характеристики и конструкция РСН (и наземного, и морского базирования) должны будут претерпеть существенные изменения.
По принципам обеспечения живучести РСН морского базирования подобны РСН наземных подвижных комплексов. В обоих случаях главным является создание для противника неопределенности в знании им местоположения ракет на момент оказания воздействия. Для подводный лодок — носителей РСН (ПЛАРБ) — характерны два основных состоя-
н*я： нахождение на базе и несение боевого патрулирования в определенных районах Мирового океана. Обеспечить высокую живучесть П〃АР6, находящихся на базе, в условиях ядерного удара, учитывая, чТо координаты баз известны противнику, практически невозможно. Жи- вучесть РСН морского базирования обеспечивается за счет тех ракет, которые размещены на ПЛ, несущих боевое дежурство. В связи с этим первым направлением повышения живучести этого класса РСН является увеличение коэффициента боевого использования подводных лодок, определяющего долю времени, в течение которого ПЛАРБ находятся в режи- ме патрулирования. Повышение этого коэффициента было характерно для всего периода развития РСН морского базирования. Достигалось Оио в основном совершенствованием конструкции ПЛАРБ. В режиме боевого патрулирования подводные лодки большую часть времени находятся в погруженном состоянии, что затрудняет противнику слежение за ними. Однако вместе с развитием ПЛ для РСН велась и интенсивная разработка способов обнаружения и уничтожения подводных лодок. С учетом этого совершенствование ПЛАРБ в целях повышения их живучести в период боевого патрулирования включало увеличение времени и протяженности автономного (прежде всего, подводного) плавания, повышение глубины погружения, снижение шумности, обеспечение боевого прикрытия зон патрулирования. Все эти меры связаны главным образом с совершенствованием ПЛАРБ и развитием способов их боевого применения. Вместе с тем живучесть ПЛАРБ зависит от характеристик ракет, установленных на них, прежде всего, от дальности полета боеголовок. Чем больше эта дальность, тем выше возможности по расширению районов патрулирования ПЛАРБ, удалению их от зон наиболее развитой противолодочной обороны противника, приближению к районам, где легче осуществляется боевое прикрытие ПЛАРБ. В связи с этим одним из основных направлений развития РСН морского базирования было повышение дальности полета их боеголовок. По очевидным конструктивным обстоятельствам размещение на ПЛАРБ крупногабаритных ракет затруднено, чем осложнялось решение проблемы увеличения дальности полета ракет подводных лодок. Первые образцы их имели дальность всего около 2000 км, что заставляло выбирать районы боевого патрулирования вблизи от территории противника. В последующем дальность возрастала и к настоящему времени достигает межконтинентальной (порядка 9000 км). Такие пути повышения живучести ракет наземных комплексов, как использование систем ПРО, повышение боеготовности, увеличение стойкости к действию ПФ ЯВ на траектории в применении к ЬРПЛ, либо бессмысленны, либо имеют гораздо меньшее значение. Обеспечение возможности преодоления систем ПРО противника одинаково важно для РСН обоих видов.
Надежность РК с РСН. Под надежностью РК понимается его способ- ность выполнять заданные функции в процессе эксплуатации и пуска ракеты, сохраняя боевые и эксплуатационно-технические характеристики в заданных пределах.
Надежность ракетного комплекса зависит от многих факторов, имею- 山нх случайный характер, и определяется в связи с этим вероятностными локазателями. Таким наиболее общим показателем является вероятность безотказного выполнения комплексом и ракетой всех функций, начиная ° нахождения в режиме боевого дежурства, включая пуск ракеты, и за- Канчивая срабатыванием боеголовки у цели. Эта вероятность называется
обобщенным показателем надежности Рн. Надежность является крайне важным свойством ракетных комплексов. Число ракет, потребное дЛя выполнения определенной боевой задачи, обратно пропорционально н% дежности. Этим определяется существенное влияние надежности На эффективность комплексов. В группировку РК могут входить сотни Пу с ракетами, несущими по несколько боеголовок; уменьшение надежности всего на несколько гфоцентов означает, что целей не достигнет знача- тельное число боеголовок, а это, с учетом высокой эффективности поражения ими целей, может привести к заметному снижению уровня выполнения боевой задачи. В связи с этим к надежности РК с РСН пред& являются жесткие требования. Обеспечение высокой надежности всегда было одним из основных направлений развития ракет и комплексов стратегического назначения всех типов ——наземных и морских, межконтинентальных и средней дальности.
Вместе с тем достижение высокой надежности комплексов и ракет требует определенных материальных средств и времени, и поэтому s уровня надежности, которых предполагается достичь на вновь создаваемом РК, зависят его стоимость и время создания. Нетрудно видеть, что и многие эксплуатационные особенности комплекса （например, частота и содержание его проверок, гарантийные сроки службы） также связаны с надежностью. Поэтому решение вопросов по обеспечению надежности является обязательным и важным этапом работ, выполняемых при создании новых образцов РСН и комплексов с этими ракетами.
Обобщенный показатель надежности
Рм = KrP（Tn）P（T；p）P（T#p）戶（Ебг） , （9.9）
где ^г —— коэффициент боеготовности, определяющий вероятность того, что в момент прихода команды на пуск, ракета находится в состоянии готовности к пуску; Р（тп）, Р（《р）, Р（т#р）, Р（тб「）一 соответственно показатели надежности пуска ракеты, полета до отделения боеголовки, разделения головной части и полета отделившихся боеголовок, представляющие собой вероятности нормального протекания всех этапов функционирования комплекса и ракеты.
Коэффициент боеготовности зависит от того, какая часть времени Тр из общего времени эксплуатации Тэ затрачивается на проверки комплекса, устранение неисправностей и пр.: 号
Остальные составляющие обобщенного показателя надежности определяются исходя из того, что вероятность нормального функционирования какого-то объекта Р зависит от вероятностей функционирования р элементов, его составляющих, их числа и схемы соединения. Так, если объект представляет собой совокупность независимо функционирующих элементов, соединенных последовательно, то
Р= Г1 Л.
Если объект состоит нз двух одинаковых'элементов, соединенных пар#|" лельно, О
р=1 —（1—Р,）2. ?
Из приведенного следует, что надежность РК или ракеты зависит от то- 「о, сколько составляющих элементов входит в их состав, какова надежность этих элементов и по какой схеме собраны они в систему более высокого уровня. В соответствии с этим главным направлением повышения надежности РК является использование в нем высокойадежных ракет, пусковых установок и других систем, составляющих комплекс. Повышение надежности ракеты достигается, в свою очередь, увеличением надежности двигателей, системы управления, головной части; повышение надежности системы управления — увеличением надежности командных приборов, ВНВМ и других ее систем вплоть до комплектующих элементов, т. е. элементов, которые уже не могут быть представлены в виде совокупности элементов более низкого уровня. Выход из строя при старте ракеты хотя бы одного комплектующего элемента может привести к невыполнению задачи пуска. Современные РСН и другие системы РК крайне сложны и включают десятки тысяч комплектующих элементов. Нетрудно видеть, что в этом случае надежность РК, равная, например, 0,9, может быть достигнута только в том случае, если вероятность исправной работы каждого элемента будет составлять 0,999 и более.
Основными направлениями повышения надежности РСН и комплексов являются:
использование высоконадежных элементов, комплектующих ракету н другие системы РК;
разработка схем, обеспечивающих повышение надежности (например, с использованием резервирования элементов);
выбор и использование высококачественных конструкционных материалов;
назначение оптимальных режимов работы всех систем;
обеспечение качественной отработки систем прн создании комплекса, высокого уровня технологии нх производства, соблюдение установленных правил эксплуатации.
В процессе нахождения РК в режиме боевого дежурства (до десяти ” более лет) надежность их может изменяться вследствие старения элементов или действия каких-то внешних факторов. В связи с этим проводят- сн мероприятия по контролю надежности. В основном это дистанционный контроль многочисленных параметров систем комплекса, по которым мож- но судить о их техническом состоянии. Наиболее информативной и до- стоверной формой контроля надежности РК являются пуски ракет, нахо- ^ящихся на боевом дежурстве (естественно, с заменой ядерной головной части на технологическую).
В истории развития РСН были случаи, когда такие пуски не п°дтверждали значение показателя наде-жности ракет, установленное для "НХ по результатам отработки. Так в 1973 г. в США были проведе- нн Контрольные пуски пятидесяти двух БРПЛ «Посейдон»; 58 % этих :Усков были неудачными (надежность около 40 %), хотя счита- 瞭 что надежность их составляет не менее 80 %.
门。результатам пусков, выявляющих недостаточную надежность ра- ет, Устанавливаются причины снижения надежности. Ими могут быть °Нструктивные недостатки каких-то элементов, технологические дефекты,- ^Рушения правил эксплуатации. Принимаются меры к тому, чтобы в 听не济тем эти недостатки не проявлялись.
м Значения надежности приводятся в открытой печати не для всех совре- нннх РСН. Для МБР «Минитмен 2》надежность составляет примерно
0,9. Можно полагать, что для более современных ракет эта цифра Л сколько выше. 胃
Таковы кратко пути» по которым повышались основные характеру стики РСН в процессе их развития. Рассмотрим конструктивные особен， нрсти зарубежных РСН с двигателями на твердом топливе и основ% этапы их развития.
Глава 10
РАЗВИТИЕ РАКЕТ СТРАТЕГИЧЕСКОГО Я НАЗНАЧЕНИЯ .
межконтинентальные ракеты НАЗЕМНОГО \・ БАЗИРОВАНИЯ
Ракеты «Минитмен». Работы по обоснованию характеристик твердо! топливных МРБ и требований к ним начались в США в 1955 г. В 1957 rl по заказу ВВС фирма «Боинг» приступила к созданию ракеты, получив! шей название «Минитмена. В феврале 1961 г. было проведено первое ее успешное летное испытание, в процессе которого боеголовка достигла дальности в 7000 км. Одновременно с разработкой ракеты рассматривались и способы ее базирования. В качестве возможных оценивались шахтный, железнодорожный, самолетный и др. варианты. Однако впоследствии ракеты «Минитмен» размещались только в шахтах.
На вооружение ракеты «Минитмен» начали поступать в 1962 г. Организационно они образовывали эскадрильи (50 ракет), состоящие из пяти стартовых комплексов, в состав каждого из которых входило десять стартовых позиций и подземный центр (пункт) управления пусками ракет. Несколько эскадрилий составляли ракетную базу. Ракеты и все оборудование, потребное для их старта, находились в постоянной готовности к пуску. На базах велось непрерывное боевое дежурство.
Первый вариант ракеты имел обозначение «Минитмен 1 А». В последующем ракета неоднократно модернизировалась, новые варианты назывались ракетами «Минитмен 1 В», «Минитмен 2》，《Минитмен 3》и «Минитмен ЗУ». Модернизация производилась всякий раз так, что основные конструктивные особенности ракеты и ее размеры менялись незначительно. Это позволяло использовать для разных ракет наземное оборудование и, в частности, пусковые установки без существенных доработок.
Все ракеты《Минитмен》представляют собой трехступенчатые межконтинентальные баллистические ракеты со стартовой массой 30——35 т. Схема ракеты «Минитмен IA》приведена на рис. 10.1. На всех ступенях ракеты применялись двигатели с четырьмя поворотными соплами. Закри- тическая (выходная) часть сопла могла отклоняться под действием гидравлического привода. Если два противоположных сопла поворачивались в какую-то одну сторону, то осуществлялось управление ра” кетой по углам тангажа или рыскания. Поворот противоположнЫХ сопел в разные стороны приводил к возникновению момента, обеспечивающего управление ракетой по крену. В двигателях всех ступеней применялось топливо на основе одного и того же окислителя ——перхл°*
та аммония, однако горючие-связующие были разны- Р ‘ на первой ступени это был сополимер полибу- адиена и акриловой кислоты, на второй ——.полиуре- тан. Топливо третьей —— нитроцеллюлоза и нитроглице- н Во всех случаях в топливе содержалась добавка алюминия. Основные характеристики двигателей пакеты «Минитмен 1А» приведены в табл. 10.1.
Р Двигатели заполнялись топливом методом заливкн. На внутреннюю поверхность двигателя перед этим наносилось специальное покрытие, обеспечивающее лучшее скрепление заряда и корпуса, защиту стенок от пе
регрева и компенсирующее термическое расширение топлива. Внешняя поверхность корпусов двигателей покрывалась слоем вещества, защищавшим конструкцию от нагрева в шахте при пуске ракеты и на траектории. В критических сечениях сопел устанавливались вольфрамовые вставки, удерживаемые графитовыми обоймами. Диаметры выходного и критического сечения сопел были такими, что степень их расширения (^а/^кр)2 составляла для всех ступеней относительно не， большую величину (до 19 на третьей ступени). Корпуса двигателей первой и второй степеней нзготав二 ливались из специальных сталей, третьей — из стеклопластика 《спнраллой》(80 % стекловолокна и 20 % эпоксидной смолы). На верхнем днище двигателей третьей ступени были размещены четыре дополнительных сопла, открывающихся в конце АУТ и создаю
щих на короткое время тягу противоположного направления, что было необходимо для управления дальностью полета боеголовки.
На ракете использовались инерциальная автономная система управления, масса ее приборов составляла около 150 кг. Головная часть моноблочная, масса примерно 450 кг.
Основные характеристики ракеты «Минитмен 1 А»
Рис. 10.1. Схема ракеты «Минитмен 1А»Рис. 10.1. Схема ракеты «Минитмен 1А»Таблица 10.1
Рис. 10.1. Схема ракеты «Минитмен 1А»
Рис. 10.1. Схема ракеты «Минитмен 1А»
ХарактеристикиХарактеристикиЬя ступень J 2-я ступень I 3-я ступень
Характеристики
Характеристики
2^561^ 2 7 15 8 0 2 о2^561^ 2 7 15 8 0 2 ой鬻0S4й鬻0S4
2^561^ 2 7 15 8 0 2 о
2^561^ 2 7 15 8 0 2 о
й鬻0S4
й鬻0S4
Тяга двигателя в пустоте, т
Удельный импульс тяги в пустоте, м/с
Давление в камере, МПа 恥рема работы, с %сход топлива, кг/с
Давление на срезе сопла, МПа ‘
вместе с характеристиками других модификаций ракеты приведены в табл. 10.2 (диаметр ракеты приведен по юбке, диаметр корпуса пеп, вой ступени — 1,7 м).
Еще до принятия на вооружение ракеты «Минитмен 1 А» начались работы над ее усовершенствованным вариантом — ракетой «Минитмен 1 В». Основным изменением в конструкции было увеличение размеров двигателя второй ступени и массы его топлива. Была заменена головная часть. Корпус двигателя второй ступени стал изготавливаться из титанового сплава. Возросли несколько стартовая масса и длина ракеты, предельная дальность полета ее боеголовки.
Более значительные изменения были внесены в конструкцию следую， щей модификации ракеты, получившей название «Минитмен 2》.Эта ракета начала поступать на вооружение в 1965 г.
На ракете был применен новый двигатель второй ступени, имеющий существенно большие размеры и массу топлива (возросла примерно на 30 %). Корпус двигателя изготавливался из стеклопластика. Четыре поворотных сопла были заменены на одно неподвижное. Управление по тангажу и рысканию стало осуществляться вводом в закри- тическую часть сопла фреона, по крену — с помощью четырех небольших сопел, работающих от специального газогенератора. Были увеличены длина и стартовая масса ракеты.
Возросшие энергетические возможности ракеты позволили повысить предельную дальность полета боеголовки и ее массу. Увеличение массы боеголовки примерно до 0,75 т (на ракете «Минитмен 1 В» — 0,6 т) обеспечило существенное повышение мощности заряда. Конструкция боеголовки разрабатывалась с учетом необходимости преодоления систем ПРО (увеличенная прочность, снижение эффективной площади рассеяния). Заметно повышена точность попадания боеголовок в цели, что обеспечивалось в основном использованием более совершенной системы управления полетом； масса системы управления снижена до 123 кг. Старт ракеты осуществляется за 30 с после прихода команды на пуск. В систему управления заранее вводились данные по восьми плановым целям, что позволяло без увеличения времени пуска выбирать одну из этих целей. Боевые возможности ракеты «Минитмен 2》 существенно превосходят возможности ракет «Минитмен 1》. МБР
Таблица 102
Характеристики
«Минитмен 1А»
«Минитмен 1В>
«Минитмен 2»
«Минитмен 3>
«Минитмен ЗУ»
Предельная дальность, км
9300
10 200
11 200
10 000
10 000
Число боеголовок
1
1
1
3
Мощность заряда, Мт
0,75
0,75
1,5
0,2*
0,4*
Предельное отклонение, км
3,7
3,0
1,5
0,5
0,5
Стартовая масса, т
29,5
31,3
33
35
35
Масса полезной нагрузки, т
0,45
0,6
0,75
0,9
0,9
Длина, м
16,4
17,05
17,6
18,25
18,25
Диаметр максимальный, м
1,88
1,88
1,88
1,88
1,88
Для одной боеголовки ——здесь и далее для всех ракет с PF4.
《М^ннтмен 2》находятся на вооружении ВВС США до сих пор и являются самыми «старыми» образцами вооружения этого типа. Предусмотрено продление срока службы ракет путем замены их двига- теЛей или перезаливки топлива. Предполагается, что это позволит продлить срок службы еще на 12—14 лет. Работы начаты в 1979 г.
Наиболее значительные изменения в конструкцию МБР «Минитмен» были внесены при создании следующего их варианта — ракеты «Минит- мен 3》.Был изменен тнп головной части ——вместо моноблочной ГЧ на ракете используется разделяющаяся головная часть типа «МИРВ», включающая три боеголовки (в процессе испытаний ракеты число боеголовок было и большим). Каждая боеголовка может наводиться индивидуально по различным целям, расположенным на значительных расстояниях друг от друга. В головную часть входят помимо боеголовок, двигатель, обеспечивающий их разведение, система управления, а также средства преодоления ПРО (дипольные отражатели). Число плановых целей для каждой боеголовки равно трем. При разведении боеголовок головная часть совершает сложный маневр, что потребовало существенных изменений и в системе управления полетом ракеты. Одновременно были приняты меры по дальнейшему повышению точности попадания боеголовок (предельное отклонение составило около 1 км). Мощность зарядов боеголовок снизилась по сравнению с мощностью моноблочной ГЧ ракеты «Минитмен 2》，однако возможности поражения одной ракетой сразу трех целей и увеличение точности обеспечили повышение эффективности боевого применения ракеты.
На ракете «Минитмен 3》применена новая третья ступень. Увеличен диаметр двигателя, четыре сопла заменены одним, применено управление полетом с помощью ввода фреона в закритическую часть сопла и использования струйных рулей на горячем газе. Несколько увеличились длина и стартовая масса ракеты.
Первый запуск ракеты «Минитмен 3》состоялся в августе 1968 г., закупка их ВВС началась в 1969—1970 финансовом году. Стоимость одной ракеты составляла 7 млн дол.
В дальнейшем была проведена доработка и ракет «Минитмен 3》. Она практически не коснулась ее ракетной части и свелась к замене боеголовок на имеющие более мощный заряд (при почти той же массе) и лучшие аэродинамические качества и к совершенствованию системы управления. Были проведены доработки системы управления и на ракетах, уже поставленных на боевое дежурство, позволившие поднять нх точность. В результате появились два варианта ракет «Минитмен 3》, имеющие одинаковые размеры, массу, точность, но отличающиеся мощностью зарядов боеголовок (см. табл. 10.2). Последний вариант получил обозначение «Минитмен ЗУ》(или «Минитмен ЗА》). Все варианты ракет «Минитмен» размещались в практически одинаковых шахтных пусковых
«Минитмен» газодинамический. Так называется«Минитмен» газодинамический. Так называетсястарт под действием тяги двигателя первой ступени. Продукты сгорания выбрасываютсястарт под действием тяги двигателя первой ступени. Продукты сгорания выбрасываютсяУстановках. На рис. 10.2 приведен общий вид ракеты «Минитмен 3》 в ПУ. Старт ракет '
«Минитмен» газодинамический. Так называется
«Минитмен» газодинамический. Так называется
старт под действием тяги двигателя первой ступени. Продукты сгорания выбрасываются
старт под действием тяги двигателя первой ступени. Продукты сгорания выбрасываются
через зазор между корпусом ракеты и стволом Шахты. Первый вариант шахтной ПУ имел защищенность примерно • в 2 МПа, затем защищенность была повышена до 7 МПа. Следует отметить, что размеры пусковых установок делались заведомо большими,
Чем это было нужно для установки ракет «Минитмен». Так, глубина 山ахтн составляет 27 м (длина ракет до 18 м), диаметр ствола —
Входной
Рис. 10.2. Ракета «Мииитмеи 3» в шахтной ПУ
Таблица 10.3
Ракета
1970
1971
1972
1973
1974
1975
^Минитмен 1》
490
390
290
140
• 20
0
«Мнннтмвн 2»
500
500
500
500
450
450
^ииитмен 3》
10
ПО
210
、360
530
550
3,66 м (диаметр ракет 1,88 м). Этим обеспечивалась возможность установки в те же шахты ракет значительно больших размеров.
В 60-х гг. ракеты «Минитмен» ставили на боевое дежурство быстрыми темпами (в некоторые годы ставилось на дежурство более 150 ракет). К 1969 г. группировка МБР насчитывала примерно тысячу ракет «Минитмен 1》и «Минитмен 2》.Дальнейшее развитие группировки трердотопливных МБР США иллюстрируется табл. 10.3.
В последующем ——вплоть до 1986 г.——состав группировки твердотопливных МБР не менялся, но часть ракет «Минитмен 3》(350 ракет) были модернизированы в ракеты «Минитмен ЗУ». В 1986 г. была принята иа вооружение новая МБР MX и ракеты «Минитмен 3》стали заменяться этой ракетой. Группировка МБР США до 1985 г. включала также ракеты《Титан 2》с ЖРД, несущие моноблочную ГЧ с очень мощным (до 10 Мт) зарядом. Однако число этих ракет было невелико (не превышало 54 единиц), и боевые возможности группировки МБР практически полностью определялись в течение более двадцати лет количеством и характеристиками ракет «Минитмен».
Ракета MX. В конце 1960-х гг. в США были начаты оценки возможности создания МБР, имеющей значительно более высокие характеристики эффективности поражения целей, чем существовавшие ракеты «Минитмен». Рассматривались варианты ракет «Минитмен 4》,«Минитмен 5》，WS-l 20A. С 1973 г. работы над созданием новой МБР были объединены в программу MX. Работы по этой программе проводились в течение длительного времени и включали тщательный поиск оптимальных характеристик и конструктивных решений по всем основным элементам ракеты. Ракета MX была принята на вооружение в 1986 г. Она является, безусловно, самой совершенной в настоящее время твердотопливной зарубежной РСН.
Ракета MX представляет собой трехступенчатую МБР наземного базирования с разделяющейся головной частью типа «МИРВ». Основные характеристики ракеты:
предельная дальность» км10 000
число боеголовок, шт10
мощность заряда, Мт . . . . ：-.0,6
предельное отклонение, км0,25—0,3
стартовая масса, т88,5
масса полезной нагрузки, токоло3,8
口门ина ракеты, м . 21,5
Диаметр ракеты, м2,34
Из приведенных характеристик ракеты обращают иа себя внимание вЬ1сокие характеристики боевого оснащения и точности попадания боего- л°вок. Размещение в головной части значительного количества бое го-
Рис. 10.3. Схема ракеты MX:
/, 2, 3 — двигатели первой, второй и третьей ступеней- 4 ——двигательная установка разведения; 5 — боеголовки' 6 ——РДТТ для увода обтекателя； 7 — обтекатель Гц* 8 — отсек системы наведения'
ловок с мощными зарядами стало возможным благодаря существенному увеличению массы полезной нагрузки — до 3,8 т вместо 0,9 т у ракет《Минитмен» (т. е. примерно в 4 раза). При этом стартовая масса ракет отличается всего в 2,5 раза.
Повышение массы полезной нагрузки, непропорциональное увеличению стартовой массы, обеспечивается тем, что при создании ракеты МХ были использованы все возможности (в основном увеличение удельного импульса тяги двигателей и снижение массы их конструкции) повышения коэффициен- та энергомассового совершенства /йпн=. Для ракеты МХ этот коэффициент составляет около 4 % против 2,5 % у ракет «Минитмен 3》.
Схема ракеты MX приведена на рис. 10.3. Ракета выполнена в отличие от ракеты «Минитмен» в одном калибре и состоит из двигателей, между которыми находятся соединительные отсеки, и головной части, прикрытой обтекателем. В головную часть входят боеголовки, двигательная установка разведения, средства преодоления ПРО и контейнер с приборами системы управления. Корпуса двигателей всех трех ступеней изготавливаются методом намотки из композиционного материала (органическое волокно 《Кевлар》и эпоксидная смола), что позволило получить их массу, примерно в два раза меньшую, чем она была бы в случае использования корпусов нз стали или титановых сплавов. Высокая удельная прочность корпусов обеспечила возможность существенного увеличения давления в камере. В двигателе первой ступени давление превосходит 10 МПа, в результате чего повышена степень расширения сопла. На первой ступени ракеты MX она равна шестнадцати (против десяти у ракеты «Минитмен 3》). Для управления полетом ракеты по тангажу и рысканию на всех ступенях применяются поворотные сопла, выходные конусы которых могут поворачиваться в двух плоскостях под действием специальных гидроприводов. Управление по крену осуществляется с помощью струйных рулей.
Раструбы основных сопел изготовлены из композиционного материала, в районе критического сечения имеются вставки из пиролитического графита. Поворотные сопла смонтированы в бескардановой системе подвеса.
Coma двигателей второй и третьей ступеней сделаны раздвижными. На второй ступени имеется один конический насадок сопла, на третьей —— 曦.Использование раздвижных сопел позволило резко поднять степень расширения сопел. На второй ступени она составляет (da/d^)三57, третьей ступени — 67. Для сравнения укажем, что в двигателях верхних ступеней ракеты ^Минитмен 3》эта величина не превосходит 25.
В двигателях первой и второй ступеней используются топлива на основе перхлората аммония, полибутадиена и алюминия. На третьей ступени применено высокоэффективное смесевое топливо, в состав которо- roJвходит примерно 50 % октогена (взрывчатое вещество). Это позво- лИЛо поднять удельный импульс тяги примерно на 100 м/с и плот- ность топлива до 1950 кг/м3. Заряды во всех двигателях имеют один центральный канал. Для обеспечения определенного закона изменения поверхности горения топлива в конце каналов делаются профилирован- ные щели. Все двигатели работают до полного израсходования топлива. Система управления полетом ракеты МХ такова, что выключение двигателя третьей ступени не требуется. Поэтому этот двигатель не имеет сопел реверса тяги.
Таким образом, в конструкции и характеристиках двигателей раке- ты MX был реализован ряд мер, позволивший увеличить удельный импульс тяги и снизить собственную массу двигателей. Это — использование на третьей ступени высокоэнергетического топлива, применение новых композиционных материалов, повышение давления в камерах двигателей и применение раздвижных сопел, позволивших повысить степень расширения газов, исключение реверса тяги. На основе этого и было достигнуто в основном то повышение энергомассового совершенства ракеты, о котором говорилось выше.
Головная часть закрыта обтекателем из титанового сплава, обеспечивающим необходимые аэродинамические качества ракеты и защищающим элементы боевого оснащения при движении ракеты в пылевых облаках, образующихся при ядерных взрывах. В передней части обтекателя имеется небольшой РДТТ, под действием которого обтекатель после отделения его от ГЧ (на высоте около 100 км) уводится вперед ив сторону. Двигательная установка разведения боеголовок представляет собой ЖРД с вытеснительной подачей топлива (для вытеснения используется гелий), состоящего из окислителя — четырехокиси азота и горючего — монометил гидразина. Запас топлива составляет 750 кг. Двигательная установка имеет одну основную (тяга 135 кг) и восемь дополнительных камер. Основная камера сообщает боеголовкам необходимые импульсы тяги и используется для доразгона головной части после отделения ее от третьей ступени; дополнительные камеры обеспечивают управление положением ГЧ. Боеголовки соединены с рамой головной части пирозамками, освобождающими боеголовки по мере их отделения. На днищах боеголовок установлены небольшие пороховые двигатели, сообщающие им вращение для стабилизации полета.
Точность ракеты МХ повышена главным образом за счет совершенствования системы управления. На ракете, как и на всех предыдущих МБР, используется автономная инерциальная система, однако все основные ее приборы значительно усовершенствованы. Основными блоками СУ являются инерциальный измерительный блок (ИИБ) и блок, включающий БЦВМ и электронное оборудование. Эти блоки вместе с другими элементами системы управления размещены в контейнере, который в
случае отказов в СУ заменяется полностью, чем уменьшается время восстановления боеспособности ракеты. Масса контейнера 208 кг..
Основу ИИБ составляют высокоточные измерительные приборы (двух, степенные гироскопы и акселерометры), которые размещены в сфериче. ской стабнплате, взвешенной в жидкости. Динамический подвес стабипла. ты' обеспечивается работой специального турбонасоса. Стабиплата имеет полную свободу для пространственной ориентации и надежно защищена от действия нагрузок. ИИБ связан с системой терморегулирования, которая обеспечивает точное поддержание требуемого теплового режима. Принятая конструкция ИИБ резко снижает инструментальные ошибки системы управления, играющие заметную роль среди факторов, вызывающих отклонения боеголовок от точек прицеливания.
В зарубежной печати были сообщения о том, что рассматривается возможность дальнейшего повышения точности ракет МХ применением на них боеголовок с коррекцией их полета после отделения (с самонаведением на цели). При создании ракеты МХ были приняты меры по увеличению ее живучести на АУТ в условиях действия ядерных взрывов. В системе управления используются высокостойкие элементы, чем уменьшается вероятность ее поражения излучениями, образующимися при взрыве. На корпус ракеты нанесен слой каучукообразного вещества толщиной 6,35 мм для защиты корпуса от эрозии при движении в пылевых облаках.
В отличие от ракет «Минитмен», выход которых из шахты осуществляется под действием тяги двигателя первой ступени, пуск ракет MX производится с использованием так называемого холодного (или минометного) старта. Ракета находится на боевом дежурстве в цилиндрическом транспортно-пусковом контейнере, в нижней части которого установлен пороховой аккумулятор давления (ПАД). Для уменьшения температуры пороховых газов, образующихся при работе ПАД, они пропускаются через воду, испаряют ее и смешиваются затем с паром. Контейнер изготовлен из композиционного материала. Парогазовая смесь создает давление около одного МПа и выбрасывает ракету из контейнера. Запуск двигателя первой ступени осуществляется на высоте примерно в 30 м при скорости ракеты около 30 м/с.
Практически с самого начала работ над ракетой MX рассматривался и вопрос о способе ее базирования. Стремление решить введением этой ракеты не только задачу резкого повышения эффективности действия МБР по целям, но и проблему их живучести, привело к тому, что большинство рассматриваемых вариантов базирования было подвижным. Вначале предлагалось размещение ракет на самолетах, на грунтовых или железнодорожных пусковых установках, на судах, перемещающихся по внутренним водным путям. Позднее число рассматриваемых вариантов было расширено. В 1981 г. был проведен анализ около тридцати различных видов базирования. Сравнение их проводилось в основном по возможности обеспечения необходимой эффективности группировки и по стоимости ее создания нли, как говорят иногда, по критерию «эффективность — стоимость». Во второй половине 1970-х гг. наиболее предпочтительным считался траншейный вариант базирования, при котором для каждой ракеты МХ должна была использоваться траншея длиной около 20 км. Затем на первый план вышел комплекс с большим числом укрытий. Были проведены подробные проработки этого варианта, и дело было близко к. тому, что именно он и будет принят. Предпо- 214
лагалось создать группировку из двухсот ракет МХ, для каждой нз кото- нх должно было быть построено по 23 горизонтальных укрытия защи- [ценностью в 4,2 МПа. Расстояния между соседними укрытиями — ок。』。2 км, что исключало возможность поражения двух укрытий одНим взрывом. Ракета должна была периодически (одни раз в нес кол ько месяцев) перевозиться из укрытия в укрытие и оставаться там на спе- циальном установщике. Для пуска ракету необходимо было вывезти из укрытия и перевести в вертикальное положение. Большое число укрьг тИй должно было обеспечивать высокую живучесть. Если бы даже п0 каждой ракете наносился удар десятью боеголовками, живучесть составляла бы более 0,5, что позволяло бы сохранять для ответного удара более 100 ракет (1000 боеголовок). Однако реализация варианта требо- вала очень больших затрат. Необходимо было построить 4600 высоко- зашищенных укрытий длиной по 50 м, сеть дорог, дополнительные сооружения, создать системы энергоснабжения, боевого управления и связи, контроля за состоянием ракет, охраны районов базирования и т. п. Общие потребные затраты оценивались суммой в 40 млрд дол., т. е. в 200 млн дол. на одну ракету, что намного превосходило затраты в случае, если бы комплекс создавался в стационарном варианте. В конечном итоге от создания комплекса с большим числом укрытий для ракеты МХ отказались. Оценивались и другие варианты, в том числе и предусматривавшие использование систем ПРО районов базирования. К 1986 г., когда ракета МХ была принята на вооружение, на ее основе удовлетворительного решения создания комплекса нового типа не было найдено. Поэтому ракету MX начали устанавливать в существующие шахтные пусковые установки вместо ракет «Минитмен 3》. Первоначально число ракет MX, размещаемых по такому варианту, было определено в 50. Оценки других различных вариантов продолжались. Одним из них стал вариант создания железнодорожного комплекса. Основу его составляет железнодорожный состав, в который входят два вагона с ракетами (они же являются и пусковыми установками), вагоны, в которых размещается вспомогательное оборудование (энергоснабжение, боевое управление, аппаратура контроля состояния ракеты и ее пуска), а также вагоны для размещения личного состава. Предполагается, что в обычных условиях комплекс будет находиться в пункте постоянной дислокации, а в период угрожаемого положения будет рассредоточен на железных дорогах.
Заканчивая рассмотрение МБР наземного базирования США, отметим еще раз, что основным направлением их развития до сих пор было повышение эффективности действия по различным целям. Площадь ма- л©защищенных целей, поражаемая одной ракетой, пропорциональна %7竺 где Пбг—число боеголовок на ракете, a q—мощность нх зарядов. Вероятность поражения малоразмерных высокозащищенных целей определяется величиной 孔旧夕”‘/仃彳，где дополнительно 仃门——сред- неквадратнческое отклонение точек падения боеголовок от цели. Если, Используя приведенные выше характеристики различных МБР, рассчитать эффективность их действия по площадям и малоразмерным целям, то можно получить данные, приведенные в табл. 10. 4. В качестве показателей эффективности приняты: 5Ц —— математическое ожидание площади Нелей защищенностью 0,03 МПа, поражаемой ста ракетами, %ц —— Математическое ожидание числа целей защищенностью в 10 МПа, поражаемых теми же ста ракетами с вероятностью не меиее 0,9.
Показатели
«Мнннтмен 1 А»
«Минитмен 1 В»
<Микитмеи 2»
«Минитмен 3»
«Мнннтмен ЗУ»
mХ第
Su, км2
5200
5200
8200
6400
10 300
44 800
Мц
меиее 10
менее 10
20
100
150
1000
Приведенные данные показывают, насколько повысилась эффективность МБР примерно за 30 лет их развития. Однако за это время так и не была решена проблема обеспечения их живучести в условиях существенного повышения точности ракет противника.
На эти цели была направлена новая программа развития РСН США — программа «Миджитмен».
Ракета «Миджитмеи». Живучесть РСН обеспечивается тем легче, чем меньше ее масса и габариты, так как на базе небольших ракет проще создать подвижный комплекс или повысить защищенность стационарных ПУ. В связи с этим специально для того, чтобы повысить живучесть группировки МБР, в США приступили в 1983 г. к созданию ракеты «Миджит- мен», относящейся к классу малогабаритных ракет. Малогабаритной называют ракету, имеющую при данной дальности полета боеголовки минимальные размеры и массу. На ракете устанавливается моноблочная головная часть. Ракета «Миджитмен» пока не принята на вооружение, характеристики ее определяются с некоторым приближением:
предельная дальность, км'. 11 000
число боеголовок, шт" 1
мощность заряда, Мт 0,6
предельное отклонение, км0,3—0,4
стартовая масса, т . . . 14—16
масса полезной нагрузки, т0,4—0,5
длина ракеты, м11 —12
диаметр ракеты, м1,1 —1,25
Ракета «Миджитмен» представляет собой трехступенчатую твердотопливную МБР с последовательным соединением ступеней, выполненную в одном калибре, что позволяет получить наиболее компактную конструкцию. Корпуса двигателей изготавливаются из композиционного материала на основе органического волокна《Кевлар-49», возможно с добавкой графитовых нитей. Такой материал имеет лучшие характеристики, чем использовавшийся в прежних МБР. Двигатели имеют по одному поворотному соплу. Сопла частично входят в камеру («утопленное» сопло), что позволяет уменьшить длину ракеты. Давление в камере двигателя составляет на первой ступени более 10 МПа, на второй ——9 МПа, на третьей — 6 МПа. Такие высокие значения давления в камерах позволили обеспечить степень расширения сопел РДТТ верхних ступеней до 100, т. е. существенно больше, чем даже у ракеты MX. В двигателях используются топлива примерно такие же, как на ракете MX, однако топливо с добавкой октогена, возможно, будет применено не только на третьей, ио и на второй ступени.
、、На ракете установлена автономная инерциальная система управления, представляющая собой несколько упрощенный и соответственно имеющий
、
、
меньшую массу вариант системы управления ракеты МХ. Система управ- ^енИя ракеты MX очень дорога, поэтому при разработке ракеты «Мид- *нтмен》рассматривались возможности применения других систем управ- ^енна —— астроинерциальной, автономной с использованием лазерных гИр0скопов. Однако в качестве основного варианта был принят вариант автономной системы с инерциальным измерительным блоком. Ракета 《Мнджнтмен》будет нести такую же боеголовку, какая установлена на пакете MX. Ожидается, что точность попадания будет высокой, хотя и несколько меньшей, чем у MX. Если определить по приведенным выше характеристикам ракеты «Миджитмен» значение ее коэффициента энергомассового совершенства ——относительной массы полезной нагрузки гйпн, т0 окажется что по этому показателю ракета «Миджитмен» уступает ракете MX (3 % против 4 %). Это объясняется не тем, что конструкция основных систем ракеты «Миджитмен» менее совершенна, а тем, что для небольших ракет достижение высоких гйпн более затруднено, так как масса ряда элементов (например, гидравлических приводов, элементов автоматики и пр.) уменьшается непропорционально уменьшению стартовой массы ракеты. Старт ракеты《Мнджнтмен》一 минометный.
Важным вопросом при определении облика комплекса с ракетой «Мид- *нтмен》 является вопрос о способе его базирования. По состоянию на 1989 г. он не был до конца решен. Наиболее вероятным считалось размещение ракеты в стационарных ПУ высокой (порядка 30 МПа) защищенности или создание подвижного грунтового комплекса. В последнем случае предполагается использовать подвижные пусковые установки с защищенностью до 0,2 МПа, что в несколько раз больше защищенности существующих ПУ этого типа (например, ПУ ракет «Першинг 2》). Это позволило бы значительно сократить радиусы поражения ПУ ядерными взрывами и соответственно потребные районы базирования комплекса. В случае принятия положительного решения о создании комплекса он мог бы быть принят на вооружение в начале 1990-х гг. Скорее всего ракеты «Мид- житмеи» стали бы вводиться в группировку МБР США вместо ракет «Минитмен 2》.
РАКЕТЫ СТРАТЕГИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ СРЕДНЕЙ ДАЛЬНОСТИ
Ракета «Пертннг 2». К началу 70-х гг. на вооружении армии США состояли ракеты «Першинг 1А》(модернизация ранее имевшихся ракет «Першинг 1》)с дальностью полета боеголовки около 750 км. На ракете была применена автономная система управления, обеспечивавшая предельное отклонение примерно 1 км. Моноблочная головная часть несла ядерную боеголовку с мощностью заряда в 0,1 Мт. В 1974 г. по контракту с армией США фирма «Мартин Мариетта》приступила к разработке модификации ракеты «Першинг 1 А». Сначала предполагалось сохранить дальность полета боеголовки прежней, затем она была повышена до 1800 км и наконец ——до 2500 км. Ракета получила название《Першинг 2》. Она не была модернизацией ракеты «Першинг 1А》，а являлась совершенно новым образцом. Более того, в ее конструкции было столько нового, что она не походила ни на какие другие существовавшие образцы РСН. На вооружение ракеты «Першинг 2》начали поступать в 1983 г. На- Металось разместить на территории ФРГ 108 ракет. Ракеты «Першинг 2》 Подлежат уничтожению в соответствествии с договором СССР и США 0 ликвидации ракет средней и меньшей дальности.
Ракета «Першинг 2» относится к типу двухступенчатых твердотопливных РСН с моноблочной головной частью. Основные характеристики ракеты:
Предельная дальность,км 2500
число боеголовок, шт 1
мощность заряда, Мтменее0,1
предельное отклонение,км 0,1
стартовая масса ракеты,т 7,2
длина ракеты, м 10,5
диаметр ракеты, м 1,02
Из характеристик ракеты обращают на себя внимание очень высокая точность и малая величина мощности заряда боеголовки. Эти две характеристики связаны между собой именно потому, что для ракеты «Першинг 2》удалось получить низкое отклонение боеголовки, на ней и применен столь маломощный заряд. При достигнутой точности этого заряда достаточно для поражения даже высокозащищенных целей. Ракета «Пер- шинг 2》малоэффективна при поражении площадных целей, но зато может с высокой вероятностью уничтожать малоразмерные цели. Она предназначалась в основном для поражения командных пунктов, узлов связи и других аналогичных целей, т. е., прежде всего, для нарушения работы систем управления войсками и государством. При оценке боевых возможностей ракеты «Першинг 2》следует иметь в виду также и то, что время полета ее боеголовку до цели не превосходило 12 мин. Высокая точность ракеты обеспечивалась применением комбинированной системы управления ее полетом. В начале траектории использовалась автономная инерциальная система, затем, после отделения головной части,— система коррекции полета боеголовки по радиолокационным картам местности. Эта система включается на конечном участке траектории, когда боеголовка переводится почти в горизонтальный полет. Радиолокатор, установленный на боеголовке, получает изображение участка местности, над которым движется боеголовка. Это изображение преобразуется в цифровую матрицу и сравнивается с данными (картой), заложенными до старта в запоминающее устройство системы управления, размещенной на боеголовке. В результате сравнения определяется ошибка движения боеголовки, по которой бортовая ЦВМ вычисляет необходимые данные для органов управления полетом. В систему управления помимо радиолокатора и БЦВМ входит и ряд других элементов ——источники энергии, преобразователи, инерциальные приборы, органы управления и их приводы. Поскольку коррекция осуществляется на низких высотах, в качестве основных органов управления используются воздушные рули. Для стабилизации полета боеголовки до входа в атмосферу применяются струйные рули на сжатом газе. Если система коррекции полета боеголовки откажет, боеголовка все равно достигнет района цели, так как ракета наводится на цель при движении по АУТ автономной СУ. Естественно, что точность попадания при этом снизится. Схема ракеты приведена на рис. 10.4. Корпуса двигателей обеих ступеней изготовлены из органического волокна крвлар . В районе критических сечений сопел установлены графитовые вкладыши, сопла ——качающиеся, топливо —смесевое, окислитель ——перхлорат аммония, горючее-связующее — полибутадиен. Для управления по крену во время работы двигателя первой ступени используются две плоскости (остальные две неподвижны) стабилизатора, во время работы двигателя второй ступени ——воздушные рули головной части.
Рис. 10.4. Схема ракеты «Першинг-2»:
/, 2——двигатели первой и второй ступени; 3 ——переходник;. /— аэродинамические рули; 5 — система управления; 6 — боеголовка; 7 ——радиолокатор; 8——баллистический наконеч
ник
Головная часть имеет значительную (более 1 т) массу и состоит из трех отсеков — системы наведения (нижний), боевого заряда и радиолокационного устройства. ГЧ закрыта защитным кожухом, который сбрасывается перед началом работы радиолокатора на высоте примерно 15 км. Стабилизация полета головной части осуществляется с помощью инерциальных приборов. На ракете предполагалось использование двух типов боезарядов — обычного с мощностью до 50 кг и проникающего в грунт. Второй вариант (см. рис. 10.4) отличается большим удлинением и высокой прочностью, изготавливается из высокопрочной стали. При скорости подхода головной части к цели 600 м/с головная часть углубляется в грунт примерно на 25 м. Хотя мощность заряда и мала (порядка 1 кт), подземный взрыв обеспечивает высокоэффективное поражение заглубленных целей. Для ракеты «Першинг 2》рассматривалась возможность использования головной части и в неядерном снаряжении. Одним из вариантов такой ГЧ была ГЧ кассетного типа, включавшая 76 элементов массой по 8,2 кг (масса ВВ —— 1,8 кг), каждый из которых был способен пробить слой бетона толщиной в 0,6 м. Предполагалось, что такая головная часть окажется эффективной при поражении взлетных полос аэродромов. Комплекс с ракетой «Першинг 2》относится к числу подвижных с использованием самоходной пусковой установки на колесном шасси. На этой же установке ракета и перевозилась, вследствие чего установка называлась транспортно-пусковой (ТПУ). ТПУ состояла из восьмиколесного тягача и рамного полуприцепа, на которых, по- •мимо ракеты, размещались агрегаты электропитания, гидравлический привод для вертикализации ракеты перед пуском и др. оборудование. Боевой единицей комплекса был взвод. В него входили три ТПУ и пост управления, смонтированный на отдельной автомашине
н связанны!! пон связанны!! поКаналам радиосвязи с командными пунктами высших звеньев системы боевого управления и по кабельным линиям ——с ТПУ. Взводы сводились в батареи (девять ТПУ), батареи — в дивизионы (тридцать шесть ТПУ). На территории ФРГ предполагалось разместить три дивизиона с ракетами «Першинг 2》.Предполагалось, что в обычное время ТПУ с ракетами находятся на базах, в угрожаемый период ——рассредо- тачиваются.
н связанны!! по
н связанны!! по
Сообщалось, что затраты на разработку комплекса и ракеты «Першинг 2》составили более 0,6 млрд дол. Стоимость серийного производства ракеты была около 1 млн дол., ТПУ —— 0,2 млн дол.
РСН наземного базирования Франции. К созданию РСН наземного ба. зирования во Франции приступили в 1963 г. К 1971 г. был отработан ва. риант ракеты, получивший индекс SS8S-S2. В это же время была начата разработка модифицированного варианта ракеты. Эта ракета SS8S-S3 принята на вооружение в 1980 г. Обе ракеты относятся к типу двух, ступенчатых РСН с моноблочной ядерной головной частью и автономной
инерциальной системой управления.
Основные характеристики ракет:
SSBS-S2
SS8S-S3
■空
предельная дальность, км
3000
3700
мощность заряда боеголовки, Мт
0,15
1,0
предельное отклонение, км
—
1,5
стартовая масса, т
26
31,8
длина ракеты, м
14,8
13,8
диаметр ракеты, м
1,5
1.5
В двигателях ракет применяется смесевое топливо, состоящее из перхлората аммония, полиуретана и алюминия. Корпуса двигателей обеих ступеней ракеты S2 и первой ступени ракеты S3 изготовлены из стали, второй ступени ракеты S3 — из стеклопластика. На всех двигателях, кроме двигателя второй ступени ракеты S3, поставлено по четыре качающихся сопла, на двигателе второй ступени ракеты S3 — одно сопло с обеспечением управления полетом ракеты вводом фреона.
Ракеты устанавливаются в шахтные пусковые установки, имевшие первоначально защищенность примерно в 2,1 МПа. В дальнейшем защищенность, возможно, будет несколько повышена. Общее число ПУ с ракетами SS8S-S3 составляет 18.
В зарубежной печати были сообщения о том, что во Франции ведется разработка новых РСН наземного базирования — в стационарном (взамен ракет SS8S-S3) и в мобильном вариантах. Эти ракеты должны иметь большую дальность полета боеголовок, лучшую точность попадания их в цели и будут иметь разделяющиеся головные части.
БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ ПОДВОДНЫХ ЛОДОК (ВРПП)
Ракеты США. Работы над созданием БРПЛ были начаты в США в середине 50-х годов XIX в. К этим ракетам предъявлялся ряд специфических требований, вытекавших из условий размещения их на борту подводной лодки. Так, в частности, с самого начала было обусловлено, что БРПЛ должны быть только твердотопливными; существовали ограничения на габариты ракеты и др.
Первыми БРПЛ являлись ракеты «Поларис». Головной фирмой по их созданию была фирма «Локхид». С 1960 г. по 1964 г. было принято на вооружение три модификации ракет: «Поларис А1》，«Поларис А2》，«Пола- рис A3》. Все эти ракеты были двухступенчатыми и имели автономную инерциальную систему управления. На ракетах «Поларис А1» и «Пола- рис А2》предусматривалось использование только моноблочных Г4, на ракете «Поларис A3》一либо моноблочной, либо разделяющейся ГЧ (но без наведения боеголовок по отдельным целям). Все ракеты 《Поларнс》 выполнялись в одном калибре.
Основные характеристики БРПЛ《Поларнс》приведены в табл. 10.5.
Ракета «Поларис А1》имела следующие основные конструктивные особенности. Корпуса двигателей обеих ступеней изготавливались из специальной стали. В двигателях применялось смесевое топливо, состоящее
Характеристики
«Поларис А1»
«Поларис А2»
«Поларис АЗ»
[од принятия на вооружение
1960
1962
1964
Предельная дальность, км
2200
2800
4600
циСло боеголовок, шт
1
1
1； 3
Мощность заряда, Мт
0,5
0,5
0,75; 0,2*
предельное отклонение, км
3,6
3,6
2」
Стартовая масса, т
13,1
13,6
15,9
Длина ракеты, м‘
8,7
9,4
9,8
Диаметр ракеты, м
1,37
1,37
1,37
* Для одной боеголовки.
из перхлората аммония, полиуретана и алюминия. Давление в камере составляло для первой ступени —— 6,5 МПа, для второй —— 2,5 МПа. На двигателях обеих ступеней имелось по четыре неподвижных сопла с поворотными дефлекторами, обеспечивавшими управление полетом ракеты на АУТ. Необходимая дальность полета боеголовки достигалась открытием в нужный момент заглушек, установленных на корпусе двигателя второй ступени («отсечки тяги»). Масса системы управления первых образцов составляла 141 кг, в последующем была снижена до 102 кг.
Ракета «Поларис А2》по внешнему виду практически не отличается от ракеты «Поларис А1》. Корпус двигателя второй ступени изготовлен из стеклопластика, количество топлива в нем несколько увеличено. На двигателе установлено четыре поворотных сопла. Конструкция двигателя первой ступени осталась без изменения. Увеличение дальности полета боеголовки достигнуто изменением двигателя второй ступени.
Основные отличия ракеты «Поларис АЗ» заключаются в изменении конструкции и характеристик двигателей обеих ступеней. Применяется топливо, улучшенное за счет добавок нитросоединений. Увеличены размеры двигателей и запасы топлива в них. Корпуса обоих двигателей изготовлены из стеклопластиков, что позволило снизить пассивную массу ракеты. На первой ступени для управления полетом ракеты применяются поворотные сопла, на второй — ввод жидкости (фреона) в закритическую часть четырех неподвижных сопел. Повышение удельного импульса тя- 「н, снижение массы конструкции и увеличение массы топлива позволили существенно повысить дальность полета боеголовки при относительно небольшом увеличении массы ракеты. Была улучшена и система управле- ння полетом. Внешний вид ракеты «Поларис A3》приведен на рис. 10.5.
В применении к БРПЛ появляется новая по сравнению с МБР проблема определения при пуске ракеты исходных данных и, прежде всего, коор- АНнат точки старта. Для нахождения координат подводной лодки был создан корабельный навигационный комплекс, позволявший определять местонахождение лодки с точностью до 1 км. Эта ошибка прямо входила в отклонение боеголовки от цели, что было одной из основных причин низкой точности ракет «Поларис» первых модификаций.
Невысокая точность первых БРПЛ предопределила интенсивный поиск "Уте访 решения навигационной задачи, а в дальнейшем и переход к но- bzm типам систем управления полетом БРПЛ. Рассматривались различ-
Рис. 10.5. Схема ракеты 《Поларис А-3»： / — головная часть; 2 一一 вторая ступень; 3 — первая ступеньРис. 10.5. Схема ракеты 《Поларис А-3»： / — головная часть; 2 一一 вторая ступень; 3 — первая ступень
Рис. 10.5. Схема ракеты 《Поларис А-3»： / — головная часть; 2 一一 вторая ступень; 3 — первая ступень
Рис. 10.5. Схема ракеты 《Поларис А-3»： / — головная часть; 2 一一 вторая ступень; 3 — первая ступень
ные комбинированные навигационные системы (спутниковые, радионавигационные и др.). В частности, к середине 60-х годов была отработана спутниковая навигационная система США《Транзит》，позволившая определять местонахождение подводной лодки с точностью до 100 м. Для получения данных от спутников ГЦ] должна поднять антенну на 1 м от поверхности воды. Были отработаны также радионавигационные системы, основанные на использовании наземных станций. В районах патрулирования ПЛАРБ на морском дне устанавливались гидроакустические маяки-ответчики, по которым может уточняться местоположение ПЛ. Все эти меры позволили в последующем повысить точность БРПЛ.
Крайне сложные задачи необходимо было решать и при создании подводных лодок ——носителей БР. Очевидно, что они должны были резко отличаться от ПЛ других типов. Все ПЛ — носители БР — атомные. Только так можно было решить проблему обеспечения больших дальностей плавания (десятки тысяч миль) и больших времен непре* рывного пребывания лодки под водой (до двух месяцев и более). Без этого невозможно было достичь требуемого уровня скрытности ПЛ от противника. Потребовалось и значительное увеличение размеров и водоизмещения подводных лодок. Если водоизмещение дизельных торпедных подводных лодок имело порядок 1000 т, то даже самые первые ПЛ для БР имели водоизмещение в 7— 8 тыс. т. Первой ПЛАРБ, с которой в июле 1960 г. запущена из-под поверхности воды ракета «Поларис А1», была ПЛ «Джордж Вашингтон». Выход этой лодки на боевое патрулирование состоялся впервые в ноябре 1960 г. ПЛАРБ 《Джордж Вашингтон» имела длину 115,8 м, ширину 10 м. Экипаж лодки составлял 112 человек. Дальность плавания доходила до 90 000 миль, время непрерывного пребывания под водой —— до 60 суток. На лодке размещалось 16 ракет. Было построено пять ПЛАРБ этого типа.
Ракеты устанавливались в пусковые шахты, встроенные в корпус лодки. Шахты были закрыты крышками, обеспечивавшими герметизацию полости шахт при подводном положении ПЛ. Запуск ракет был возможен с глубины до 30 м и осуществлялся сжатым воздухом. Перед пуском ракеты давление в шахте выравнивалось с забортным, затем крышка открывалась и доступ воде преграждался лишь тонкой пластиковой диафрагмой. Действием сжатого воздуха, подаваемого в полость под ракетой, она выбрасывалась из шахты и выходила из-под воды. На высоте 20—30 м включался двигатель первой ступени, и ракета начинала полет по АУТ. Схема размещения ракет «Поларис А1» на ПЛ приведена на рис. 10.6.
Система управления ракетной стрельбой обеспечила старт первой ракеты через 15 мин после принятия решения на пуск. Пуски следующих ракет могли производиться с интервалом в одну минуту. Большое внимание при создании ПЛАРБ уделялось обеспечению безопасности в период хранения ракет и при их пуске. ПЛ были снабжены автоматическими системами, обеспечивающими непрерывный контроль за техническим со-
стоянием ракет.
官三三三三,=-)
Рис 10.6. Схема ракетного отсека ПЛАРБ «Джордж Вашингтона
/ -ушахты； 2 — ракета «Поларис А-1»； 3 — баллон со сжатым воздухом; 4 — герметические крышки; 5 ——пост управления; 6 ——реакторный отсек
Вслед за серией ПЛ «Джордж Вашингтон» было построено пять ПЛАРБ «Итэн Аллен》，на которых размещались БР «Поларис А2». Эти маки имели несколько большие размеры и водоизмещение. Предельная глубина погружения их составляла около 400 м.
Ракеты «Поларис АЗ» размещались на ПЛАРБ «Лафайет», которые стали самыми массовыми ПЛ для БР. Всего была построена 31 подводная •Лодка «Лафайет», на которых находились 496 ракет. Полное водоизмеще- %е ПЛАРБ《Лафайет》составляло 8200 т, длина 130 м, ширина 10,1 м. кипаж состоял из 140^человек. Для ПЛ «Лафайет» был установлен непрерывно повторяющийся цикл эксплуатации, включавший нахождение на боевом патрулировании в течение 68 суток (в этот период был возмо- Жен заход на базу на несколько суток) и пребывание в пункте базиро- :ання до 32 суток. На пункте базирования производилась смена эки-
Гн申 втор。自 половине шестидесятых годов основу группировки БРПЛ
4600100,051,44600100,051,4А составляли ракеты «Поларис A3》. Чтобы судить о темпах наращи- I эния группировки, укажем, что если в 1960 г. на дежурстве было всего 『ракет, то в 1967 г. их число достигло 656 (41 ПЛАРБ). В дальней- ем число ракет не увеличивалось, однако совершенствование их продол- 箫п(ху В 1971 г. была принята на вооружение двухступенчатая БРПЛ Посейдон СЗ》，имевшая следующие характеристики: пРедельная дальность, км . "нс』о боеголовок, шт .. м°Щность заряда, Мт ,.
4600100,051,4
4600100,051,4
"Редельное отклонение, км .
масса ракеты,т 29
Длина м10,3
диаметр, м1,83
Часть ракет комплектовались шестью боеголовками, в результате чего прицельная дальность увеличивалась до 5500 км.
Как видно из приведенных данных, ракета «Посейдон» значительно отличалась от ракет «Поларис» и была по сути новой ракетой, а не модернизацией предыдущих. Значительно увеличилась дальность полета боего- ловок, применена разделяющаяся головная часть типа «МИРВ» и существенно улучшены характеристики точности.
Повышение цассы ракеты было обеспечено в основном увеличением ее диаметра, что было связано с решением размещать ракету на сущест- вующнх подводных лодках. На ПЛ «Лафайет» производилась доработка пусковых шахт (главным образом, увеличение их диаметра), после чего в них становилось возможным размещение БР «Посейдон». Первая лодка была модернизирована в 1969 г. (модернизация обошлась в 100 млн дол.), к середине 1972 г. в составе ВМС США было уже 12 атомных подводных лодок с ракетами «Посейдон СЗ》.
Корпуса двигателей ракеты изготавливались из стеклопластика и имели в отличие от РДТТ ракет《Поларис》по одному поворотному соплу. На ракете применена значительно усовершенствованная автономная инерциальная система управления, которая обеспечивала, несмотря на значительное усложнение ее функций (связанное с переходом к РГЧ), повышение точности попадания боеголовок. Повышение точности было связано, кроме того, и с улучшением используемых навигационных систем.
Ракета «Посейдон СЗ》значительно превосходила по боевой эффективности ракеты《Поларнс》. Однако и ее характеристики не в полной мере удовлетворяли требованиям руководства Вооруженных сил США. Основными направлениями работ над последующими образцами БРПЛ стали дальнейшее повышение нх дальности и точности попадания боеголовок в цели.
Дальностью действия ракет определяются районы боевого патрулирования ПЛАРБ. Для того чтобы БР «Поларис» и «Посейдон СЗ》обеспечивали поражение целей, расположенных на европейском и азиатском континентах, подводные лодки ——носители ракет — должны были патрулировать в районах, примыкающих к континентам. Эти районы отличались слабой защищенностью лодок от средств противолодочной обороны противника, удаленностью от территории США и необходимостью в связи.с этим иметь дорогостоящие передовые пункты базирования, а также трудностью управления ПЛАРБ. При увеличении дальности действия БР лодки получают возможность патрулировать в районах, приближающихся к территории США и лишенных перечисленных недостатков. Кроме того, с увеличением дальности растет и площадь районов Мирового океана, где возможно патрулирование. Для ракет «Посейдон СЗ》эти районы составляют 3 млн кв. миль, если дальность БРПЛ достигнет 7500 км, онн составят 14 млн кв. миль, а при дальности в 11 000 км ——50 млн кв. миль.
Необходимость повышения точности попадания боеголовок БРПЛ определялась тем, что при точностях и тротиловых эквивалентах зарядов
боеголовок, которые были использованы на ракетах «Поларкс》и «Посейдон СЗ», эти ракеты могли быть использованы в основном только для поражения крупных малозащищенных целей, что ограничивало возможности боевого применения БР морского базирования.
В 1979 г. на вооружение ВМС США принимается новая БРПЛ «Трайдент 1》，головным разработчиком которой была фирма «Локхид». Ракета имеет дальность полета боеголовок, значительно превышающую дальность действия прежних БРПЛ, и является первой зарубежной межконтинентальной ракетой морского базирования. Для обеспечения требуемой дальности потребовался переход на трехступенчатую конструкцию. На ракете применена разделяющаяся головная часть типа МИРВ. Основные характеристики ракеты:
предельная дальность, км 7400
число боеголовок, шт8
мощность заряда, Мт °」
предельное отклонение, км 1
стартовая масса ракеты, т 33
дчина ракеты, м . . 10,4
диаметр ракеты, м . . 1,88
Характерной конструктивной особенностью ракеты является крайне малое для трехступенчатых МБР отношение длины к диаметру (5,5 против примерно 9 для «Минитмен» и MX). Это связано с тем, что при разработке ракеты «Трайдент 1》ставилась задача размещения ее на существующих ПЛАРБ «Лафайет», для чего длина ракеты могла лишь незначительно превосходить длину ракет《Поларис》и «Посейдон». В связи с этим значительное увеличение массы было достигнуто главным образом повышением диаметра и более плотной компоновкой конструкции.
В двигателях применяется смесевое топливо на основе перхлората аммония с улучшенными энергетическими характеристиками. Корпуса двигателей изготавливаются из органопластика на основе волокна кевлар-49 и эпоксидной смолы. Двигатели всех ступеней имеют по одному поворотному соплу, в конструкции которого широко применяются композиционные материалы на основе графита. Все сопла частично утоплены в камеру. Для отклонения сопел (до 7°)； обеспечивающего управление вектором тяги, используются гидроприводы. Давление в них повышается центробежным насосом, приводимым в действие турбиной, работающей на продуктах сгорания твердого топлива газогенератора. Двигатели всех ступеней работают до полного израсходования топлива. Точное доведение параметров движения головной части до требуемых значений осуществляется двигательной установкой разведения боеголовок. Эта установка ра~, ботает в отличие от ДУ разведения других РСН на твердом топливе. Она" рассчитана на действие в течение 7 мин и должна обеспечивать многократное изменение направления и величины тяги. Используется низкотемпературное топливо (1650 ℃), горящее устойчиво при низких (до 1,2 МПа) давлениях. Запас топлива 193 кг, масса всей ДУ — около 300 кг. В состав ДУ входят два газогенератора, в которых размещено топливо, и четыре клапанных блока. Блоки имеют по четыре сопла, расположенных таким образом, что при переключении подачи в них газа обеспечивается любое потребное изменение направления действия на головную часть тяги двигательной установки. В конструкции клапанов, работающих достаточно длительное время в условиях сильного нагрева, исполь-
Рис. 10.7. Схема ГЧ ракеты «Трайдент 1»:
1 —— двигатель третьей ступени; 2 —— боеголовки; 3 —— двигательная установка разведения； 4 ——приборы системы управления; 5 — двигатель второй ступени
зуются тугоплавкие сплавы на основе вольфрама, молибдена, тантала, нн- обия.
Ракета «Трайдент 1» имеет головную часть своеобразной компоновки, обеспечивающей уменьшение длины (рис. 10.7). Головная часть объединена с двигателем третьей ступени, который размещен между боеголовками. По окончании работы этого двигателя он тормозится небольшим РДТТ, а головная часть под действием ДУ разведения боеголовок уходит вперед. Головная часть закрыта обтекателем, который имеет сильно затупленную форму. Для улучшения условий движения ракеты в атмосфере при ее старте выдвигается специальным пиротехническим механизмом аэродинамическая игла. Это уменьшает сопротивление воздуха движению ракеты, что позволяет увеличить дальность полета ее боеголовок почти на 300 км.
На ракете применена аст-роинерциальная система управления, включающая инерциальный измерительный блок, блок электронного оборудования с БЦВМ, систему астрокоррекции и другие элементы. В систему астрокоррекции входят телескопическое устройство и звездный датчик. До старта ракеты в ее систему управления вводится информация об исходных (начальных) условиях пуска. Несмотря на то что для определения этих данных используются значительно усовершенствованные навига- ционные системы, они находятся с определенными ошибками. Компенсация этих ошибок осуществляется путем астроинерциальных измерений, позволяющих определить положение ракеты относительно выбранной звезды. Измерения и коррекция полета головной части осуществляются после ее отделения от третьей ступени.
Старт ракеты «Трайдент 1》из пусковых шахт ПЛАРБ осуществляется с помощью специального порохового аккумулятора давления. Продукты сгорания пороха проходят через камеру с водой и образуют низкотемпературный пар, который подается в пространство под ракетой и выталкивает ее. Стоимость ракеты «Трайдент 1» составляет 11,3 млн дол.
Доработка пусковых шахт ПЛАРБ «Лафайет» позволяет устанавливать в них ракеты «Трайдент 1》.В 1988 г. на вооружении ВМС США находилось уже 12 ПЛАРБ «Лафайет》с ракетами «Трайдент 1》(192 ракеты). Однако, несмотря на возможность использования под новые ПЛАРБ имеющихся подводных лодок, в США были созданы новые ПЛАРБ типа «Огайо». Это было связано с тем, что в США заканчивалась (1989 г.) отработка новой БРПЛ «Трайдент 2》，имеющей такие габариты, что она не может быть установлена на существовавших ранее ПЛАРБ. Кроме того, возможно, что подводные лодки «Лафайет» выработали уже установленный для них срок нахождения в боевом составе флота.
ПЛАРБ «Огайо» имеет значительно большие, чем ПЛАРБ прежних образцов, размеры и водоизмещение. Водоизмещение составляет 18 700 т,. 「е. более чем в два раза превосходит водоизмещение ПЛ «Лафайет», длина — 171 м и ширина 12,8 м. На ПЛ используется ядерная двигательная установка мощностью в 60 000 л. с., обеспечивающая скорость 25— 30 узлов. Значительно снижен уровень шума, увеличен промежуток между капитальными ремонтами и общий срок службы. Глубина погружения ——до 300 м. Цикл использования лодок включает 70 суток патрулирования и 25 суток восстановления боеготовности. ПЛАРБ имеет два экипажа по 157 человек, поочередно выходящие в море на одном и том же ко
рабле.
Первая ПЛАРБ «Огайо» была заложена в 1974 г., а вступила в строй в 1981 г. С тех пор вводится по одной-две подводных лодки в год. Стоимость одной лодки составляет 1,2——1,5 млрд дол. Размеры. ПЛАРБ «Огайо» позволили повысить число БР, размещаемых на ее борту, до двадцати четырех и обеспечивают возможность значительного увеличения размеров ракет. На рис. 10.8 показаны схемы ПЛ «Лафайет» и «Огайо».
Ракета «Трайдент 2》представляет собой трехступенчатую межконтн- иентальную ракету с разделяюще/кя головной частью типа МИРВ. Ос
новные характеристики ракеты: предельная дальность, км 9000
число боеголовок,山т. . ： . . ： 8
мощность заряда, Мт 0,5
предельное отклонение, км0,4
стартовая масса ракеты, т 57,5
длина ракеты, м . . . 13,5
диаметр ракеты, м 2,1
Масса полезной нагрузки ракеты равна 2750 кг. Коэффициент энерго- массового совершенства (отношение массы полезной нагрузки к стартовой массе) составляет около 4 %, т. е. такой же, как у МБР MX. С учетом того, что ракета MX имеет несколько большую дальность, можно заключить, что ракета «Трайдент 2》лишь незначительно уступает ракете MX в совер
шенстве конструкции.
рис. 10.8. Общий вид ПЛАРБ «Лафайет» и «Огайо»рис. 10.8. Общий вид ПЛАРБ «Лафайет» и «Огайо»
рис. 10.8. Общий вид ПЛАРБ «Лафайет» и «Огайо»
рис. 10.8. Общий вид ПЛАРБ «Лафайет» и «Огайо»
По компоновке н ряду особенностей основных систем ракета 《Тра&~ де нт 2》подобна ракете «Трайдент 1». Такж-е совмещены двигатель третье^ ступени и головная часть, используется аналогичная двигательная установка разведения боеголовок, подобны системы управления полетом. Масса системы управления ракеты «Трайдент 2》составляет 150 кг. Были сообщения, что несение боевого дежурства будет осуществляться в отличие от МБР при незадействованной системе управления. Время готовности к пуску при этом составляет около 15 мин. Если же разгон гиромоторов осуществлен и проведена предварительная выставка платформы комплекса командных приборов в азимуте и горизонте,— готовность к пуску составляет около 1 мин. Окончательная (точная) выставка гироплатфор. мы проводится по результатам визирования звезды системой астрокоррек- цни после отделения головной части.
Корпуса двигателей первой и второй ступеней выполняются из нового композиционного материала на основе графитового волокна, двигатель третьей ступени — из стеклопластика кевлар-49. На всех двигателях используются утопленные сопла, что позволило сократить длину ракеты. Сопла — поворотные, с турбогидравлической системой отклонения сопла при управлении полетом ракеты. В двигателях применяются высокоэнергетические топлива с добавкой октогена, подобные топливу, используемому на третьей ступени ракеты MX. Топливные заряды имеют по одному центральному каналу с профилированными щелями. Давление в камерах двигателей первой и второй ступени ——более 10 МПа, в двигателе третьей ступени ——около 8 МПа.
Пуск ракеты «Трайдент 2》осуществляется по той же схеме, что и ракеты «Трайдент 1》.На рис. 10,9 приведена схема, показывающая, как размещаются в пусковых шахтах ПЛАРБ «Огайо» ракеты «Трайдент» обеих модификаций.
Таким образом, примерно за тридцатилетнюю историю развития ПЛАРБ США характеристики этих ракет изменились весьма существенно.
Рис. 10.10. Изменение дальности и точности БРПЛ США в процессе их развитияРис. 10.10. Изменение дальности и точности БРПЛ США в процессе их развития
Рис. 10.10. Изменение дальности и точности БРПЛ США в процессе их развития
Рис. 10.10. Изменение дальности и точности БРПЛ США в процессе их развития
Основными направлениями,совершенствования БРПЛ были увеличение дальности полета боеголовок, повышение их точности и эффективности действия у цели. Реализация этих направлений была связана главным образом с улучшением применяемых топлив и конструкционных материа- лоВ, повышением параметров режимов работы двигателей, совершенствованием их конструкции, развитием систем управления полетом ракет н навигационных систем подводных лодок. На рис. 10.10 приведены дан- нЫе, показывающие, как менялись в процессе развития БРПЛ США дальность полета боеголовок и их предельное отклонение (2,7 оп).
Для оценки того, насколько повысилась эффективность ракет, укажем； мто площадь крупноразмерных малозащищенных целей, поражаемая од- ной БРПЛ «Поларис А1», составляла около 50 км2, а для ракеты «Трайдент 2》она доходит до 300 км2. Что же касается сравнения этих ракет п0 эффективности поражения малоразмерных высокозащищенных целей, то это сравнение просто невозможно — ракета «Трайдент 2》способна с высокой вероятностью вывести из строя восемь таких объектов (одна боеголовка на цель), ракета «Поларис А1》практически вообще не пригодна для решения подобной задачи. По планам модернизации группи-' ровки БРПЛ США намечается до 2000 года заменить все старые БР на ракету «Трайдент 2», что значительно повысит боевые возможности группировки.
БРПЛ Великобритании и Франции. Группировка БРПЛ Великобритании начала создаваться в начале 1970-х годов и включает в настоящее время четыре ПЛАРБ «Резолюшн», каждая из которых несет по 16 ракет «Поларис А-ЗТК》. За основу для этих ракет были взяты ракеты СЩА «По- ларис A3》，однако начиная с 1982 г. на них устанавливается РГЧ типа МИРВ английского производства. Эта головная часть имеет большую массу, чем ГЧ ракеты «Поларис A3》，поэтому предельная дальность полёта боеголовок снижена до 3500 км (вместо 4600) - РГЧ несет шесть боеголовок с зарядами мощностью по0,1 Мт, которые могут разводиться по целям, удаленным друг от друга на расстояния более 70 км. Предельное отклонение боеголовки при этом составляет 1」км. Таким образом, общее число ， боеголовок на БРПЛ Великобритании составляет 384.
Характеристики ПЛАРБ «Резолюшн» близки к характеристикам ПЛ ВМС США «Лафайет».
Существуют планы коренной модернизации группировки БРПЛ Великобритании. Этими планами предусматривается замена существующих БРПЛ ракетами «Трайдент 2》，что потребует и строительства новых ПЛАРБ, близких по характеристикам к подводным лодкам США «Огайо». Реализация программы возможна во второй половине 1990-х годов.
В отличие от Великобритании, где создание БРПЛ шло главным образом по пути заимствования у США целых систем, входящих в комплексы вооружения, во Франции проблема создания БРПЛ и ПЛАРБ решалась в основном самостоятельно. Работы над созданием БРПЛ были начаты в 1963 г. одновременно с работами над РСН наземного базирования. В процессе этих работ был создан промежуточный вариант ракеты, который затем был модернизирован в ракету М-20, принятую в 1974 г. на вооружение. В 1984 г. принимается на вооружение новая БРПЛ М-4, значительно отличающаяся от ракеты М-20. Характеристики обеих ракет сле
М-20М-432004000М-20М-432004000дующие:
М-20М-4
32004000
М-20М-4
32004000
предельная дальность, км
число боеголовок, шт 16力
мощность заряда, Мт 10,15Л
предельное отклонение, км 21,1£
стартовая масса ракеты,т 19,935
длина ракеты, м10,411,05
диаметр ракеты, м1,931,93
Ракета М-20 относится к числу двухступенчатых ракет с моноблочной ГЧ, ракета М-4 —~ трехступенчатая с РГЧ типа МИРВ. На ракетах применена инерциальная система управления. Конструктивные особенности ракет близки к особенностям БР США. В качестве топлив применяются смесевые топлива с добавками, повышающими энергетические возможности топлив. Корпуса двигателей изготавливаются из композиционных материалов, применяются частично утопленные сопла. Для управления ракетами используются различные рассматривавшиеся методы, в том числе ввод фреона в закритическую часть сопла.
Первой ПЛАРБ, созданной в начале 1970-х годов, была ПЛ «Реду- табль», близкая по характеристикам к ПЛАРБ США «Лафайет» и рассчитанная на размещение 16 ракет М-20. В 1985 г. начали поступать ПЛАРБ «Энфлексиболь», предиазначеиные для БРПЛ М-4. Эти ПЛАРБ имеют большую глубину погружения, их экипаж уменьшен, улучшены и некоторые другие характеристики. В 1988 г. на вооружении ВМС Франции имелось четыре ПЛАРБ с ракетами М-20 и две — с ракетами М-4 (всего 256 боеголовок). Предполагается в 1990-х годах создать новую БРПЛ, которая должна иметь большую дальность полета боеголовок, увеличенное их число и лучшую точность.
РАЗРАБОТКА НАУЧНЫХ ПРОБЛЕМ ОБЕСПЕЧЕНИЯ РАЗВИТИЯ РСН
Основным условием резкого улучшения характеристик твердотопливных ракет в послевоенный цериод были разработка и решение многочисленных научных вопросов. Объем и результаты научных исследований, выполнявшихся в интересах развития ракетной техники, намного превосходят все то, что было сделано в этом отношении за время, прошедшее до 1945 г. с момента появления ракет. Общим направлением исследований был поиск путей совершенствования твердотопливных РСН, доведение их характеристик до уровия, обеспечивающего выполнение задач, для решения которых предназначались данные образцы оружия. Основным при этом было достижение необходимой эффективности РСН при допустимой их стоимости, удовлетворительных эксплуатационных качествах и возможности создания ракет и комплексов на их основе в требуемые сроки.
Научные исследования в обеспечение развития РСН проводились на разных уровнях. Исследования систем стратегического вооружения имели целью определить на основе анализа условий выполнения боевых задач, стоящих перед системой, требования к типу и основным характеристикам ракетных комплексов и ракет. Исследования на уровне ракетных комплексов определ ял и ряд характеристик, зависящих от особенностей ракеты и от свойств др. элементов комплексов, т. е. таких характеристик, как боеготовность, живучесть, надежность, эксплуатационные свойства РК и др. Однако наиболее важными были научные разработки вопросов, относящихся к самой ракете и ее элементам. Эти вопросы многочисленны и разнообразны. Основными из них были следующие:
8 области ракет
оптимизация характерстик и проектных параметров РСН;
оптимизация характеристик головных частей, совершенствование всех элементов ГЧ и, прежде всего, повышение удельной мощности их зарядов;
разработка разделяющихся головных частей;
разработка методов расчета и обеспечение прочности ракет в различных условиях эксплуатации и на активном участке траектории;^
разработка методов и средств преодоления ПРО противника;
разработка методов и органов управления полетом ракеты на АУТ;
обеспечение стойкости ракет в полете по отношению к действию поражающих факторов ядериого взрыва;
развитие теории надежности в применении к РСН и обеспечение их надежности；
разработка методов летных испытаний ракет и систем измерений, позволяющих определять все их характеристики с достаточной полнотой и достоверностью при ограниченном количестве пусков;
8 области ракетных двигателей
разработка высокоэффективных и отвечающих остальным (экплуата- ционным, стоимостным и др.) требованиям ракетных топлив;
создание конструкционных материалов, обладающих высокой удельной прочностью и другими необходимыми свойствами;
создание высокоэффективных теплозащитных материалов;
разработка теории горения топлив, обеспечение требуемых законов и устойчивости горения;
разработка теории теплообмена в условиях РДТТ, обеспечение термостойкости конструкций;
исследование вопросов течения продуктов горения твердых топлив в камере и сопле; разработка методов профилирования сопел;
разработка вопросов обеспечения прочности корпусов, сопел, зарядов, скрепления зарядов с корпусом и т. д.;
разработка теории нестационарных процессов работы РДТТ, обеспечение необходимых режимов воспламенения зарядов и выключения двигателя;
разработка технологии крупногабаритных РДТТ;
исследование процессов старения зарядов;
обеспечение стабильности характеристик двигателей при длительном их хранении при боевом дежурстве в составе ракеты;
8 области теории полета РСН
разработка методов расчета траекторий невозмущенного движения ракет с известными характеристиками;
исследование влияния возмущающих факторов на траекторию полета ракеты；.,
разработка методов определения оптимальных режимов движения ракет;'
анализ условий и способов управления полетом ракет с нерегулируемыми двигателями;
развитие методов подготовки данных для пуска ракет；
разработка вопросов разведения элементов разделяющейся головной части；
разработка теории полета управляемых боеголовок;
решение ряда задач по обеспечению точности попадания боеголовок (уточнение моделей гравитационного поля Земли и атмосферы и,др.);
разработка вопросов экспериментальной баллистики, позволяющих оп. редел ять летные характеристики ракет опытно-теоретическими мето дами;'
6 области систем управления полетом
разработка принципов построения и режимов функционирования раз- личных типов систем управления полетом (инерциальных, с коррекцией полета ракеты на АУТ, с коррекцией полета боеголовок);
разработка и совершенствование командных приборов, специализир0, ванных бортовых и наземных цифровых вычислительных машин и дру, гнх элементов инерциальных систем управления, обеспечивающих уменьшение инструментальных и методических составляющих рассеивания и имеющих минимальную массу;
разработка н совершенствование приборов и устройств, входящих в системы коррекции полета ракет и боеголовок (радиолокационные, оптические и пр.)；
разработка и совершенствование навигационных систем для подвижных РК；
обеспечение высокой надежности СУ;
■ обеспечение высокой стойкости СУ к действию ПФ ЯВ;
разработка Методов и обеспечение работоспособности и контроля параметров систем управления в процессе длительного боевого дежурства.
Глава 11
ЗЕНИТНЫЕ УПРАВЛЯЕМЫЕ РАКЕТЫ亚
ПРОТИВОВОЗДУШНАЯ ОБОРОНА.常
ОСНОВАНИЯ УСТРОЙСТВА ЗЕНИТНЫХЯ
УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ (ЗУР)
Противовоздушной обороной (ПВО) называется комплекс мероприятий и боевые действия по отражению воздушного нападения противника. В прошлом такое нападение было возможно только с использованием авиации. В настоящее время для нападения с воздуха могут применяться не только самолеты, но и другие средства ——баллистические и крылатые ракеты, космическое оружие и т. п. В связи с этим противовоздушную оборону в некоторых случаях подразделяют на противосймолетную (ПСО), противоракетную (ПРО) и противокосмическую (ПКО). Мы будем в дальнейшем понимать под противовоздушной обороной только борьбу с авиацией (и в какой-то мере с крылатыми ракетами).
Для уничтожения самолетов противника могут применяться различные средства ——истребительная авиацид, зенитная артиллерия, зенитные ракеты. В процессе развития ПВО создавались образцы и неуправляемых и управляемых зенитных ракет. Однако для борьбы с современными самолетами неуправляемые ракеты крайне неэффективны, и поэтому основным видом зенитных ракет являются зенитные управляемые ракеты, т. е. ракеты, которые наводятся на цель с помощью специальной системы управления их полетом.
Зенитные управляемые ракеты используются в составе зенитного ракетного комплекса (ЗРК), представляющего собой совокупность ЗУР и функционально связанных средств, обеспечивающих подготовку к пуску ракеты и наведение ее на цель. Процесс боевого функционирования ЗРК 232
вКлючает в общем случае этапы: обнаружения целей; опознания целей； с0провождения целей; пуска ЗУР; управления полетом ЗУР; поражения цели.
Для решения этих задач в комплекс включаются различные средства. Uame всего это радиолокационные станции, обеспечивающие обнаруже- нне, опознание, сопровождение целей и ЗУР и передачу команд на борт ра- кет, счетно-решающие устройства, вырабатывающие команды дли управ- дения полетом ЗУР, пусковые установки с ракетами.
Основным показателем эффективности ЗРК является вероятность поражения одиночной цели одной ЗУР'
К=РобнКгР«п)尸(q)
где Робн — вероятность того, что средства обнаружения ЗРК своевременно обнаружили цель;《一вероятность того, что к началу стрельбы боевые средства находятся в готовности к работе (не находятся на осмотре, в ремонте и т. п.); Р(/п)——вероятность того, что боевые средства ЗРК работают безотказно во все время /п выполнения боевой задачи;尸(工口) —— вероятность того, что за время тп полета ЗУР цель попадет в зону поражения; Р* — живучесть ЗРК； вероятность того, что боевые средства ЗРК не будут уничтожены противником за время /п; R—условная вероятность поражения одиночной цели одной ЗУР, определяемая произведением вероятностей двух случайных событий; Pi ——вероятность попадания ПР в цель (или в требуемую область около цели) н 巳 一 вероятность поражения цели одной противоракетой при попадании ее в цель: R}=f(P\P2).
Составляющие показателя эффективности ЗРК зависят сложным образом от многочисленных характеристик и особенностей систем, составляющих комплекс.
Как и для других классов боевых ракет, основные направления развития ЗУР определялись главным образом стремлением повысить эффективность комплексов, в которые входят ракеты. Такими направлениями были: увеличение дальности поражения целей (в определенных пределах, устанавливаемых анализом условий боевого применения данного ЗРК). В приведенном выражении для эффективности комплекса с увеличением .дальности ракет растет показатель Р(тп);
повышение точности попадания ракеты в цель, что обеспечивает увеличение показателя Pi；
повышение вероятности поражения цели (увеличение 巳)；
увеличение надежности ракеты, влияющей на показатели Р(/п) и ^г; обеспечение сохранности ракеты в условиях возможного противодействия противника (повышение Р*).
Реализация этих направлений развития ЗУР обеспечивалась совершенствованием их схем, повышением характеристик и улучшением конструкции всех систем, входивших в ракету (двигатели, системы управления, боевые части и др.). Кроме того, очевидными направлениями совершенствования зенитных ракет были улучшение их эксплуатационных качеств и снижение стоимости. В силу особенностей боевого применения ЗРК особое значение для этого класса комплексов имеет высокая боеготовность, характеризуемая обычно временем от обнаружения цели до пуска ракеты.
Целями для ЗУР являются в основном самолеты военной авиации. Все время после второй мировой войны шло непрерывное повышение их характеристик, и прежде всего, скорости и предельной высоты полета. Уже в 70-х гг. эти величины достигали соответственно 3500 км/ч и более 20 км. Очевидно, что увеличение скорости и потолка полета осложняло решение
Рис. 11.1. Схема зенитной управляемой ракеты:Рис. 11.1. Схема зенитной управляемой ракеты:/, 2—взрывательные устройства; 3 — боевая часть; 4 — приборы системы наведения; 5 — механизм поворота воздушных рулей; 6 — воздушные рули; 7, /2 — двигатели; 8—корпус маршевой ступени; 9 ——стабилизаторы; 10, 14 ——еопла РДТТ; // ——механизм разделения ступеней; 13 ——корпус стартовой ступени/, 2—взрывательные устройства; 3 — боевая часть; 4 — приборы системы наведения; 5 — механизм поворота воздушных рулей; 6 — воздушные рули; 7, /2 — двигатели; 8—корпус маршевой ступени; 9 ——стабилизаторы; 10, 14 ——еопла РДТТ; // ——механизм разделения ступеней; 13 ——корпус стартовой ступени
Рис. 11.1. Схема зенитной управляемой ракеты:
Рис. 11.1. Схема зенитной управляемой ракеты:
/, 2—взрывательные устройства; 3 — боевая часть; 4 — приборы системы наведения; 5 — механизм поворота воздушных рулей; 6 — воздушные рули; 7, /2 — двигатели; 8—корпус маршевой ступени; 9 ——стабилизаторы; 10, 14 ——еопла РДТТ; // ——механизм разделения ступеней; 13 ——корпус стартовой ступени
/, 2—взрывательные устройства; 3 — боевая часть; 4 — приборы системы наведения; 5 — механизм поворота воздушных рулей; 6 — воздушные рули; 7, /2 — двигатели; 8—корпус маршевой ступени; 9 ——стабилизаторы; 10, 14 ——еопла РДТТ; // ——механизм разделения ступеней; 13 ——корпус стартовой ступени
задачи по перехвату самолетов и требовало совершенствования ЗУР. В еще большей степени иа характеристики зенитных ракет повлияло освоение боевыми самолетами полетов иа малых высотах (десятки метров). Самолеты на таких высотах труднее обнаруживать, сложнее осуществлять наведение ЗУР. Рез ко .повысились и требования к боеготовности ЗРК: для поражения низковысотных целей она должна имеряться секундами.
Зенитные ракетные комплексы весьма разнообразны и по условиям применения (решаемым боевым задачам), и по составу, и по характеристикам. В зависимости от области решаемых задач ЗРК делятся на комплексы ПВО страны, ПВО войск, ПВО кораблей; по дальности действия и высоте перехвата целей могут быть комплексы:
больших дальностей, имеющие дальность поражения целей более 100 км и высоту перехвата до 30 км и более;
средней дальности, для которых указанные характеристики составляют до 100 км и до 25 км;
малой дальности соответственно 20 и 10 км;
ближнего радиуса действия (или сверхмалой дальности)——для поражения целей на расстояниях в несколько километров и высотах 15——600 м.
Естественно, что ракеты перечисленных типов ЗРК различаются по своим характеристикам. Так, стартовая масса ракет ЗРК больших дальностей доходит до 7 и более тонн, а для ЗРК ближнего радиуса действия составляет всего 8—80 кг. Максимальная скорость различных ЗУР равна 270—1600 м/с.
Влияние числа ступеней на характеристики ЗУР аналогично рассмотренному ранее влиянию его на характеристики РСН. Увеличение числа ступеней позволяет повысить скорость и предельную дальность полета ЗУР. Для ЗУР больших дальностей характерно применение двухступенчатой схемы, для ЗУР малых дальностей — одноступенчатой. На рис. 11-1 приведена схема двухступенчатой твердотопливной ЗУР. Основными частями ракеты являются планер, состоящий из、корпуса и аэродинамических поверхностей, двигатели, боевая часть и аппаратура системы управления. В корпусе планера размещены основные агрегаты ракеты; аэродинамические поверхности служат для создания сил и моментов, обеспечивающих управление полетом. Аэродинамические поверхности могут быть
неподвижными ——в этом случае 0HH используются для стабн^нза- цИи полета и формирования подъ- еМной силы,——или подвижными (поворотными), обеспечивающими с0здаиие сил и моментов, необходимых для управления полетом, управление полетом с помощью воздушных рулей возможно до высот 30—40 км. На больших высотах, а также в тех случаях, когда возможностей воздушных ру- лей не хватает, могут использоваться и другие методы управления, например газодинамические рули, т. е. создание необходимых управляющих усилий за счет выброса в нужном иарравлении определенной массы продуктов сгорания твердого топлива.
Динамические свойства ЗУР зависят от ее аэродинамической схемы, определяющей взаимное рас
Рис. 11.2. Аэродинамические схемы ЗУР:а — нормальная； б — утка; в — <пово- ротное крыло»Рис. 11.2. Аэродинамические схемы ЗУР:а — нормальная； б — утка; в — <пово- ротное крыло»положение подвижных и неподвижных аэродинамических поверхностей. Известны три основные схемы ЗУР — нормальная, 《утка》к «поворотное крыло» (рис. 11.2). При первой схеме подвижные поверхности (рули) расположены в хвостовой части корпуса, а неподвижные ——в его средней части. При схеме 《утка》рули выносятся далеко вперед по отношению к центру тяжести ракеты, а стаби- билизаторы размещаются в хвостовой части. И, наконец, у ЗУР, выполненных по схеме «поворотное крыло», подвижные поверхности расположены в районе центра тяжести ракеты, неподвижные —— в ее хвостовой части.
Рис. 11.2. Аэродинамические схемы ЗУР:
а — нормальная； б — утка; в — <пово- ротное крыло»
Рис. 11.2. Аэродинамические схемы ЗУР:
а — нормальная； б — утка; в — <пово- ротное крыло»
Относительная длина ЗУР (отношение длины к максимальному диаметру) обычно значительно больше, чем у ракет других классов (не считая противоракет). Она составляет для одноступенчатых ЗУР 12—17, а для Двухступенчатых — 26. Для сравнения напомним, что для двух- и даже трехступенчатых межконтинентальных баллистических ракет эта величина близка к 10. Такое большое «уд.лмнение» ЗУР обеспечивает уменьшение аэродинамического сопротивления ее движению в атмосфере с большими скоростями, что для ЗУР в отличие от РСН имеет большое значение. ЗУР в процессе их развития создавались с двигателями различных типов (ЖРД, ПВРД, РДТТ). Однако в последующем основным типом для них стал дви- 「атель твердого топлива. К РДТТ ЗУР предъявляются те же требования, "т。и к двигателям РСН. Но значение требований высоких энергетических, Характеристик и малой собственной массы здесь меньше, так как влияние зтнх характеристик двигателя на характеристики ракеты возрастает с Увеличением скорости ракеты, а для ЗУР она существенна меньше, чем •Мя РСН. Проще обычно и схема РДТТ. Как правило, они не имеют орга- ,в регулирования векторов тяги и ее отсечки. Меньшее время работы РДТТ ЗУР облегчает решение проблемы обеспечения термостойкости con- 』а. Вместе с тем существуют и отличия, осложняющие создание
РДТТ ЗУР по сравнению с двигателями стратегических ракет. Для РДур первых ступеней ЗУР (ускорителей) характерны очень большие значения тяги — перегрузки ракеты при старте' могут составлять десятки едц. ниц «а», т. е. при стартовой массе ракеты в несколько тонн тяга ее двига- теля достигает ста и более тонн. Это требует секундного расхода топлива в сотни кг/с. Это обстоятельство заставляет увеличивать давление в камере, поверхность горения заряда и скорость горения топлива Все это привело к необходимости отработки быстрогорящих топлив и за： рядов с большой поверхностью горения. Время работы ускорителя измеряется секундами. Тяга двигателя второй (маршевой) ступени обычно существенно меньше, чем первой. Достижение цели может обеспечиваться или при работе двигателя маршевой ступени (на участке активного полета), или после ее окончания (пассивный полет).
Изменение тяги может обеспечиваться и для одноступенчатой ЗУР. В этом случае в камере двигателя размещаются два заряда топлива. Первый заряд — быстрогорящий — обеспечивает большую тягу на короткое время, второй — работу двигателя в маршевом режиме. В качестве топлив для ЗУР в процессе их развития использовались двухосновные и смесевые топлива. Для увеличения скорости горения в топливо вводились различные добавки. Корпуса двигателей изготавливаются из высокопрочных сталей, титановых сплавов или пластиков.
Большое значение для определения характеристик ЗУР имеет способ наведения ракеты на цель. Основными такими способами являются теленаведение, самонаведение и комбинированное наведение. Теленаведение предполагает для наведения ракеты использование энергии, вырабатываемой внешним источником. В ЗРК входят радиолокационные станции, которые непрерывно измеряют координаты летящих ракеты и цели. Данные измерений обрабатываются в счетно-решающем устройстве ЗРК с целью выработки команд, по которым движение ЗУР должно привести ее к встрече с целью. Эти команды с помощью специальной станции передаются на борт ракеты, где преобразуются в бортовой системе управления в сигналы, передаваемые на рулевые устройства. Такой способ наведения называют также радиокомандным.
Самонаведением называется способ управления полетом ЗУР, при ко- - тором команды наведения вырабатываются на борту ракеты с использованием энергии, отраженной или поступающей от цели. Самонаведение может быть активным, полуактивным и пассивным. При активном самонаведении цель облучается источником энергии (например радиолокатором), расположенным на ракете. Отраженная энергия воспринимается ее системой управления и используется для выработки команд, обеспечивающих наведение на цель. При полуактивном методе самонаведения цель облучается внешним источником энергии (наземной РЛС), отра- , женная от цели энергия воспринимается в бортовой системе управления. Разновидностью полуактивного самонаведения является самонаведение, при котором отраженный от цели сигнал воспринимается бортовой аппаратурой противоракеты, но не обрабатывается в ней, а передается на наземные РЛС комплекса. Здесь полученные данные используются для выработки команд управления ракетой. И, наконец, пассивное самоиаве-
дение основано на том, что энергия, необходимая для наведения ЗУР на цель, поступает^ непосредственно от цели без какого-либо ее облучения. Примером такой системы является система с использованием инфракрасных головок самонаведения, воспринимающих излучение цели.
Комбинированное наведение основано на сочетании рассмотренных способов (например, теленаведения на начальном участке полета ЗУР и самонаведения — перед целью). Выбор способа наведения для ЗУР диктуется стремлением повысить точность стрельбы, снизить стоимость я упростить ЗРК и ЗУР. Наиболее освоенным долгое время было теле-、 наведение, однако для него с ростом дальности стрельбы су- щственно растут ошибки наведения (промах ЗУР относительно цели). Поэтому с увеличением дальностей перехвата целей и с повышением требований к точности ЗУР все большее внимание стало уделяться системам самонаведения. Самонаведение может обеспечить даже прямое попадание ракеты в цель, однако оно имеет ограниченную дальность действия, причем это в наибольшей степени свойственно пассивному самонаведению, которое привлекательно, как самое простое. В полной мере пассивное самонаведение было реалнзо- взно в нескольких образцах ЗУР ближнего радиуса действия, где ракета наводилась на цель с расстояния несколько километров инфракрасной головкой самонаведения.
Состав и схема бортовой аппаратуры системы управления ЗУР в снль- но& степени зависят от принятого метода наведения ракеты. Основу этой аппаратуры обычно составляет автопилот, обеспечивающий требуемую ориентацию ЗУР на траектории и необходимое для наведения ракеты воздействие на органы управления. Автопилот включает чувствительные элементы, преобразовательно-усилительные устройства и исполнительные органы ——рулевые машины. В бортовую систему управления входят также， автономные источники энергии и в зависимости от принятого метода наве- дення другие устройства (радиолокатор, головка наведения).
На большинстве ЗУР используются боевые части (БЧ) обычного (не- ядерного) типа. БЧ может рассчитываться на ударную или неконтактную стрельбу. В первом случае, когда предполагается, что будет обеспечено прямое попадание в цель, БЧ выгоднее всего выполнять как фугасную. Считают, что для поражения современных самолетов при прямом попада- нии ЗУР в уязвимое место самолета достаточно, чтобы масса ВВ составля- * для истребителя — не менее 0J кг, для бомбардировщика — 0,6 кг. Зто позволяет делать такие БЧ достаточно легкими. При неконтактной стрельбе фугасные БЧ малоэффективны, так как давление во фронте воздушной ударной волны быстро падает с расстоянием и становится неопасным для самолетов. В этом случае предпочтительным является ис- пользование осколочных или осколочно-фугасных БЧ. Для того чтобы повысить эффективность действия осколочной БЧ по цели, используется схема с готовыми осколками (рис. 11.3). В боевой части помещается боль- 、 山ое число готовых элементов, которые при взрыве заряда ВВ, установлеи- Ного в средней части БЧ, разлетаются с большими скоростями. Достоинст- вом БЧ такого типа является возможность создания зоны поражения, ко- 5ая при соответствующем срабатывании взрывателя накрывает само- "ет. Кроме того, поскольку готовые элементы в отличие от обычных оскол- к°в, могут иметь хорошие аэродинамические качества, они сохраняют СВою поражающую способность на значительных расстояниях. Подрыв не- к°нтактных боевых частей осуществляется либо по команде с земли, либо
Рис. 11.3. Схемы осколочных боевых частей：
/ — наружная оболочка; 2 — внутренняя оболочка; 3—готовые поражающие элементы: 4 — стакан детонатора; 5 — детонатор; 6 — заряд ВВ; 7 — пластмассовый корпус
при срабатывании неконтактных взрывательных устройств. Принципы работы таких устройств весьма разнообразны. Они могут быть подобны, например, принципам действия рассмотренных ранее систем самонаведения ЗУР.
Ядерные БЧ нехарактерны для ЗУР и создавались для некоторых образцов ракет дальнего действия наряду с обычной ГЧ. Главным поражающим фактором ядерного взрыва при поражении целей на средних высотах является ударная волна. При подрыве заряда с мощностью в 1 ктона опасна для самолетов на расстоянии до 600 м, при мощности в 10 кт— до 1300 м. Именно такие тротиловые эквиваленты (1 ——10 кт) и предусматривались для ряда ядерных БЧ ЗУР. Кроме воздушной ударной волны для различных элементов самолета и его экипажа могут быть опасны и другие поражающие факторы — тепловое излучение, проникающая радиация и ЭМИ.
Пусковые установки ЗУР в зависимости от их характеристик и назначения могут быть стационарными, полустационарными (разборными) и подвижными. ПУ последнего вида делятся на самоходные, буксируемые и носимые. Пусковые установки различаются также типом и числом направляющих, на которых размещается ракета, углом возвышения направляющих при пуске, способом заряжания и т. д.
РАЗВИТИЕ ЗЕНИТНЫХ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ
Началом работ по созданию боевых образцов ЗУР были исследования и разработка нескольких вариантов ракет в Германии в период второй мировой войны. Предполагалось создать образцы ЗУР «Шметтерлинг», «Энциан», «Вассерфаль», «Рейнтохтер». Первые три образца имели маршевые жидкостные двигатели, ракета «Рейнтохтер» —— твердотопливные. Самой мощной из перечисленных ЗУР была ракета «Вассерфаль» (стартовая масса 3500 кг, дальность перехвата 50 км, высота перехвата до 24 км, максимальная скорость 650 м/с). Двухступенчатая твердотопливная ЗУР «Рейнтохтер» имела характеристики： стартовая масса — 1750 кг, длина 5,75 м, диаметр —— 0,54 м, дальность и высота перехвата ——16 и 8,4 км. максимальная скорость 350 м/с. Ракета выполнялась по схеме《утка»* имела мощные стабилизаторы на обеих ступенях. Для наведения ЗУР
отрабатывались различные методы, в том числе и теленаведение с использованием РЛС. ЗУР были доведены до стадии испытаний, однако развертыванию их помешало окончание войны. В середине 40-х гг. отрабатывались ЗУР и в других странах —— в США ракета «Литтл Джо» (1944 г.), в Англии —《Стулж» (1947 г.). Эти ракеты были твердотопливными и имели характеристики, существенно уступавшие немецким ЗУР. Так, максимальная скорость для них не превышала 150—180 м/с, высота перехвата ——несколько километров.
Хотя сколько-нибудь значительного опыта боевого применения ЗУР к концу второй мировой войны не было, стало ясно, что в будущем ЗУР должны стать одним из самых эффективных средств борьбы с авиацией, важность же этой борьбы неизмеримо возросла с появлением ядерных авиационных боеприпасов: требованием к ПВО стало — гарантировать' важнейшие объекты от прорыва даже отдельных самолетов противника.
Работы над ЗУР и комплексами на их основе были начаты в послевоенный период и в ряде других стран. Многие первые образцы ЗУР, отрабатывавшихся во второй половине 40-х гг., создавались с жидкостными двигателями. Это было связано с тем, что с помощью ЖРД на достигнутом тогда уровне развития ракетной техники было легче обеспечить требуемые характеристики ЗУР. К 1952 г. был отработан ЗРК с жидкостной ракетой 《Ларк》для кораблей (США), к 1953 г.— ЗРК «Найк Аякс》(США), велась разработка ЗРК《Матра» (Франция), «Лон Гзп》(Великобритания), «Эрликон» (Швейцария) и др. Однако впоследствии использование *Р" для ЗУР стало нехарактерным и большинство ракет этого класса стали разрабатываться как твердотопливные. Оказались решающими такие свойства РДТТ, как постоянная готовность к работе, простота конструкции и эксплуатации, высокая надежность, приспособленность к транспортированию в снаряженном состоянии. О темпах развития работ в области ЗУР можно судить по такому факту, что американская фирма 《Воннг》провела в 1945—1950 гг. испытания более ста экспериментальных зенитных ракет. Число образцов ЗУР, которые были отработаны в послевоенный период, очень велико. Количество ЗРК, находящихся на вооружении армий капиталистических стран в настоящее время, исчисляется десятками. Рассмотрим в качестве примера основные особенности и характеристики нескольких ЗРК и ЗУР различных дальностей.
В 1958 г. в США была принята на вооружение ЗУР дальнего действия «Найк Геркулес», которой должны были заменяться ракеты с ЖРД «Найк Аякс». ЗРК «Найк Геркулес» имел значительно более высокие характеристики, чем заменяемый комплекс. Так дальность действия составила 130 км вместо 48 км, высота перехвата 30 —— вместо 18 км. Повышение характеристик достигалось, главным образом применением новой ЗУР и использованием более совершенных РЛС. ЗРК «Найк Геркулес» был принят на вооружение не только в армии США, но и в армиях ряда других стран.
ЗУР «Найк Геркулес» (рис. 11.4) двухступенчатая, твердотопливная, имела нормальную аэродинамическую схему. Основные характеристики ракеты： стартовая масса 4500 кг (масса маршевой ступени 2200 кг), Длина 12,6 м (длина маршевой ступени 8,2 м) диаметр 0,8 м, размах крыльев 2,3 м. Максимальная скорость около 1000 м/с. При полете на Максимальную дальность использовался пассивный участок траектории. { Ускорительная (первая) ступень представляла собой связку из четырех РДТ亍 и сообщала ракете за несколько секунд скорость в 700 м/с. Мар-
шевый двигатель обеспечивал дальнейшее наращивание скорости. В двигателе использовалось полисульфидное топливо с присадкой алюминия Корпус ракеты и аэродинамические поверхности были изготовлены из алюминиевого сплава. Боевая часть ракеты могла быть осколочно-фу. гасной или ядерной. Считалось, что в случае использования ядерной БЧ ракета могла применяться для поражения не только одиночных, но и групповых целей. Ракета имела теленаведение (радиокомандное наведение). В комплекс входили РЛС обнаружения целей, РЛС точного сопро. вождения цели, РСЛ сопровождения ракеты, станция передачи радиокоманд на борт ЗУР (совмещена с РЛС сопровождения ракеты), счетнорешающей прибор, источники электропитания (дизельные генераторы) н ряд других элементов. ЗРК разрабатывался как стационарный, однако впоследствии он прошел ряд модернизаций, позволяющих создать и под вижный вариант.
Одним из свойств ЗРК «Найк Геркулес» являлось то, что он не мог поражать самолеты на низких (менее 3 км) высотах. Вместе с тем ко времени создания комплекса стало ясно, что в будущем применение авиации на малых высотах станет распространенным. Поэтому в США практически
Рис. 11.4. ЗУР <Найк Геркулес»
Рнс. 11.5. ЗУР <Хок» на подвижной пусковой установке
одновременно с ЗРК «Найк Геркулес» отрабатывался и в 1957 г. был принят на вооружение комплекс 《Хок》，способный поражать дозвуковые и сверхзвуковые цели на средних и малых высотах. Основные характеристики ЗРК «Хок»: предельная дальность поражения до 35 км, высота перехвата 0,015——18 км. Впоследствии ЗРК《Хок» неоднократно модернизировался с целью повышения эффективности стрельбы, надежности и помехо-защищенности. В начале 60-х гг. комплекс был принят на вооружение армиями ряда стран НАТО, Японии, Израиля. Комплекс разрабатывался в двух вариантах ——стационарном и подвижном, ЗУР имеет полуактивную систему наведения. В состав комплекса входят помимо ракеты и пусковой установки РЛС обнаружения целей на больших высотах, РЛС обнаружения целей на малых высотах, радиолокационный дальномер, РЛС облучения цели, средства опознания целей, счетнорешающие устройства и другие элементы. Комплекс всепогодный.
ЗУР «Хок》 (рис. 11.5) одноступенчатая, однако двигатель имеет два режима работы. Заряд топлива стартовой ступени размещен в канале заряда маршевого двигателя. Ракета. построена по нормальной аэродинамической схеме. Основные характеристики ракеты: стартовая масса 580 кг, длина 5 м, диаметр корпуса 0,356 м. Максимальная скорость 850 м/с. При полете на полную дальность используется пассивный участок траектории. В передней части ракеты размещена бортовая аппаратура наведения. В нее входят антенна головки самонаведения, электронный блок (счетно-решающий прибор и автопилот), источники энергии. Носовая часть ЗУР закрыта обтекателем из радиопрозрачного материала. Боевая часть ракеты может быть осколочной или ядерной. Осколочная БЧ имеет массу 50 кг, несет значительное количество готовых стальных
элементов кубической формы. В процессе модернизации ракеты было применено лучшее топливо, что позволило увеличить предельную дальность до 40 км, максимальную скорость до 950 м/с и несколько усилить боевую часть.
Несмотря на модернизацию ЗРК и ЗУР《Хок», их характеристики ие удовлетворяли в полной мере требованиям армии США. Поэтому в начале 70-х гг. была начата разработка нового ЗРК《Патриот》. Этот комплекс должен был обладать характеристиками, значительно превосходящими характеристики ЗРК 《Хок》. Разработка продолжалась около 15 лет и обошлась в 2,3 млрд дол. Комплекс был принят иа вооружение в 1983 г. Его характеристики: дальность поражения целей до 80 км, высота до 24 км, скорость ЗУР 1600 м/с. Комплекс обеспечивает одновременно наведение ЗУР на восемь целей в условиях активного радиопротиводействия, помехо-защищеииость повышена по сравнению с прежними образцами примерно в 10 раз. При резком повышении характеристик ЗРК число машин, составляющих его (комплекс подвижный), снижено. Это достигается применением миогофункциоиальиой РЛС, обеспечивающей обнаружение целей (иа расстоянии до 150 км), сопровождение их (одно- .времеиио до ста целей), иаведеиие ракеты. На ЗУР применена полуактив- ная система наведения иа конечном участке, при которой сигналы от облучаемой цели воспринимаются бортовой системой управления и передаются затем в наземную РЛС, где и используются для выработки радиокоманд иаведеиия ракеты. Сложная система наведения потребовала применения мощных вычислительных средств, отличающихся большими быстродействием и памятью запоминающих устройств.
На начальном и среднем участках траектории работает радиокоманд- ная система управления. Полное время перехвата цели на максимальной дальности составляет 62——67 с.
ЗУР《Патриот》одноступенчатая, выполнена по нормальной аэродинамической схеме, имеет стартовую массу 1000 кг, длину 5,2 м и диаметр корпуса 0,41 м. Передняя часть ракеты, где размещены основные блоки бортовой части системы управления, защищена от аэродинамического нагрева радиопрозрачным керамическим обтекателем. Создание такой конструкции было необходимым вследствие больших дальности полета в атмосфере и высокой скорости ракеты, из-за чего аэродинамический нагрев ракеты «Патриот» особенно высок. Боевая часть, размещенная в отсеке, следующим за отсеком аппаратуры СУ, осколочная, массой 80 кг, снабжена радиовзрывателем. В следующем отсеке размещен однорежимный РДТТ, работающий иа полибутадиеновом топливе. Корпус двигателя стальной, время работы РДТТ около 12 с, тяга двигателя меняется незначительно и составляет в среднем около 13 т. с. Этим обеспечивается ускорение порядка 13 g и набор скорости в 1600 м/с за время работы двигателя. Ракета управляется воздушными рулями, обеспечивающими в условиях высокой скорости эффективное воздействие иа ракету. Поперечные перегрузки на траектории достигают 40 g. Рулевые приводы — гидравлические.
Из числа других ЗРК средней дальности приведем характеристики ЗРК Великобритании «Таидерберд 2»: комплекс подвижный, всепогодный, дальность действия 80 км, высота перехвата 0,15——20 км, максимальная скорость ЗУР 850 м/с. Ракета двухступенчатая, твердотопливная, стартовая масса 2500 кг. Боевая часть осколочная, система наведения ракеты полуактивная, радиолокационная. Помимо ЗРК средней дальности назем- 242
Таблица 11.1
ЗРК (страна)
Дальность макси- ма/ьная> км
Высота максимальная, км
Число ступеней, шт.
Масса, кг
Длина,
Диа- метр, м
Скорость максн- мальнан, м/с
Наведение на цель
<Тэлос» (США)
120
27
2
3180
10
0,76
800
Комбинированное
«Терьер-2» (США)
37
20
2
1400
8,2
0,3
900
Комбинированное
<Стандарт 67А» (США)
56
23
2
1060
8,2
0,3
800
Комбинированное
«Си Спэрроу» (США)
15
3
1
200
3,7
0,2
150
Самонаве
дение
«Си Дарт» (Англия)
70
18
550
4,3
0,42
1000
Самонаве
дение
«Масурка МКЗ» (Франция)
40
21
2
1850
8,6
0,4
800
Самонаведение
ного базирования отрабатывался и существует ряд корабельных ЗРК, примятых иа вооружение в ВМС США, Великобритании, Франции и других стран. Отличительными особенностями этих ЗРК являются то, что все оии относятся к числу стационарных, в их работе используются (прежде всего для обнаружения целей) РЛС самого корабля. Корабельным ЗРК свойственна обычно и большая, чем для наземных ЗРК, автоматизация процессов заряжания пусковых установок. Первые образцы корабельных ЗРК были приняты иа вооружение ВМС США в середине 1950-х гг,(《Талое》，《Тартар》).В последующем был создай ряд ЗРК как в США, так и в других странах. Большинство корабельных ЗУР имеют двигатели иа твердом топливе (исключение составляли два образца ЗУР с ПВРД на маршевых ступенях). Боевые части всех ЗУР осколочно- фугасные. Для ЗУР «Тэлос» кроме того разрабатывалась и ядерная БЧ. Основные характеристики некоторых корабельных ЗРК средней дальности и их ЗУР приведены в табл. ILL
ЗРК малой и сверхмалой дальностей могут быть разделены на две группы — комплексы с ракетой, имеющей стартовую массу более 50 кг, и комплексы с ракетой, масса которой имеет порядок 1U кг. В первом случае основные системы ЗРК монтируются на подвижных агрегатах, во втором — переносятся вручную. К первой группе могут быть отнесены и некоторые корабельные ЗРК- Особенности ЗРК первой группы рассмотрим иа примере французского комплекса《Роланд》. Комплекс разраба- 'тывался в двух вариантах — подвижного наземного и корабельного. Разработка велась совместно с ФРГ начиная с 1961 г. Испытания комплекса проводились в 1971 г. Еще в процессе разработки рассматривалось два варианта РК («Ролаид I》и «Роланд II》)，отличавшиеся, в основном, особенностями систем наведения ЗУР. Основные характеристики комплекса: максимальная дальность поражения целей 6,3 км, высота 0,015—3 км. Скорости цели до 440 м/с, расчетная вероятность поражения цели, летящей со скоростью 300 м/с, одной ракетой равна 0,5. В комплекс входят РЛС обнаружения цели (дальность действия 15 км), сопровождения цели и ракеты, станция передачи команд иа борт ракеты, счетно-решающий прибор, а также инфракрасный пеленгатор, использо-
Рис. 11.6. ЗУР «Ролланд 1»:
/, 2 — взрывательные устройства; 3, 10 — стабилизаторы; 4 — радиовзрыватель; 5 — приемник команд наведения; 6 — автопилот; 7 — боевая часть; 8 ——’предохранительно-исполнительный механизм; 9 — маршевый двигатель； // — стартовый двигатель; /2 ——газоотводная труба маршевого двигателя
вание которого при благоприятных метеоусловиях повышает точность р.аботы системы наведения ракеты. Система наведения радиокомандная.
Схема ЗУР «Роланд I》приведена на рис. 116 Ракета имеет стартовую массу 62,5 кг, длину 2,4 м и диаметр корпуса 0,16 м. Максимальная скорость ракеты 580 м/с. Ракета одноступенчатая, но имеет два режима работы двигателя. В отдельных камерах размещается заряд стартовой ступени, имеющий массу в 13,2 кг. Он сгорает за 2 с, сообщая ракете практически полностью требуемую скорость. Далее включается маршевый РДТТ, создающий тягу, поддерживающую скорость движения ракеты. Продукты сгорания топлива этого двигателя подходят к соплу по газоводу. Поток газов, вытекающих из двигателя, может отклоняться, чем обеспечивается газодинамическое управление полетом ЗУР. Аэродинамические плоскости поэтому неподвижны. Ракета до старта хранится в цилиндрическом стеклопластиковом контейнере и стартует из него. Аэродинамические плоскости при нахождении ЗУР в контейнере сложены и
Таблица 11.2
ЗРК (страна)
Дальность максимальная, км
Высота максимальная мин км
Масса.
кг
Длина, 'м
Диаметр,
Масса вв, кг
Скорость максимальная, м/с
Наведение
«Чапарэл» (США)
4
2,5 0,15
84
2,9
0,13
5
850
Самонаведение
«Рапира» (Англия)
5
3,6
0^3
43,5
2,2
0,13
—
650
Радио- командное
«Скайгард- Спэрроу» (Швейцария)
10
6 6Ж
205
3,6
0,2
30
700
Полуйктив- ное самонаведение
«Кроталь-На- валь» (Франция)
«Си Вулф»
13,5
3,6
85
2,9
0,6.
800
Комбинированное
Радио
(Англия)
6
5 0,01
80
2,03
0,19
—
800
командное
раскрываются после выхода ракеты. Хвостовые стабилизаторы поставле- ны под углом к продольной оси ЗУР, чем обеспечивается ее вращение на траектории. В качестве возможного варианта боевой части рассматривалась БЧ, собранная из куммулятивных зарядов, поставленных перпендикулярно к оси ракеты. Масса БЧ 5,8 кг. Применяются ударный и неконтактный взрыватели. Время, потребное для пуска ракеты, после сигнала тревоги составляет 8—12 с.
В табл. 11.2 приведены основные характеристики некоторых других ЗРК малой дальности. При этом ЗРК《Кроталь-Наваль》и «Си Вулф» относятся к числу корабельных, остальные — наземные подвижные.
Примером носимых ЗРК являлся комплекс армии США《Редай》，пред-. назначавшийся для борьбы с дозвуковыми самолетами на догонных курсах. Дальность поражения целей 0,5—3,6 км, высота до 1,5 км. Комплекс невсепогодный. Стрельба велась одйим стрелком-оператором, запускающими ЗУР с плеча. Комплекс разрабатывался начиная с 1958 г., поступление его в войска началось в 1966 г.
ЗРК включал ЗУР, носимую пусковую установку с телескопическим устройством (прицелом) и блок источников энергии и охлаждающего агента. Схемы ПУ и ракеты приведены на рис. 11.7. Общая масса 1 комплекса 12,7 кг.
Оптическое телескопическое устройство предназначалось для визуального обнаружения и сопровождения цели и наведения ЗУР в упрежденную точку. После старта ракета наводилась на цель инфракрасной пассивной головкой. Надежная работа системы самонаведения обеспечивалась при температуре источника тепла не ниже 430 ℃, поэтому ЗРК не мог использоваться для поражения самолетов, летящих с выключенными двигателями. Для приведения в боевую готовность средств наведения применялся специальный блок, включавший источник электрической энергии и устройство, содержащее охладитель (фреон). Блок подсоединялся перед пуском к гнезду на ПУ и в течение 5 с обеспечивал подготовку и запуск бортовой аппаратуры и охлаждение чувствительных элементов головки самонаведения. В полете аппаратура ЗУР работала от бортового источника энергии.
Основным элементом ПУ являлся стеклопластиковый трубчатый транспортно-пусковой контейнер. ЗУР помещалась в ТПК в заводских условиях, после чего контейнер герметизировался и заполнялся азотом.
Рис. 11.7. ЗРК «Редай»:
а ——ракета; 6 ——пусковая установка; / ——головка самонаведения; 2 ——рули; 3 — бортовая аппаратура; 4 ——боевая часть; 5 — двигатель; 6 ——стабилизаторы
Таблица 11 3
ЗРК (страна)
Дальность, км
Высота, км
Стартовая масса, ЗУР. кг
Длина, м
Диаметр, м
Масса
ВВ, кг
Максимальная скорость, м/с
Наведение на цель
«Стннгер» (США)
«Блоупайп» (Великобритания)
4,8
3
1,5
1,8
9,5
11,3
1,52
1,35
0,07
0,07
1,5
3
700
700
Пассивное самонаведе-г ние1
Радиоко-；： мандное ；
Стартовая масса ЗУР 8,2 кг, длина 1,22 м, диаметр 0,07 м. МакснЗ мальная скорость ракеты 650 м/с. Корпус ракеты изготавливался из стали. В передней части ракеты находились воздушные рули, в хвостовой ——стабилизатор. И рули, и стабилизатор при нахождении ЗУР в контейнере были сложены и раскрывались при выходе ракеты из ТПК. Двигатель имеет два топливных заряда, первый обеспечивал выброс ракеты из ТПК, второй —— маршевый — начинал работать, когда ракета удалялась на 5——7 м. Время подготовки ЗРК к пуску ракеты после обнаружения, опознания и выбора цели составляло 5 с.
Дальнейшим развитием носимых ЗРК армии США был комплекс «Стингер», отработанный к концу 70-х гг. Комплекс по ряду характеристик превосходит ЗРК «Редай» и рассчитан на поражение самолетов, летящих со скоростью до 650 м/с на встречных и на догонных курсах. Дальность перехвата увеличена до 4,8 км. Введена система опознания самолетов «свой ——чужой». Принципы построения и действия ЗРК остались теми же. Несколько возросла масса всего комплекса, усовершенствован двигатель, применена более чувствительная головка самонаведения, увеличена масса взрывчатого вещества в боевой части. Боевая часть — осколочно-фугасная. Основные характеристики ЗРК приведены в табл. 11.3.
Hocи^4ЫЙ ЗРК «Блоупайп» (Великобритания) в отличие от рассмотренных комплексов США имеет радиокомандную систему наведения ЗУР. В комплекс помимо ПУ и ЗУР входят станция передачи радиокоманд и счетно-решающий прибор, которые крепятся за спиной оператора. После пуска ракеты оператор захватывает ее в поле зрения прицела, с помощью которого он сопровождает цель и, манипулируя рукояткой наведения, стремится совместить ракету с целью.
Угловые рассогласования между линиями на ЗУР и цель поступают в счетно-решающий прибор наведения, где и вырабатываются команды для управления ракетой. Команды передаются на ЗУР и реализуются в ее бортовых устройствах. Боевая часть ——осколочно-фугасная. Время приведения ЗРК в боевую готовность 20 с.
Глава 12
РАКЕТЫ ПРОТИВОРАКЕТНОЙ ОБОРОНЫ
ПРОТИВОРАКЕТНАЯ ОБОРОНА. ПРИНЦИПЫ УСТРОЙСТВА РАКЕТ ПРО
Противоракетной обороной (ПРО) называют мероприятия и боевые действия по отражению ракетно-ядерного удара противника путем поражения его баллистических ракет или их головных частей на траектории. Комплекс сил и средств, обеспечивающих ПРО, называется системой противоракетной обороны.
Систему ПРО относят к числу стратегических оборонительных систем в отличие от группировки (системы) комплексов РСН, входящей в стратегические наступательные вооружения. Однако при анализе возможных сценариев и результатов ядерной войны эти два вида стратегических систем рассматриваются, как правило, совместно. Это объясняется тем, что если какая-либо из противоборствующих ядерных держав, имеющих одинаковые СНВ, будет обладать еще и эффективной системой ПРО, то она получает очевидные преимущества. Проблемы развития и сокращения СНВ не могут рассматриваться без учета состояния систем ПРО. В связи с отмеченным интерес и внимание к системам ПРО в двух странах, обладающих наиболее развитыми СНВ,— США и СССР — всегда были достаточно высокими.
Общая постановка задач систем ПРО имеет общее с постановкой задач противовоздушной обороны. Однако решение этих задач для систем ПРО значительно сложнее, что связано с особенностями целей, обслуживаемых этой системой. Чаще всего целями для ПРО являются боеголовки баллистических ракет стратегического назначения. По большинству характеристик, важных для решения задачи их уничтожения (скорость полета, размеры, прочность, высота траектории), оии примерно на порядок отличаются от целей ПВО в сторону, неблагоприятную для системы ПРО.
Системы ПРО в зависимости от предназначения могут быть территориальными (оборона всей страны), зональными (оборона районов) и объектовыми (оборона отдельных объектов).
Особенности системы ПРО определяются в значительной степени тем, на каком участке траектории осуществляется перехват ракет или их головных частей. На рис. 12.1 приведена схема траектории полета МБР. В целях анализа особенностей применения ПРО можно выделить
Рис. 12.1. Участки траектории МБР и изменение скорости по траектории
четыре характерных участка траектории: OCi — полет ракеты до начала' разведения боеголовок; &С2 — разведение боеголовок и средств преодо^ ления ПРО; С2С3 — - баллистический полет боеголовок на высотах, где атмосфера практически отсутствует; С3С4 — движение боеголовок в атмосфере при подходе к цели. Первый участок имеет для МБР высоту до 200—300 км. Скорость ракеты возрастает здесь до 6— 7 км/с, время движения ракеты с РДТТ составляет примерно 3 мин, С позиций оценки особенностей целей для ПРО этот участок обладает определенными преимуществами. Ракета имеет значительные размеры (длина порядка 20 м), относительно слабо защищена от возможных воздействий, движется по определенной траектории и практически не способна к маневру. Двигатели ракеты создают факелы пламени, служащие мощным источником излучений, по которым могут наводиться средства поражения. И, наконец, уничтожение ракеты с РГЧ означает уничтожение сразу нескольких боеголовок.
Второй участок характерен лишь для ракет с РГЧ. Он занимает по протяженности несколько сотен километров и по времени 二 несколько минут. Ступень разведения движется со скоростью, примерно равной скорости в конце АУТ. Для системы ПРО цель представляет собой слабозащитный объект размером в несколько метров. Хотя разведение и сопровождается работой небольших двигателей, наведение средств поражения на цель затрудняется тем, что она совершает сложные маневры.
Третий участок наиболее протяженен. Его длина измеряется тысячами километров, время движения боеголовок на этом участке доходит до 20——25 мин. По близким траекториям движутся отделившиеся боеголовки, средства преодоления ПРО и элементы последней ступени ракеты и степени разведения. Скорость их движения уменьшается на восходящей ветви траектории, минимальна в ее вершине и растет затем, достигая к моменту входа в атмосферу примерно таких же значений, как и на активном участке траектории. Целями для ПРО являются боеголовки, имеющие размеры порядка метра и прочную конструкцию, рассчитанную на преодоление сопротивления воздуха при входе в атмосферу. Противником принимаются меры для затруднения выделения (селекции) боеголовок из всей совокупности элементов, движущихся по траектории. Все это осложняет поражение боеголовок на безатмосферном участке полета.
Начиная с высоты примерно в 150 км на движении боеголовок и сопровождающих их элементов начинает сказываться сопротивление воздуха. Особенно заметным оно становится на высотах, меньших 100 км. Сопротивление воздуха тормозит боеголовки, и около цели они имеют скорость обычно не выше 3 км/с. В еще большей степени тормозятся другие элементы, двигавшиеся рядом с боеголовками, так как они имеют худшие аэродинамические качества. Поэтому на четвертом участке траектории боеголовки движутся практически без прикрытия ложными целями. Отпадает необходимость селекции боеголовок, задача наведения на них средств поражения облегчается. Так как боеголовки подходят к целям под небольшими углами (для МБР менее 30 ℃), протяженность участка при высоте его начала в 100 км составляет примерно 200 км, время движения боеголовки ——1——2 мин. В ряде случаев четвертый участок делится дополнительно. Из него могут выделяться, например, конечный участок с высотами в 10——50 км и участок малых высот (ним% 10 км). 』
Поражение ракет на первом участке траектории возможно только в том случае, если носителями средств поражения являются космические аппараты, находящиеся в момент старта ракет в зоне досягаемости до них бортового оружия. Исследуемая в настоящее время в США система ПРО с элементами космического базирования (программа СОИ) и предусматривает создание таких космических аппаратов. На их борту помимо средств поражения должны находиться системы обнаружения пусков ракет, наведения на них средств поражения и т. д. Предполагается, ито в случае, если радиусы поражения составят -несколько тысяч километров, система ПРО должна включать сотни и даже тысячи космических аппаратов. Только в этом случае она будет готова к уничтожению ракет в любое время и в любой точке поверхности Земли. Такая система в принципе будет способна и к поражению ступеней разведения на втором из рассмотренных участков траектории, а в дальнейшем — и боеголовок. Однако по отмеченным причинам наиболее выгодным является примене- иие космических систем ПРО для уничтожения ракет на активном участке их траектории.
Поражение боеголовок на третьем и на четвертом участках траектории возможно и средствами наземных систем ПРО, расположенных на защищаемой территории. Именно такие системы и являются в настоящее время наиболее разработанными и реальными. Среди средств поражения бое головок наземными системами рассматриваются средства, имеющие дальность в несколько сотен километров (до 1000 км), т. е. захватывающие полностью не только четвертый участок, но и значительную часть третьего.
В качестве средств поражения ракет или их боеголовок возможно применение различных видов кинетического оружия (КО) или оружия, основанного на направленной передаче энергии (ОНПЭ). В основе дей； ствня КО лежит разгон до больших скоростей элементов достаточной массы. К кинетическому оружию относятся противоракеты, артиллерийские орудия, установки картечного действия и т. п.; к ОНПЭ —— различные виды оружия новых типов： лазерное, пучковое и др. Применение ОНПЭ для наземных систем ПРО затруднено, так как направленная передача энергии через атмосферу происходит с большими потерями. Поэтому предполагается, что основной областью применения ОНПЭ будут космические системы ПРО. Создание космических систем с ОНПЭ считается возможным не ранее начала будущего столетия. Сравнительный анализ возможностей различных видов кинетического оружия показывает, что наиболее подходят для целей ПРО специальные ракеты, называемые противоракетами (ПР) или антиракетами (АР). Они могут обеспечить (в отличие, например, от артиллерийских орудий или установок картечного действия) значительно большие дальности поражения целей, доставку к ним боевых частей значительной массы, наведение средств поражения на цели. Поэтому противоракеты и рассматриваются как наиболее вероятный вид средств поражения боеголовок БР противника. Остальные виды кинетического оружия могут найти применение только для создания систем ПРО, обеспечивающих перехват боеголовок на предельно низких (несколько километров) высотах. Заметим, что такие системы ПРО предполагаются возможными при обороне объектов, имеющих высокую защищенность к поражающему действию ядер- ного взрыва, например баз МБР. В этом случае радиус поражения объекта ядерным взрывом составляет менее одного километра, что
позволяет соответственно снизить и нижний рубеж перехвата боеголовок Опыта создания противоракет космического базирования пока нет. ВСе образцы ПР, которые были отработаны до сих пор, относятся к наземным. Остановимся вначале на основаниях устройства противоракет и комплексов на их основе, применяемых в наземных системах ПРО. В дальнейшем будут рассмотрены особенности ПР, предназначенных для космических эшелонов противоракетной обороны. В общем случае процесс перехвата боеголовок наземной системой ПРО можно представить себе состоящим из следующих этапов:
дальнее обнаружение боеголовок и сопровождающих их элементов, предварительное определение траектории;
селекция (выделение) боеголовок из совокупности движущихся элементов;
сопровождение боеголовок по траектории;
пуск противоракеты и наведение ее на цель.
В отличие от систем ПВО противоракетная оборона не имеет большого опыта организационного объединения различных компонентов, выполняющих перечисленные функции. Схема возможного варианта построения системы ПРО представлена на рис. 12.2.
В качестве средств дальнего обнаружения могут использоваться не только РЛС, специально розданные для целей ПРО, но и средства, не входящие организационно в систему противоракетной обороны. Так, в США для дальнего обнаружения пусков РСН или полета их боеголовок могут быть применены существующие космическая система обнаружения стартов БР «Имьюс», системы предупреждения о полете боеголовок МБР («Бимьюс») и БРПЛ (474 ^). Основным требованием к системам дальнего обнаружения является возможно более раннее установление факта начала ракетного нападения. По сигналам об этом системы ПРО могут быть переведены в боевой режим. Кроме того, с помощью систем дальнего обнаружения возможно получение предварительной информации о построении ракетно-ядерного удара, необходимой для организации функционирования системы ПРО. Космическая система 《Имьюс》 передает сведения о пусках БР на командный пункт через
Рис. 12.2. Схема системы ПРО
несколько минут после пусков. Система наземных РЛС «Бимьюс» обнаруживает боеголовки МБР, направляемые на США с северного направления, за 15——25 мин до их падения.
На основе данных, получаемых РЛС дальнего обнаружения, невозможно решать в полной мере остальные задачи функционирования ПРО. Требуется использование дополнительных РЛС, обладающих большим быстродействием, более высокой разрешающей способностью и другими характеристиками, позволяющими выделять боеголовки из многочисленных элементов, следующих по траектории; точно определять параметры движения целей и противоракет. На основе таких РЛС и решаются задачи сопровождения боеголовок и наведения на них средств поражения. Особенно сложна задача селекции боеголовок на внеатмосферном участке траектории. Распознавание элементов может производиться по различным признакам — радиолокационным, инфракрасным, динамическим и др. В условиях отсутствия сопротивления отмосферы выделить боеголовки по данным траекторных измерений (динамическим признакам) практически невозможно. Распознавание с помощью РЛС основывается на отличиях сигналов, отраженных от разных элементов, вызываемых различиями в площади объектов, характере их колебаний и т. п. Если предварительно установлены эти характеристики для разных элементов,—— радиолокационные измерения позволяют выделить боеголовку. Необходимость этих измерений на расстояниях в сотни и тысячи километров осложняет реигение задачи. Рассматривается возможность создания специальных ракет, в головных частях которых будут устанавливаться радиолокаторы или другие средства, позволяющие надежно выделять боеголовки при наблюдении их с достаточно близкого расстояния.
На высотах меньше 50 км работа РЛС сопровождения целей облегчается не только тем, что здесь практически не остается ложных целей, но и повышением《заметности》самой боеголовки. Радиолокационное сечение боеголовок при движении в атмосфере за счет ионизации следа, образующегося в результате нагрева и сублимации защитных покрытий корпуса боеголовки, возрастает по сравнению с сечением на безат- мосферном участке примерно на порядок.
Таким образом, последовательность работы системы ПРО при перехвате боеголовок в верхних слоях атмосферы такова： боеголовки и сопровождающие их элементы обнаруживаются системой дальнего обнаружения. Эти данные передаются на командные пункты, где цели распределяются между комплексами ПР и РЛС комплексов для облегчения обнаружения ими целей. Если в состав комплекса ПРО входит РЛС обнаружения и сопровождения целей, она «захватывает» боеголовки и другие элементы за несколько тысяч километров от точки падения и сопровождает их. Далее цель передается станции распознавания, которая выделяет боеголовки и уточняет характер их движения. По результатам наблюдения за полетом боеголовок приводится в действие РЛС наведения противоракет и производится пуск ПР. Осуществляется одновременное наблюдение за полетом боеголовки и противоракеты, вычислительные устройства комплекса решают задачу наведения ПР и вырабатывают необходимые для управления ее полетом команды. Команды передаются на борт ракеты и реализуются бортовой системой управления. В одном из вариантов системы ПРО (70-е гг.) предполагалось реализовать перечисленные этапы функционирования системы в примене-
нии к перехвату боеголовок МБР с дальностью в 9000 км по сле
дующим моментам времени: ранее (дальнее) обнаружение .. распознаваниепредварительное нацеливание ПР наведение ПРпоражение целидующим моментам времени: ранее (дальнее) обнаружение .. распознаваниепредварительное нацеливание ПР наведение ПРпоражение целиза 26 мин (до паденияза 26 мин (до падениябоеголовки) за 7 минбоеголовки) за 7 мин•ЗЭ 3 МИН' за 1,5 мин- ..за 30 с：•ЗЭ 3 МИН' за 1,5 мин- ..за 30 с：
дующим моментам времени: ранее (дальнее) обнаружение .. распознавание
предварительное нацеливание ПР наведение ПР
поражение цели
дующим моментам времени: ранее (дальнее) обнаружение .. распознавание
предварительное нацеливание ПР наведение ПР
поражение цели
за 26 мин (до падения
за 26 мин (до падения
боеголовки) за 7 мин
боеголовки) за 7 мин
•ЗЭ 3 МИН' за 1,5 мин- ..за 30 с：
•ЗЭ 3 МИН' за 1,5 мин- ..за 30 с：
Поражение цели за 30 с до падения означает перехват ее на дальности порядка 100—150 км и высоте 50—70 км.
Из приведенного следует, что в комплексах ПРО необходимо иметь несколько (две-три) РЛС, выполняющие различные функции. Комплексы функционируют в условиях жесткого лимита времени.
Рассмотрим особенности устройства противоракет. Из приведенного следует, что требования к ним в определенной степени подобны требованиям к ЗУР. ПР должны иметь значительные скорости, большие ускорения, необходимые дальности перехвата целей, хорошие динамические качества, позволяющие реализовать управление их полетом для наведения на цели, достаточно мощные боевые части, бортовую систему управления, участвующую в решении задачи наведения ПР на боеголовки. Вместе с тем более подробный сравнительный анализ условий применения ЗУР и ПР показывает, что по большинству характеристик требования к ПР являются более высокими, чем к зенитным ракетам. Так, если максимальные скорости ЗУР для большинства образцов не превосходят 1500 м/с, то для опытных образцов ПР они доходили до 3000 м/с. Максимальные ускорения противоракет в несколько раз превосходят максимальные ускорения ЗУР; может быть значительно большей и дальность перехвата. Более сложным является решение многих вопросов при создании бортовых систем управления, боевых частей, органов управления полетом, двигателей.
В зависимости от дальности действия ПР делятся на: большой (свыше 100 км), средней (от 10 до 100 км) и малой (менее 10 км) дальности.
Все предлагавшиеся варианты противоракет были твердотопливными. В зависимости от требуемых значений скорости и дальности действия ПР они могут быть одно-, двух- и трехступенчатыми. Общая компоновка противоракет подобна рассмотренной выше компоновке ЗУР. Оо новными элементами ПР являются двигатели, боевая часть и система управления полетом. На корпусе размещаются аэродинамические плоскости, часть из которых выполняет функции воздушных рулей. Возможностей воздушных рулей для обеспечения управления полетом ракеты может не хватить. Поэтому в процессе исследований и разработки ПР рассматривался ряд и других способов изменения вектора тяги. Среди них ——широко применяемые в РСН поворотные сопла и ввод жидкости в закритическую часть сопла, а также использование газоструйных рулей. Сопла, через которые истекает газ, обеспечивающий создание управляющих усилий, в этом случае могут находиться в различных местах ракеты. В одном из вариантов предлагалось размещать их в районе среза сопла основного РДТТ и направлять в них через специальные клапаны продукты сгорания из камеры этого же двигателя. Представляет интерес предложение о создании боковых управляющих усилий путем ввода в поток воздуха, обтекающего корпус ракеты,
самовоспламеняющейся жидкости (горючего). Боковые усилия возникают за счет повышения давления на корпус в местах ввода жидкости.
В качестве топлив для двигателей ПР используются чаще всего сме~ севые топлива на основе перхлората аммония. Одной из проблем, которые нужно решать при создании двигателя стартовой ступени ракеты, как и в случае ЗУР, является проблема обеспечения очень больших расходов газов через сопло с целью создания необходимой тяги. Газообразование заряда пропорционально произведению скорости горения топлива на поверхность горения. Поэтому задача решается применением зарядов с большой поверхностью и увеличением скорости горения. Последнее достигается вводом в топливо различных добавок. Сообщалось, что для одного из перспективных образцов ПР отрабатывалось топливо, которое должно было иметь скорость горения в 250 мм/с. Для сравнения укажем, что скорость горения топлив в РДТТ РСН составляет обычно менее 10 мм/с. Корпуса РДТТ ранее выполнялись из специальных сталей и титановых сплавов. Позднее был использован опыт создания РДТТ для РСН ——корпуса стали изготавливаться из степлопластиков методом намотки нитей.
Направления совершенствования РДТТ для ПР оцениваются также, как и для ракет других классов. Это прежде всего повышение удельного импульса тяги и улучшение массовых характеристик двигателя. Отмечается, что до сих пор отношение массы топлива к массе снаряженного двигателя не превышало 0,65 (для сравнения — у МБР около 0,9), ставится задача увеличения этой величины примерно на 30 %.
Следует отметить, что ПР, особенно при больших дальностях их действия, движутся длительное время и с большой скоростью в атмосфере. Это ведет к сильному аэродинамическому нагреву поверхности ракеты. Поэтому большое значение приобретают выбор материала конструкции и применение теплозащитных покрытий.
Для поражения боеголовок могут использоваться ядерные или неядерные (обычные) боевые части ПР. Выбор типа БЧ связан с тем, какой способ наведения противоракеты используется. Возможно применение всех способов наведения ЗУР, которые рассмотрены выше. До 70-х гг. реальными были только системы теленаведения (командные), при использовании которых наземные РЛС измеряют параметры движения ПР и цели. В наземных вычислительных устройствах решается задача о встрече противоракеты и боеголовки и вырабатываются соответствующие команды, которые передаются на борт ракеты и реализуются ее системой управления. Несмотря на значительный прогресс, достигнутый к тому времени в развитии радиолокационной и вычислительной техники, промахи ПР относительно цели получались значительными, и единственным типом БЧ, обеспечивающим поражение боеголовок, были ядерные боевые части. Поскольку промах ПР увеличивается с ростом дальности, предполагалось, что противоракеты малой и средней дальности 'будут иметь БЧ с зарядами килотонного, а большой дальности —— мегатонного классов. В первом случае поражение боеголовок должно было осуществляться в атмосфере, где основным поражающим фактором ядерного взрыва является воздушная ударная волна. Радиус поражения боеголовок при использовании зарядов мощностью порядка 10 кт оценивался примерно в 300 м. При поражении боеголовки в безвоздушном пространстве о< неявными ПФ ЯВ являются проникающая радиация,
рентгеновское излучение и ЭМИ. По опубликованным данным, радиусы поражения этими ПФ при мощности заряда в 1——2 Мт составляют несколько километров. Следует добавить, что использование ядерных БЧ, особенно на ПР дальнего действия, облегчает и решение проблемы селекции боеголовок, так как ядерный взрыв поражает все элементы, попадающие в зону его действия. Однако использование на противоракетах ядерных БЧ имеет и целый ряд негативных сторон. Ядерные взрывы боевых частей ПР осложняют работу РЛС системы ПРО и, следовательно, мешают перехвату последующих бое головок, применение ядерных БЧ резко удорожает противоракету, ПР становятся ядерным оружием и подпадают под действие специальных правил его хранения, эксплуатации и применения и т. д. Поэтому одним из основных направлений развития противоракет и комплексов ПРО был поиск путей повышения точности наведения ПР до значений, позволяющих применять неядерные боевые части.
В случае существенного уменьшения промаха становится возможным использование БЧ осколочного типа. Многочисленные исследования, в том числе и экспериментальные, показывают, что в случае попадания осколка в боеголовку она, несмотря на прочность конструкции, может быть уничтожена или повреждена. Эффект воздействия осколков по цели зависит от их кинетической энергии, т. е. от скорости осколков относительно боеголовки. Эта скорость при встречном движении противоракеты и боеголовкн может достигать 5—7 км/с и более, т. е. быть весьма значительной и превосходить почти на порядок скорость пуль или снарядов огнестрельного оружия. Боеголовка может быть пробита осколком; в этом случае скорее всего будут повреждены заряд или автоматика его подрыва, т. е. боеголовка выйдет из строя. Но, если даже корпус боеголовки будет не пробит, а только поврежден,一 головка разрушится или потеряет свою точность позднее — при входе в атмосферу вследствие неравномерного уноса покрытий корпуса при аэродинамическом нагреве. В момент удара осколка по боеголовке ее заряд может взорваться. Однако такой взрыв, если он произойдет на достаточно большой высоте, не принесет вреда. Помимо осколочных рассматривались и другие типы неядерных БЧ. Исследовалась, например, головная часть, в которой в сложенном состоянии находится металлическая диафрагма, которая перед встречей с боеголовкой раскрывается, образуя сетку в виде круга диаметром около 6 м. Если промах ПР будет меньше 3 м, головка ударится о диафрагму и разрушится или отклонится от расчетной араектории. (Такой тип БЧ иногда называют зонтичным.)
Значительный прогресс в миниатюризации бортовых вычислительных устройств и в повышении эффективности инфракрасных систем самонаведения позволил перейти к разработке ПР, рассчитанных на прямое попадание в боеголовку. В середине 70-х гг. в зарубежной печати стали появляться сообщения о работах в США по программе《HJT》, цель? которых было создание нового типа ПР с инфракрасными головками самонаведения. Предполагалось, что ПР дальнего действия будет нест” несколько противоракет, получивших название «подснаряды HI Г». 口。叫 снаряд имеет массу около 7 кг и представляет собой цилиндрическую сборку (диаметр 0,3 м), по периметру которой устанавливаются 叫 большие ракетные двигатели твердого топлива, а в средней части разме* щается система управления, включающая инфракрасную головку само* наведения, вычислительные устройства, источник энергии и другие элЙ 254 j
менты. ПР выводится в район встречи с боеголовками с помощью системы теленаведения. Подснаряды отделяются от ПР и начинают движение к целям под действием своих РДТТ и по командам, вырабатываемым системой самонаведения. Поражение боеголовки достигается прямым соударением с ней подснаряда. Таким образом, в данном случае предполагается использовать комбинированную систему наведения ПР.
Бортовые системы управления ПР работают в условиях очень больших перегрузок. С целью повышения их стойкости и упрощения исследуются возможности использования приборов и элементов новых типов, в частности лазерных гироскопов. С повышением требований по точности наведения ракет растут и требования к бортовым ЦВМ. Сообщалось о разработке для ПР БЦВМ с быстродействием в 108 оп./с, т. е. значительно превосходящих по этому показателю большинство ЭВМ общего назначения. При этом, естественно, БЦВМ должна иметь приемлемые габариты и массу. Системы управления ПР дальнего действия работают в условиях сильного аэродинамического иагрева ракет. Это также создает специфические трудности при создании систем управления. Так, в некоторых случаях вследствие нагрева ракета оказывается окруженной потоком плазмы, что затрудняет радиосвязь. Сильный нагрев осложняет и работу нфракрасных систем самонаведения; рассматриваются возможности обеспечения охлаждения наиболее ответственных элементов.
В заключение можно отметить, что основными направлениями совершенствования ПР в процессе их развития были:
выбор и обеспечение требуемых режимов полета (дальности, скорости, ускорения) и соответствующих конструктивных решений по двигателям и планеру； улучшение энергетических и массовых характеристик двигателей, создание топлив с достаточно высокой скоростью горения; решение проблемы защиты от аэродинамического нагрева; отработка органов управления полетом, обеспечивающих необходимые динамические качества противоракеты;
совершенствование бортовых систем управления полетом ПР, повышение точности, надежности, быстродействия и других характеристик измерительных элементов вычислительных средств, источников питания, создание бортовых систем самонаведения ПР на цели;
разработка боевых частей различных типов, обеспечивающих надежное поражение бое головок при достигнутой точности наведения противоракет.
Противоракета является лишь одним из элементов противоракетной обороны, эффективность ПРО зависит не только от характеристик ПР, но и от характеристик других составляющих комплекса — радиолокационных станций, пусковых установок, вычислительных устройств, средств управления и связи и т. п. Развитие систем ПРО, естественно, включало и совершенствование всех этих элементов и систем.
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ РАКЕТ ПРО
Необходимость защиты от баллистических ракет появилась в 1944 г., когда начался обстрел территории Англии немецкими ракетами V-2. Эти ракеты имели дальность около 300 км и стартовали с площадок, расположенных на континентальной части Европы. Англия имела к тому времени противовоздушную оборону, основывавшуюся на использовании истребительной авиации, занитной артиллерии и радиолокационных станций.
Появились первые проработки и по созданию зенитных управляемых ракет. На базе этих элементов ПВО и были предприняты попытки! уничтожения ракет У-2 на траектории, т. е. попытки создания системы противоракетной обороны. Следует отметить, что с точки зрения совре- менных представлений, перехват ракет V-2 был относительно несложной задачей. Головная часть ракеты не отделялась, поэтому цель для ПРО имела значительные (около 14 м) размеры, скорости движения из-за малой дальности были примерно на порядок меньше скоростей, свойственных боеголовкам современных МБР, траектории ракет легко прогнозировались. Однако, несмотря на это, английские специалисты пришли к выводу, что при существовавшем тогда уровне развития РЛС и средств перехвата целей задача уничтожения баллистических ракет на траектории невыполнима. В течение последующих почти десяти лет проблемой ПРО занимались относительно мало. Однако в середине 50-х гг. в связи с появлением у США и СССР ракет стратегического назначения с ядер- ным снаряжением, интерес к противоракетной обороне резко возрос. Стало ясным, что в условиях, когда основным видом стратегических наступательных сил становятся баллистические ракеты, проблема защиты от них будет исключительно важной. Начался этап усиленных исследований и разработок в области ПРО. Следует добавить, что хотя в период! 1945—1955 гг. работы по ПРО и не велись интенсивно, в это время! накапливался материал, необходимый для успешного решения проблемы! обороны от баллистических ракет. Это относится, прежде всего, к тем| заметным результатам, которые были достигнуты в совершенствовании! систем зенитных ракетных комплексов — радиолокационных станций] ЗУР, вычислительных средств и автоматизированных систем управления.1 Напомним, что уже в 1953 г. был принят на вооружение ЗРЮ «Найк Аякс》 (дальность 48 км), в 1957 г.— комплекс «Найм Геркулес» (130 км), начаты были работы и над другими ЗРК, в толя числе и включавшими ЗУР с головками самонаведения. Во второй ноло-| вине 50-х гг. в США была организационно оформлена система ПВС1 континента (объединенное командование《Норад》)，которая могла быта положена в основу и будущей системы ПРО. Было начато строитель! ст во РЛС дальнего обнаружения боеголовок МБР. I
Разработка первой системы ПРО США началась в 1957 г. В качестве! средства поражения боеголовок баллистических ракет предполагалоси использовать вновь создаваемую противоракету «Найк Зевс». Была ясно, что промах противоракеты относительно цели будет при использо-1 вании освоенных тогда методов и средств наведения большим, и поэтом)! было решено использовать ядерную боевую часть мегатонного класса! Этим определилась, в свою очередь, необходимость перехвата бое голо-" вок иа достаточно больших высотах и дальностях. Эти характеристики были установлены для противоракеты в 160 км и 320—370 км. Для достижения таких больших дальностей потребовалось создавать ПР «Найк Зевс》как трехступенчатую. j
Схема ракеты приведена на рис. 12.3. На первой и второй ступеня)! было размещено по четыре неподвижных стабилизатора. Управления полетом осуществлилось с помощью четырех воздушных рулей, вынесен-1 них в переднюю часть (схема «утка»). В плоскостях рулей размещались газоструйные устройства. До высот порядка 30 км управление обеспечи!
валось воздушными рулями, на больших высотах ——газоструйными, для чего использовались продукты горения топлива'РДТТ. В третьей ступени ракеты были размещены, помимо двигателя, ядерная боевая часть, бортовая аппаратура системы управления, гидравлический привод рулей, источники энергии. “
Масса ракеты 10,4 т, общая длина 14,6 м, максимальный диаметр корпуса 0,9 м, предельная скорость ракеты около 2500 м/с. Двигатель первой ступени создавал тягу в 200 т и работал около 5 с, сообщая ракете ускорение примерно в 20g. Камеры двигателей были изготовлены из специальных сталей, в конструкции сопел использовались пластмассы. В качестве пусковых установок для противоракет «Найк Зевс» намечалось применять стационарные ПУ шахтного типа.
Вначале для ПР предполагалось использовать комбинированный метод наведения — радиокомандное наведение на начальном участке траектории и самонаведение на конечном. Однако создание такой системы наве-
Рис. 12.3. Противоракета «Найк Зевс» 、Рис. 12.3. Противоракета «Найк Зевс» 、а/ б;а/ б;Рис. 12.4. Общий вид ПР «Спартанж (а) и «Спринт» (6)Рис. 12.4. Общий вид ПР «Спартанж (а) и «Спринт» (6)
Рис. 12.3. Противоракета «Найк Зевс» 、
Рис. 12.3. Противоракета «Найк Зевс» 、
а/ б;
а/ б;
Рис. 12.4. Общий вид ПР «Спартанж (а) и «Спринт» (6)
Рис. 12.4. Общий вид ПР «Спартанж (а) и «Спринт» (6)
9 Е. Волков9 Е. Волков
9 Е. Волков
9 Е. Волков
257
дения оказалось невозможным, одной из причин был сильный аэродина^ мический нагрев ракеты и трудность обеспечения в связи с этим необходимых условий работы для системы самонаведения. Поэтому основным вариантом наведения стало радиокомандное (теленаведение). В состав бортовой аппаратуры системы управления входили приемные радиоустройства, преобразователи, автопилот, источники энергии, приводы ру. лей и другие элементы. Для управления полетом ПР необходимы 6$ц РЛС, обеспечивавшие обнаружение, распознавание и сопровождение це_ лей, сопровождение и наведение противоракеты; к разработке таких Р〃с приступили в начале 60-х гг. Элементы системы «Найк Зевс» прошли успешные испытания, в ходе которых был осуществлен перехват боеголовок МБР. Однако от развертывания системы отказались, так как она была сочтена недостаточно эффективной, особенно при отражении массированного ракетного нападения. Одной из причин этого было то, что противоракеты «Найк Зевс» предназначались для перехвата боеголовок только за пределами атмосферы, т. е. на участке траектории, где боеголовки трудно было выделить (селектировать).
В 1963 г. в США началась разработка новой системы ПРО, получив- шей название 《Найк Икс». Первоначально предполагалось, что эта си^ стема будет объектовой, однако в последующем было решено возможности системы расширить, чтобы она могла использоваться и как система территориальная, т. е. обеспечивающая прикрытие всей страны. Основное отличие этой системы от системы «Найк Зевс» заключалось в том, что она должна была быть многорубежной, т. е. обеспечивать перехват боеголовок на нескольких высотах. Система могла выполняться в двух вариантах. Первый предназначался для прикрытия слабозащищенных целей (например, городов) и предусматривал применение двух противоракет ——《Спартан» (дальнего действия) и «Спринт» (перехват на средних высотах). Второй предполагалось использовать для обороны высокозащищенных объектов (баз МБР). Этот вариант должен был, помимо указанных противоракет, включать и ПР «Хайбекс», предназначенную для поражения боеголовок на малых высотах. Таким образом, система ПРО «Найк Икс» в зависимости от особенностей защищаемых объектов могла быть двух- или трехрубежной.
. Схемы ракет《Спартан» и «Спринт» приведены на рис. 12.4, схема ракеты «Хайбекс» была подобна схеме ПР «Спринт». Основные характеристики противоракет системы «Найк Икс» приведены в табл. 12.1.
Все три противоракеты должны были иметь ядерные боевые части: ракета «Спартан» — с мощностью заряда в 1 Мт, ПР《Спринт» и 《Хайбекс》——около 1 кт. Система наведения противоракет была радио- командной. В качестве основных органов управления ракет《Спартан» и 《Спринт» должны были применяться аэродинамические рули, однако.
Таблица 12.
Противоракета
Дальность максимальная, км
Высота максимальная. км
Число ступеней, шт
Масса, т
Длина, м
Диаметра м
«Спартак»
640
300
3
15,1
16,7
1,1
«Спринт»
60
30
2
3,4
8,2
1,3 J
«Хайбекс»
20
10
2
25
6,1
F
для ракеты «Спринт» рассматривалась возможность использования и газодинамических устройств. На ракете «Хайбекс» газодинамические органы управления полетом были основными. Управляющие реактивные сопла располагались в задней части корпуса на днище. При выключении на доли секунды соответствующей группы сопел противоракета выполняла резкий маневр. Особенностью всех трех противоракет были высокие предельные скорости ——порядка 3 км/с и большие ускорения. Для ракеты 《Спартан》 ускорения составляли несколько десятков g, для ракет 《Спринт》一до 100 Я и для ПР《Хайбекс》—около 300 g.
Особое внимание при разработке системы《Найк Икс》было уделено созданию радиолокационных станций. Система должна была строиться на использовании РЛС трех основных типов: М力R, MSR и PAR. Многофункциональная РЛС MAR, должна была обеспечивать одновременно обнаружение, распознавание и сопровождение нескольких целей, а при необходимости также сопровождение и наведение противоракет. В порядке усовершенствование РЛС M4R разрабатывался менее сложный ее вариант TACMAR. Станция MSR предназначалась для сопровождения н наведения ракет《Спартан» и《Спринт》. Станция дальнего обнаружения PAR позволяла обнаруживать цели на расстояниях до 4200 км, распознавать их и давать целеуказания станциям MSR. Для комплексов с ПР «Хайбекс» предполагалось использовать сравнительно простую дешевую многофункциональную РЛС МА PDA R. Радиолокационные станции были наиболее дорогостоящими элементами системы ПРО. Стоимость РЛС MAR оценивалась в 400 млн дол., PAR — 220 и станции MSR ——около 165 млн дол. Для проведения испытаний первые образцы станций MAR и MSR были построены на полигонах США в 1968—1969 гг. Отрабатывалась специальная система обработки данных, которая должна была на основе информации РЛС обеспечивать распознавание целей, расчет траекторий перехвата, наведение противоракет и решение ряда других задач, связанных с функционированием ПРО. Система строилась на использовании самых совершенных для того времени электронно-вычислительных машин и имела высокие характеристики быстродействия н надежности.
Общая схема построения зональной обороны системы «Найк Икс» представлялась следующим образом. Для зоны требовалась одна РЛС дальнего обнаружения PAR. Многофункциональные станции M4R или TACMAR привязывались к главным защищаемым объектам зоны. Пусковые шахты ПР《Спартан» размещались на расстояниях до 160 км от объектов обороны, а ПР «Спринт» и «Хайбекс» ——в непосредственной близости от них. РЛС MSR располагались около комплексов ПР 《Сгтартан» и «Спринт». Первые данные о целях получали РЛС PAR, после этого в работу включались станции MAR и готовили данные для перехвата целей, на основании которых производились пуск и наведение ПР《Спартан》. Затем, если в этом оставалась необходимость, в работу вступали эшелоны ПРО с ракетами «Спринт» и《Хайбекс》，наведение которых обеспечивалось РЛС MSR и НАPDAR.
В 1967 г. были опубликованы оценки расходов, потребных для развертывания системы ПРО 《Найк Икс» Если система должна была обеспечивать прикрытие 25 наиболее крупных городов США, затраты на.ее создание составили бы 10 млрд дол., в случае защиты 50 городов — 20 млр дол. Вместе с тем противники развертывания системы указывали на то, что многие вопросы, связанные с ее созданием, неясны; эле-
менты системы не отработаны; может быть принят ряд мер, снижающих I эффективность системы. В этих условиях осенью 1967 г. было принято g решение о создании ограниченной системы ПРО «Сентинел» стоимостью I в 5 млрд дол. £；
Система ПРО США «Сентинел» предназначалась для зональной обороны основных административно-промышленных центров (АПЦ) и отдельных объектов ——в основном баз МБР. Оборону АПЦ предполагалось осуществлять главным образом противоракетами «Спартан», баз МБР ——ПР «Спринт». Около пятисот ПР《Снартан》могли перекрывать почти всю территорию США, примерно столько же ПР «Спринт» — обеспечивать защиту баз МБР. В систему должны были входить четыре- шесть РЛС PAR и станции MSR Использование РЛС MAR и противоракет «Хайбекс» не предусматривалось. В США были начаты работы по созданию системы《Сентинел». Однако однозначных оценок необходимости такой системы не было. Возражения против создания системы оставались. В марте 1969 г. президент США принял решение о начале развертывания модифицированной системы ПРО, получившей название «Сейфгард». В отличие от системы 《Сентинел》предусматривалось обеспечить прикрытие в основном только военных объектов ——баз МБР и ПЛАРБ, аэродромов стратегической авиации, центров управления вооруженными силами. Необходимость такой системы ПРО обосновывалась требованием обеспечить выживаемость стратегических сил США в случае ракетно-ядерного нападения противника. Система «Сейф- гард» должна была включать 12——14 противоракетных комплексов, один из которых намечалось развернуть вблизи Вашингтона, остальные — в районах защищаемых военных объектов. Предполагалось, что вся система будет состоять из 700 ПР «Спартан», 300 ПР《Спринт》， 8 РЛС PAR и станций MSR ——по одной для каждого противоракетного комплекса. Комплексы, прикрывающие базы МБР, должны были включать по 35—40 противоракет «Спартан» и по 10—75 ракет «Спринт». Для обеспечения централизации управления системой ПРО в составе командного пункта 《Норад》 создавался специальный центр противоракетной обороны. Стоимость основных элементов системы «Сейфгард» определялась в 6——7 млрд дол., не считая стоимости ядерных боевых частей противоракет (ассигнования выделяются отдельно), которая составляла еще примерно 1,2 млрд дол. Общая же стоимость, с учетом дополнительных затрат, должна была составить примерно 10 млрд дол. Несмотря на наличие в США противников создания системы ПРО «Сейфгард», в августе 1969 г. решение о начале ее развертывания было принято окончательно. Планы развертывания предполагали два этапа. На первом должны были быть созданы комплексы на базах МБР Малмстром и Гранч-Форкс. Срок завершения этого этапа — определялся 1974——1976 гидами. На втором этапе предполагалось строительство остальных комплексов.
Однако в 1972 г. был подписан в Москве и вступил в силу договор об ограничении систем противоракетной обороны. Договор предусматривал ограничение числа районов ПРО для каждой страны двумя (с центром в столице на одной базе МБР). В 1974 г. специальным протоколом количество районов было сокращено до одного. Договор определял размеры района ПРО (радиус 150 км), ограничивал количество ПУ и противоракет в одном районе (до ста) и количество РЛС. И, наконец, договор запрещал создание, испытание и развертывание систем (компо-
нентов) ПРО морского, воздушного, космического и мобильно-наземного базирования. В соответствии с договором работы по созданию системы ПРО были прекращены; в США был оставлен один комплекс — на базе МВР Гранд-Форкс, в Советском Союзе — для защиты столицы.
Однако исследования в области ПРО в CLU" не прекратились. Ежегодно на них расходовалось в 70-х гг. в среднем по 200 млн дол. Продолжался поиск путей совершенствования систем, улучшения характеристик всех их элементов. Особое внимание уделялось решению проблемы перехода к неядерным системам ПРО. Для этого нужно было обеспечить значительное увеличение точности наведения противоракет на боеголовки и повысить эффективность селекции боеголовок на без- атмосферном участке траектории. Рассматривались и предлагались новые варианты систем ПРО.
В конце 70-х гг. много внимания уделялось проблеме базирования отрабатывавшейся МБР MX. Одним из наиболее вероятных способов базирования считался способ, основанный на размещении ракеты в одном из нескольких укрытий. Этот вид базирования имел определенные особенности, благоприятные для создания системы ПРО. Укрытия должны были иметь довольно высокую (более 4 МПа) защищенность, что позволяло делать систему ПРО маловысотной. На каждое укрытие противник мог направлять небольшое число 6oei иловок (чаще всего одну боеголовку). Кроме того, не было необходимости прикрывать системой ПРО все укрытия, достаточно было делать это только по отношению к тому укрытию, где размещалась в данный момент времени ракета. С учетом всех этих условий для комплекса MX с большим числом укрытий разрабатывалась система ПРО LOAD. В первом варианте этой системы предполагалось применять для слежения за целями и наведения ПР РЛС с фазированными решетками, а для поражения целей противоракеты, имеющие ядерную боевую часть, т. е. использовать основные элементы таких же типов, на основе которых предполагалось создавать системы ПРО, предлагавшиеся ранее. В качестве противоракеты должна была применяться новая одноступенчатая гиперзвуковая ПР, габариты которой составляли примерно 2/3 от габаритов ПР 《Спринт》. Однако было признано, что такой вариант ПРО имеет существенные недостатки предлагавшиеся РЛС были слишком сложны и дороги для массового применения (считалось, что отдельная РЛС потребуется для каждой группы укрытий, т. е. для каждой ракеты) и, кроме того, использование ПР с ядерными БЧ затрудняло бы применение ПРО. Начались проработки неядерных вариантов системы. Однако к этому времени от создания комплекса с ракетой MX, базирующейся в большом числе укрытий, отказались. Разработки ПРО были продолжены применительно к базам МБР с шахтными пусковыми установками. В качестве примера рассматривавшихся систем ПРО этого типа укажем на следующий вариант. Как поражающие средства предполагалось использовать небольшие неуправляемые ракеты с боевыми частями, заполненными готовыми поражающими элементами. Около каждой шахты с ракетой MX или «Минитмен» должно было размещаться по четыре пусковых установки, в каждой из которых находится по сто противоракет. Все они стартуют одновременно с большим ускорением; за 1,5 с достигают высоты более 1,5 км и имеют максимальную скорость в 2,6 км/с. Из ракет выбрасываются готовые поражающие элементы так, чтобы в образовавшийся их «рой» попала боеголовка. Размеры «роя» и плотность
такихтакихиз них следуетиз них следуетобороны в сторону океана или вобороны в сторону океана или ввысоким.В 70-евысоким.В 70-ехарактеристик систем само-характеристик систем само-
таких
таких
из них следует
из них следует
обороны в сторону океана или в
обороны в сторону океана или в
высоким.
В 70-е
высоким.
В 70-е
характеристик систем само-
характеристик систем само-
элементов в нем должны были обеспечить высокую вероятност попадания в боеголовку хотя бы одного элемента, а достаточная масс элемента и высокая относительная скорость (несколько км/с) его гарац тировали в случае попадания уничтожение боеголовки. Для наведенн противоракет предполагалось использовать простые и дешевые РЛС
рассчитанные только на измерение дальности до цели. Методом триан гуляционной обработки данных, получаемых тремя РЛС, с помощьн специальной ЭВМ определялась траектория движения боеголовки выдавались целеуказания для пуска противоракет. Отмечалось, что при создании комплекса подобного типа возникла специфическая проблема взаимодействия ударных волн при одновременном пуске н полет большого количества близкорасположенных ракет.
Следует отметить, что рассматриваемый вариант системы ПР противоречил Договору об ограничении этих систем, так как для прикрытия даже одной базы МБР требовалось больше противоракет и РЛС, чем это разрешалось договором.
В 60—70-х гг. предлагался и оценивался еще ряд различных систем ПРО. Одна из них, получившая название《Сабмнс》，должна была дополнить систему «Сейфгард» и повысить ее эффективность. Эту систему предполагалось разместить на крупных (класс крейсера) ко раблях. Предлагалась и авиационная система ПРО《Абмис》，РЛС и противоракеты которой должны были размещаться на тяжелых транспортных самолетах. Достоинством морских и авиационных систем ПРО
считали возможность сместить линиию
полярные области. Однако ряд очевидных трудностей создания
систем побудил прекратить работы над ними на ранней стадии разработки.
Еще в начале 60-х гг. в США проводились оценки возможности использовання космических систем в целях ПРО. Соответствующая программа получила название 《бзмбн》. По одному из проектов предусматривалось, что на орбиты высотой 400—500 км будет выведено несколько тысяч космических аппаратов, несущих на борту по несколько ПР, средства обнаружения пусков ракет противника н другое оборудование. Противоракеты должны были оснащаться инфракрасными системами самонаведения. По другому проекту предполагалось наводить на стартовавшую ракету сам космический аппарат. В этом случае число космических аппаратов должно былО'быть увеличено, а сами они иметь более дешевую и простую, чем в первом ‘варианте, конструкцию. Проекты не были реализованы, так как уровень развития ряда областей техники, на которых они должны были базироваться, в те годы был недостаточно
гг. продолжались работы и по совершенствованию от
дельных элементов системы ПРО; к наиболее заметным
отнести исследования в области улучшения
наведения противоракет и, прежде всего, в области создания для них миниатюрных длинноволновых инфракрасных головок самонаведения и бортовых ЦВМ. В целях решения проблемы селекции боего«аовок на внеатмосферном участке траектории предлагалось использовать противоракету 《Спартан》，заменив на ней ядерную боевую часть (масса около 0,9 т) на бортовую радиолокационную станцию. Такая ракета должна была направляться навстречу 《облаку》 целей на траектории, получать и передавать в наземные системы дополнительные данные о движении
боегол овок. Селекция облака должна была производиться на расстояниях до 2000 км от защищаемого объекта, примерно за 5 мин до падения боеголовок.
Новый импульс работы в области ПРО в США получили в виде известной речи президента Р. Рейгана 23 марта 1983 г. Президент объявил, что США приступает《к выполнению программы противодействия ужасающей советской ракетной угрозе с помощью мер оборонительного характера», для чего должна быть создана система ПРО США, обеспечивающая практически полное уничтожение всех боеголовок ракет противника,. Соответствующая программа работ получила название «стратегической оборонной инициативы» (СОИ). В начале 1984 г. была утверждена директива о СОИ, в которой новая военная программа провозглашалась официально. Создание системы ПРО предполагается реализовать в четыре этапа. На первом нз них, который намечается* закончить в начале 90-х it., должны быть проведены исследования с целью определения схемы, состава и общих особенностей системы. На втором этапе предусматривается создание различных подсистем, входящих в систему ПРО, с доведением их характеристик до уровня характеристик боевых образцов. На третьем этапе намечено начать раз- нертывание боевых образцов в систему. И, наконец, четвертый, заключительный этап предусматривает полное развертывание всей системы ПРО, создание всех дополнительных систем, включая систему боевого управления. В обеспечение этих этапов должен быть проведен широкий круг научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ. Для их координации в Министерстве обороны США в 1984 г. создано специальное подразделение, получившее название «Организация СОИ》. Разработаны пять основных программ исследований, охватывающих все проблемы будущей ПРО. Первая программа имеет задачей, в основном, разработку систем и средств обнаружения целей и наведения на них средств поражения, вторая — создание оружия направленной передачи энергии, третья — разработку кинетического оружия и в том числе противоракет, четвертая——решение вопросов автоматизации системы и пятая —— обеспечение живучести системы, а также решение ряда других вопросов.
Чтобы судить о темпах развертывания работ по СОИ, укажем, что в 1985 г. Министерство Обороны подписало около тысячи контрактов с 260 фирмами и научными лабораториями на общую сумму более миллиарда долларов. Общая же стоимость работ по созданию полномасштабной системы ПРО США оценивается астрономическими цифрами —до триллиона долларов и более.
Создание системы СОИ будет прямым нарушением договора об ограничении систем ПРО. Совершенно очевидно также, что в случае появления такой системы у США резко нарушится паритет в соотношении стратегических снл Советского Союза и США, являющийся в настоящее время основой обеспечения их взаимной безопасности. На все это неоднократно указывалось Советским Союзом. Программа СОИ имеет много противников, в том числе и в США. Несмотря на это отработка системы ПРО продолжается.
В настоящее время общепринятых представлений о построении системы нет. Основные отличия системы ПРО по программе СОИ от всех предыдущих определяются тем, что требования к ее эффективности значительно повышены. На первых этапах разработки выдвигалось требование того, чтобы система была почти «непроницаемой》，т. е. чтобы
262
263
она прикрывала все объекты на территории США от любого (в том числе и массированного) ракетно-ядерного удара противника с очень высокой (до 95 %) вероятностью перехвата боеголовок. Для того чтобы система ПРО удовлетворяла этому требованию, необходимо, чтобы она была：
многоэшелонной;
способной поражать ракеты и их боеголовки на значительной части траектории；一
основанной на использовании высокоэффективных средств поражения и обеспечивающих систем.
В соответствии с этими условиями и предлагались первые варианты системы ПРО. Один из таких вариантов представляется следующим образом:
первый эшелон ——космический ——состоит из группировки космических аппаратов, несущих средства поражения ракет на АУТ и их боевых ступеней на участке разведения боеголовок, а также системы обнаружения стартов ракет, слежения за их полетом, наведения на них средств поражения и обеспечивающие системы (энергоснабжения, управления и пр.);.
второй эшелон ——космический для перехвата боеголовок на основной части баллистического участка траектории, состоящий из космических аппаратов со средствами поражения боеголовок, системами селекции целей и наведения на них средств поражения；
третий эшелон ——наземный для перехвата боеголовок вне атмосферы на расстояниях до 1000 км от защищаемых объектов. Состоит из наземных средств поражения, средств обнаружения, сопровождения и селекции целей, наведения на них средств поражения；
четвертый эшелон ——наземный для уничтожения боеголовок на ко-1 нечном атмосферном участке, т. е. на высотах ниже 100 км;j
пятый эшелон ——наземный, низковысотный для перехвата боеголовок на высотах до 10—15 км.
Первый и второй эшелоны являются территориальными и должны обеспечивать перехват всех ракет и боеголовок, вышедших на траекторию. Третий эшелон зональный, четвертый и пятый——объектовые. Характерной особенностью системы является включение в нее космических эшелонов. Одним из важных вопросов, на которые необходимо было ответить, стал вопрос о том, какие средства поражения ракет и боеголовок могут быть использованы. Наибольший интерес вызвали различные образцы ОНПЭ (лазерное, пучковое и др.). На них возлагались особые надежды, и система ПРО в некоторых источниках стала представляться как система, в основном состоящая из новых, «экзотических» элементов. Однако анализ состояния дел с разработкой ОНПЭ показывает, что достигнутый уровень характеристик этого оружия пока еще далек от того, который нужен для создания боевых образцов. Стало ясным, что создание такого оружия потребует решения целого комплекса сложнейших научно-технических проблем и беспрецедентных затрат. По самым оптимистическим оценкам космические эшелоны системы ПРО, основанные на использование ОНПЭ, могут быть созданы не ранее середины первого десятилетия следующего столетия. Поэтому стали рассматриваться два этапа создания ПРО по программе СОИ — первый, реализацию которого считают возможным в середине наступившего десятилетия и который основывается на использовании реальных 264
в настоящее время средств, и второй, включающий системы с ОНПЭ. Стало ясным и то, что требование «абсолютной непроницаемости» системы ПРО нереально, в связи с чем, как' это было и до появления СОИ, оцениваются варианты системы, имеющие различные боевые возможности. Таким образом, в настоящее время наибольший интерес представляют особенности системы ПРО, основанной на использовании в качестве поражающих средств кинетического оружия. Создание современной системы такого типа требует решения прежде всего двух основных задач:
обеспечения высокой эффективности поражения ракет на АУТ и боеголовок на пассивном участке траектории неядерными средствами поражения; 。
существенного повышения вероятности достоверной селекции боеголовок на безатмосферном участке траектории.
Для решения первой задачи необходимо резко повысить точность наведения поражающих элементов с тем, чтобы обеспечить либо прямое их попадание в цель, либо свести промах до значений, при которых возможно применение неядерных боевых частей ——например, осколочных (с готовыми элементами) или зонтичных. Работы в этом направлении
Рис. 12.5. Антиспутник (подснаряд) MHV:
/ — лазерный гироскоп; 2 — сопло РДТТ; 3 — корпуса РДТТ; 4 — телескопы, связанные с датчиками; 5 —一 ИК-датчики самонаведения
ООРис. 12.6. Противоракета HEDJ: /, 2, 3 — первая, вторая иРис. 12.6. Противоракета HEDJ: /, 2, 3 — первая, вторая итретья ступени; 4 — боетретья ступени; 4 — боевая частивая части
О
О
Рис. 12.6. Противоракета HEDJ: /, 2, 3 — первая, вторая и
Рис. 12.6. Противоракета HEDJ: /, 2, 3 — первая, вторая и
третья ступени; 4 — бое
третья ступени; 4 — бое
вая части
вая части
бнли сосредоточены на создании перехватчиков, использующих длинноволновые ИК системы самонаведения. Еще в 1977 г. был обработан экспериментамьный перехватчик этого класса HJT, уже упоминавшийся ранее; в середине 80-х гг. были начаты испытания перехватчика MHV. Оба перехватчика имеют одинаковую схему и представляют собой одноступенчатую ракету без боевой части. Схема перехватчика MHV приведена на рис. 12.5; он выпол ней в виде цилиндра длиной 0,45 и диаметром 0,3 м. В средней части находятся приборы системы управления, включающие 8 ИК датчиков, лазерные гироскопы, вычислительные устройства и другие элементы. По образующей цилиндра размещены 64 миниатюрных РДТТ. Масса перехватчика 15 кг. По командам, вырабатываемым бортовыми приборами на основе информации от ИК датчиков, двигатели обеспечивают наведение перехватчика. Перехватчик HJT имеет один ИК датчик. Масса
Д перехватчика, по различным данным, составляет 4,5— А 6,5 кг. Сообщалось, что двигатели перед встречей с целью 匚上^夕 «отстреливаются» и выполняют роль поражающих элемен- /_Ц тов, чем увеличивается вероятность поражения цели.
/~IПерехватчики HJT и MHV могут выполнять роль
последней ступени в противоракетах наземного базиро- ~Гвания или использоваться в космических эшелонах ПРО.
К концу 80-х гг в США в стадии разработки на-
I ходится ряд противоракет наземного базирования. Основ- ~iными являются ПР ERJS, HEDJ и SRHJT. Данные, пуб-
4|卜л и куем ые по этим ПР, отрывочны. Кроме того, следует
иметь в виду, что эти данные относятся часто к экспе-
риментальным изделиям и могут не соответствовать тем характеристикам, которые будут свойственны боевым | образцам.|
ERJS — неядерная противоракета для перехвата боего- 1 ловок МБР за пределами атмосферы на высотах в 100— | 160 км (по другим данным до 60 км). Боевая часть — | типа HJT или зонтичная, система наведения 一 комбиниро- | ванная, с ИК самонаведением на последнем участке. |
HEDJ — неядерная ПР для перехвата боеголовок на ко- | нечном участке на высотах 15—50 км. Схема эксперимен- | тального образца ракеты приведена на рис. 12.6. Раке- 1 та — трехступенчатая, первая ступень от ПР «Спартан», I вторая и третья — от ПР «Спринт». Длина 15—17 м, диа- | метр °，5 м, масса, по-видимому( близка к массе ПР । 《Спартан» (10—15 т)，однако ожидается, что масса боево- 1 го образца будет примерно в два раза меньше. Ракета | имеет осколочную БЧ массой в 227 кг, снабженную голов- | кой самонаведения. Для обеспечения наведения БЧ | используются небольшие ЖРД на высококипящем топ- | ливе.I
SRHJT— неядерная высокоманевренная ПР для пере-] хвата боеголовок на малых высотах (до 12 依м). Боевая ступень — перехватчик HJT, длина 3,7 м, диаметр 0,23 м.
Перехватчики типа MHV или HJT рассматриваются как наиболее вероятные средства поряжения и для кос- I мических эшелонов первого этапа ПРО по програм- I
ме СОИ. На начальной стадии разработки этой системы предполагалось, что основу ее будут составлять тяжелые космические аппараты (платформы)( на которых можно размещать большое количество (до 50) противоракет. Однако позднее более предпочтительным стали считать использование космических аппаратов меньших размеров. Как один из наиболее вероятных вариантов КА в конце 80-х гг. оценивался, например, аппарат S3/, на котором предполагалось размещать всего десять перехватчиков MHV. В 1988 г. в США была выдвинута концепция полностью автономных перехватчиков (противоракет) космического базирования, получившая название «хитроумные (или блестящие) камешки». На орбиты высотой в несколько сотен километров выводится большое количество (от 10 до 100 тыс.) небольших ракет, каждая из которых имеет собственные средства обнаружения цели и наведения аа нее. Источником энергии для систем ракет во время нахождения их на орбитах являются солнечные батареи. Перевод группировки в боевой режим осуществияется по командам С Земли, при этом активизируются системы управления противоракет и «полчища карликов» готовы начать поражение стартовавших ракет ,противника. В бортовых системах предполагается использовать миниатюрные ЭВМ и головки самонаведения. При этом суммарная масса ракеты не превышает 50 кг при длине 1 м. Установлено, что космические эшелоны ПРО будут достаточно эффективны в случае, когда дальность поражения ракет составит 1000 км и более. Если учесть, что Время нахождения МБР на АУТ составляет 3—5 мин, то можно определить примерное время достижения цели противоракетой в 100 с. Это означает, что скорость ее должна быть около 10 км/с.
Вторая задача, которая должна была быть решена для создания системы ПРО по программе СОИ, — задача улучшения селекции боеголовок на безатмосферном участке траектории. Решить ее на основе использования ранее созданных РЛС типа AL4R, MSR оказалось невозможным. Поэтому разрабатываются две новые космические информационные системы. Первая — система слежения за ракетами на АУТ, состоящая из спутников, размещенных на геостационарных орбитах. Система обнаруживает пуски ракет и готовит данные для задействования системы ПРО и, прежде всего, ее космического эшелона. Вторая — система слежения за целями на безатмосферном участке траектории; КА системы должны размещаться на средневысотных орбитах. В задачи системы входит расчет траекторий боеголовок и ложных целей, определение Точек перехвата и передача соответствующих данных в систему ПРО. Обе системы основаны на использовании многоспектральных ИК-дат- чиков. Помимо космических систем предполагается использование и других информационных средств: модернизированных РЛС наземного базирования, ракет-зондов с ИК-датчиками( направляемых навстречу целям, а также самолетов с аппаратурой наблюдения за боеголовками.
В качестве примера варианта системы ПРО первого этапа по программе СОИ приведем вариант, сообщение о котором появилось в 1987 г. Система трехэшелонная, основанная на использовании только кинети- (ческого оружия.
1-й эшелон ——космический для перехвата МБР на АУТ включает 2000 боевых космических станций, на которых размещено 11 000 перехватчиков типа MHV.
2-й эшелон ——наземный для перехвата боеголовок иа конечной части
безатмосферного участка траектории, включает 10 000 противоракет ERJS;
3-й эшелон ——наземный, обеспечивающий Поражение боеголовок на малых высотах, включает 3000 противоракет HEDJ.
Сообщалось, что система будет способна уничтожать примерно 90 % боеголовок даже в случае массированного ракетно-ядерного удара. Возможный срок создания системы ——середина 90-х годов, стоимость — до 120 млрд дол.
До сих пор рассматривались вопросы перехвата на траектории МБР и их боеголовок. Однако в определенных условиях не менее важной становится защита и от ракет меньших дальностей. Наиболее характерным примером этого является противоракетная оборона войск, находящихся в зоне досягаемости тактических ракет, имеющих дальности, измеряемые сотнями километров. Эти ракеты, движутся со скоростями значительно меньшими, чем скорости боеголовок МБР, имеют неотделяю- щиеся боевые части, высота их траекторий меньше. Все это облегчает поражение таких ракет, однако с другой стороны задача поражения осложняется тем, что время на перехват начиная с момента обнаружения ракет измеряется, как правило, десятками секунд——минутами, т. е. невелико. Исследования вопросов возможности защиты от тактических ракет привели к выводу, что создания специальной системы ПРО для этого не требуется, и что уничтожение ракет возможно зенитными управляемыми комплексами. Еще в 60-х годах в США были проведены успешные эксперименты по перехвату баллистических ракет «Литтл Джон》, «Онест Джон» и «Капрал» с помощью ЗУР «Хок» и 《Найк Геркулес». В дальнейшем характеристики ЗУР и ЗРК на их основе значительно улучшены, что повысило и их возможности как средств уничтожения баллистических ракет. В настоящее время одним из самых эффективных в этом отношении ЗРК считается комплекс США «Патриот». ЗУР этого комплекса имеет высокие максимальную скорость (1600 м/с), дальность (80 км) и высоту (24 км) поражения целей. Характеристики применяемой РЛС и используемый метод наведения ЗУР позволяют получать достаточно высокие вероятности поражения баллистических ракет. Отмечалось, что для увеличения этой вероятности необходимо изменить алгоритм управления стрельбой и конструкцию применяемой боевой части. В 1986 г. сообщалось о том, что проведен успешный перехват ПР «Патриот» ракеты《Лане》. Условия перехвата: дальность 13 км, высота 7,9 км, скорость ЗУР соответствует М-3, скорость цели М-2.
В заключение остановимся еще на одном виде боевых ракет с РДТТ, только создаваемом в настоящее время. Это ——ракеты для поражения спутников (противоспутники). Постановка задачи уничтожения спутников подобна постановке задачи поражения боеголовок МБР на безатмосфер- иом участке траектории в том отношении, что близки скорости их движения, высоты, на которых оии движутся (имеются ввиду спутники на околоземных орбитах). Однако вместе с тем поражение спутников реализуется проще, так как орбита их движения обычно известна заранее, спутники не нужно выделять (селектировать) среди других объектов, они имеют большие размеры и меньшую прочность, чем боеголовки. Исследуется и разрабатывается ряд вариантов противоспутниковых систем. Приведем в качестве примера некоторые характеристики системы США ASAT. На истребителе А-15 размещается двухступенчатая пакета с аитиспутником. Ракета имеет массу в 1180 кг, длину 5,4 м и диаметр 268
0,5 м. В качестве антиспутника предполагается использовать перехватчик MHV. Ракета отделяется от истребителя и начинает движение в направлении, обеспечивающем захват спутника системой наведения. После отделения антиспутника бортовой процессор, используя информацию, получаемую от головки самонаведения и лазерного гироскопа, вырабатывает команды для управления полетом. Необходимое воздействие на антиспутник оказывается регулированием работы РДТТ. Обеспечивается прямое попадание в спутник. Предельная высота перехвата спутников 1450 км. В сентябре 1985 г. с помощью системы ASAT был уничтожен спутник США «Солуинд», находившийся на высоте 450 км.
В иностранных источниках сообщается, что предельная высота перехвата может быть увеличена до 3000—3500 км применением более мощной ракеты. Указывается также, что возможно создание противоспутникового оружия наземного базирования. В этом случае антиспутник MHV будет устанавливаться на ракете《Спартан» (высота перехвата до 640 км), «Минитмен» (перехват на геоцентрических орбитах) или других ракетах.
Глава 13
ТАКТИЧЕСКИЕ ТВЕРДОТОПЛИВНЫЕ РАКЕТЫ
В период с окончания второй мировой войны и до настоящих дней происходила интенсивная разработка различных образцов ракет тактического назначения на твердом топливе, предназначенных для вооружения сухопутных сил, авиации, морского флота. В объеме данной книги не представляется возможным дать полную характеристику всем указанным направлениям развития ракетной техники. Поэтому мы ограничимся областью применения тактических твердотопливных ракет в сухопутных вооруженных силах исходя из того, что в первом приближении рассматриваемые для этой области пути развития твердотопливных ракет отражают основные тенденции их развития и в других областях вооруженных сил. При этом мы не претендуем на полноту справочного материала по каждому из рассматриваемых классов ракет, используя приводимые тактико-технические данные лишь в качестве иллюстративного материала.
РАЗВИТИЕ ПРОТИВОТАНКОВЫХ УПРАВЛЯЕМЫХ РЕАКТИВНЫХ СНАРЯДОВ (ПТУРС)
Побудительные мотивы к созданию управляемых средств борьбы с танковыми аналогичны тем, которые вызвали появление зенитных управляемых ракет: ошибки в упреждении при стрельбе по подвижной маневрирующей цели, неучет метеорологических факторов, рассеивание снарядов при использовании артиллерийских орудий, а также несовместимость необходимого могущества боевой части (массы заряда и калибра) с подвижностью орудия. Устранить эти недостатки представлялось возможным, сочетая реактивный принцип метания с управлением снарядом на протяжении всего полета к цели.
Таблица 13.1
Характеристики
SS-10
SS-U
<Энтак»
«Кобра»
<Дарт»
Стартовая масса, кг Дальность управляемого полета, км Скорость, м/с Диаметр, мм Размах крыла卜 мм Система управления Масса BBt кг Способ запуска
16
1,6
100
180
800
3 из контейнера, с автомобиля
18
200
150
650
с автомобиля, вертолета
17
1,3
140
150
375
ю провод
из контейнера
11
1,5
80
100
750 ам
2,5 непосредственно с земли без установки
ПО 1
270
200
1200
со стартовой установки на автомобиле, бронетранспортере
С помощью легкой пусковой установки можно было осуществлять
запуск снарядов с калибром и массой кумулятивного заряда, гарантирующими высокую бронепробиваемость (300—450 мм). Применение уп~ 需
равлеиия снарядом в полете позволяло увеличить вероятности попадания в подвижные цели до 70—90 %.
В развитии ПТУРС можно выделить три этапа, каждому из которых соответствует свое поколение разработанных образцов.
Первый этап охватывает период с 1952—1953 гг. и до начала 60-х годов. К первому поколению ПТУРС относятся французские ракеты SS-10, SS-11, SS-12, «Эитак», английские 《Виджилент》，《Малкара》，швейцарская 《Кобра》，американская 《Дарт》. Основные тактико-технические данные некоторых из них приведены в табл. 13.1. Рассмотрим их характерные особенности.
Поскольку бронепробиваемость кумулятивного заряда не связана со скоростью снаряда, при разработке ПТУРС первого поколения представлялось возможным ограничиться малыми скоростями полета (80— 200 м/с). Движение ПТУРС на небольшой постоянной высоте над поверхностью земли обеспечивалось за счет подъемной силы его крыльев. При этом сила лобового сопротивления компенсируется тягой твердотопливного маршевого двигателя, а скорость полета ПТУРС сохраняется примерно постоянной. Для быстрого разгона ПТУРС до маршевой скорости используется стартовый двигатель. Иногда стартовый и маршевый заряды размещались в одном двигателе, который работал последова
тельно сначала в стартовом, а затем в маршевом режимах.
Для ПТУРС первого поколения характерно применение полуавтоматической системы управления. При этом используется метод трех точек, при котором снаряд во время полета удерживается на линии «командный пункт — цель》. Оператор, наблюдая за полетом снаряда в оптический прибор, всегда должен видеть его совмещенным с целью. В случае отклонения оператор подает сигналы «вверх ——вниз》，«влево — вправо» для возвращения снаряда иа линию визирования цели. Передача команд оператора бортовой системе управления во всех образцах первого поко-
ления осуществлялась по проводам. Стальные провода толщиной 0,2— 0,3 мм, уложенные в катушки на снаряде, разматывались по мере удаления ПТУРС от места старта. В качестве исполнительных органов бортовой аппаратуры управления использовались воздушные рули либо газодинамические органы — боковые сопла маршевого двигателя.
Необходимость визуального наблюдения за ПТУРС в полете выдвинула особые требования к твердому топливу, используемому в двигателе ПТУРС: продукты сгорания его не должны содержать дымообразующие компоненты.
Существенным недостатком ПТУРС первого поколения была малая скорость маршевого полета, а следовательно, большое время пребывания операторов под воздействием огия противника, что не могло ие сказаться на точности выведения снаряда на цель.
Обучение оператора требовало большого времени и немалого расхода дорогостоящих образцов. Для таких образцов велика была глубина ие- поражаемой зоны вблизи стартовой позиции (400——600 м), поскольку при внезапном появлении цели вблизи позиции оператор ие успевал навести иа нее ПТУРС.
Ко второму поколению ПТУРС относятся американские образцы «Шиллела»,《Toy》，《Дракон», образцы ФРГ «Милан» и《Хот», английский «Свингфайр». Разработка их завершилась в основном в начале 70-х годов. Характеристики некоторых из иих приведены в табл. 13.2. Для ПТУРС второго поколения характерны более высокие скорости маршевого полета (100—280 м/с). В целях упрощения наведения ПТУРС на цель вводится полуавтоматическая система управления: оператор совмещает перекрестие оптического прицела с целью, ие наблюдая за ПТУРС.
Мертвая зона сократилась до 70—100 м. В ряде образцов сохранялась передача сигналов на бортовую систему управления по проводам, поскольку проводная связь отличается высокой помехозащищенностью. В то же время все отчетливее осознавалась неиадежиость. проводной связи из-за механических повреждений (обрывы проводов взрывами и осколками снарядов, местными препятствиями и т. д.).
На втором этапе отчетливо проявляется дифференциация ПТУРС по массе снаряда. Выделяются классы легких носимых систем («Милан», 《Дракой》)с массой снаряда 6——7 кг и тяжелых, возимых с массой снаряда 20—30 кг.
Носимые системы предиазиачаются для вооружения пехотных, горных и парашютно-десантных подразделений. Запуск их производится на близкие расстояния — с плеча оператора, иа предельные — с треноги. Такие
Таблица 13.2
Характеристики
«Шиллела»
«Дракон»
«Милан»
«Хот»
«Свннгфайр>
Стартовая мае са, кг
27
6,6
6,6
20
25
Дальность полета, км
3,0
3,0
2,0
4,0
4,0
Скорость поле* та, м/с
220
100
180
280
190
Масса боевой части, кг
6,2
2,4
2,5
6
7
Таблица 13.3
Наимеиоваиие объекта
Длина, м
Ширкиа. м
Высота, м
Примерная наклон
ная дальность 、“ обнаружения, м ；：
Бронетранспортер
5,0
2,5
3,0
1300 j
Средний танк
6,4
3,5
2,8
10001
Тяжелый танк
12—14
3,7-4,0
3,2
37001
Самоходная установка
8,0
5,0
2,5
2000■
комплексы обычно обслуживаются расчетом из двух человек. Ракет с раскрывающимся в полете оперением помещается в контейнере, одн《 временно являющимся и пусковой трубой. Для ракет второго поколени примечательно использование газодинамических органов управления: газовых рулей, расположенных в сопле двигателя («Милан»), либо микро- импульсных реактивных двигателей с соплами, наклоненными к оси ракеты и включаемыми по команде на короткое время (несколько миллисекунд) («Дракон»).
Тяжелые возимые системы монтируются на автомашинах, бронетранспортерах и танках. При этом для пуска ПТУРС иногда используется активно-реактивный принцип. Так, например, ПТУРС《Шиллела》выстреливается из короткоствольного 152 мм-орудия, размещенного в башне легкого разведывательного танка. Применение активного старта позволяет сократить полетное время ПТУРС .
ПТУРС третьего поколения, разработка которых относится к концу 70-х 一 началу 80-х годов, характеризуется использованием головок самонаведения и лучевых каналов управления.
При работающем двигателе бронированной цели инфракрасное излучение выделяет ее на фоне окружающей местности, делает ее контрастной. Это позволяет использовать против нее ПТУРС с инфракрасной само-: наводящей головкой. После пуска такой ракеты оператор может немед-: ленно начать поиск новой цели.
В табл. 13.3 приведена примерная дальность обнаружения различ-' ных целей головками самонаведения, применявшимися в начале разра-； ботки ПТУРС третьего поколения.
Лучевые каналы управления использованы во французском ПТУРС «Акра», англо-бельгийском ——《Атлас》. Ракета 《Акра》 запускается из 1 гладкоствольного орудия, смонтированного в башне танка или броне-； транспортера, и наводится на цель по инфракрасному лучу. При этом j наряду с повышением точности наведения резко возрастает помехо- ! защищенность. Полагают, что такие системы управления полетом ПТУРС । обеспечивают поиск, обнаружение, захват и сопровождение цели практи-； чески в любых боевых условиях.
БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ
ТАКТИЧЕСКОЙ ПОДДЕРЖКИ ВОЙСК
В качестве основных объектов, для поражения которых началась разработка баллистических ракет тактического назначения, рассматривались узлы связи, командные пункты, позиции средств ПВО и пусковые площадки ракет класса «земля——земля».
Первые образцы таких ракет с двигателем на твердом топливе были неуправляемыми, запускаемыми с однозарядной установки. Типичным примером подобных образцов явился снаряд «Онест Джон», принятый на вооружение армии США в 1952 г. Он обеспечивал дальность стрельбы 30 км при массе боевой части 680 кг и стартовой массе 2700 кг. Ракетный двигатель с диаметром корпуса 580 мм вмещал заряд массой 907 кг из баллиститного топлива. Высокая температурная чувствительность баллистических параметров такого топлива потребовала применения обогревательных устройств, поддерживающих температуру заряда на некотором постоянном уровне, в виде теплоизоляционного чехла с расположенными на его внутренней поверхности электронагревателями. Перед пуском снаряда чехол снимался. Из других образцов подобного типа можно назвать «Литтл Джон» на дальность 16 км.
Хотя при разработке снаряда «Онест Джон» были приняты меры к повышению его кучности за счет использования специального двигателя проворота, включаемого после схода снаряда с направляющих, приемлемая точность попадания не была достигнута.
В дальнейшем развитие баллистических ракет тактического назначения пошло по линии использования систем управления. Одним из первых образцов такого типа явилась ракета «Сержант» (США), первые испытания которой были проведены в 1958 г. При стартовой массе около 6 т и диаметре корпуса 910 мм она обеспечивала дальность стрельбы 320 км. Следует заметить, что первоначально управляемые ракеты тактического назначения в армии США разрабатывались на жидком топливе, но явные преимущества РДТТ, в особенности для этого класса ракет, направили разработки по пути использования в них смесевого твердого топлива. Применение смесевого топлива с баллистическими параметрами, малочувствительного к изменениям температуры заряда, позволило сделать корпус двигателя более легким, а обслуживание его более простым. В ракете «Сержант» была использована автономная инерциальная система наведения. Запуск осуществлялся с подвижной установки.
Особенностью баллистики ракет рассматриваемого класса является то, что、их траектория полета пролегает в относительно низких слоях атмосферы с высокой плотностью воздуха. Отсюда высокая подверженность полета таких ракет воздействию возмущающих метеорологических факторов. Это выдвигает особые требования к системе управления, которая должна функционировать на всем протяжении полета.
Из других особенностей таких ракет нужно отметить то, что их позиции, располагаясь сравнительно близко от переднего края, в большой мере подвержены огневому воздействию противника.
Опуская промежуточные этапы эволюции баллистических ракет тактического назначения, рассмотрим тенденции их развития на данном этапе. В качестве примера используем данные разрабатываемой в США армейской тактической ракеты Л TAG MS. Она представляет собой баллистическую ракету с РДТТ, управляемую в полете аэродинамическими рулями. Ее дальность стрельбы составляет 135 км. Характерным является использование кассетной боевой части, доставляющей в зону цели бомбы (с комбинированным осколочно-кумулятивным действием. Возможно также применение суббоеприпасов с автономным поиском, опознанием и поражением цели (см. РСЗО, система MLRS). В боеприпасах кумулятивного действия предусмотрено тандемное расположение зарядов с соосными кумулятивными воронками. Ракета оснащена инерциальной нави-
гационной системой с кольцевым лазерным гироскопом. Ракета запускается из контейнера, установленного на подвижной пусковой установке, способной быстро менять огневую позицию. Пусковая установка обладает высокой проходимостью, способной преодолевать вброд неглубокие водные преграды. Все предпусковые операции, включая калибровку акселерометра, могут выполняться без открытия контейнера.
Для того чтобы при пуске ракеты избежать обнаружения противником* расположения огневой позиции, запрограммирована следующая схема запуска. Вскоре после старта ракета, прежде чем она поднимется на высоту, доступную наблюдению противника, резко изменяет курс.
При разработке армейских баллистических ракет, как н прочих образцов тактического назначения, придается большое значение сокращению численности обслуживающего персонала. В отношении баллистических ракет тактического назначения эта задача решается как за счет упрощения и автоматизации предпусковых операций, так н за счет унификации пусковых установок для запуска управляемых ракет и НРС.
РЕАКТИВНЫЕ СРЕДСТВА НЕПОСРЕДСТВЕННОЙ ПОДДЕРЖКИ ПЕХОТЫ НА ПОЛЕ БОЯ
При рассмотрении образцов вооружения для непосредственной поддержки пехоты на поле боя обращает на себя внимание то, что широко используемый в них реактивный принцип метания чаще всего применяется в сочетании с активным принципом.
Возможные комбинации этих принципов были нами рассмотрены в гл. 8. Выделим из них основные, нашедшие практическое использование в современной системе вооружения.
Динамо-реактивная система. Снаряд в такой системе, как и в обычном артиллерийском орудии (гранатомете), разгоняется при движении по каналу ствола силой давления газов на его дно. При этом газы, истекающие назад через сопло, скрепленное со стволом, создают тягу, уравновешивающую силу отдачи. Так как ходовая часть или пусковой станок системы не испытывает при выстреле никакого усилия, то такие системы получили название безоткатных. Они сочетают положительное качество орудия ——высокую кучность боя, поскольку снаряд приобретает скорость в стволе, с отсутствием отдачи, как у ракетной пусковой установки, что позволяет использовать легкий лафет, иногда даже в виде треноги. А для систем небольшого калибра возможна даже стрельба с плеча. Уже разработка первых образцов динамо-реактнвных пушек (ДРП), начавшаяся задолго до второй мировой войны, показала, что они могут быть в 10 раз легче обычных орудий того же калибра и с успехом применяться как орудие сопровождения пехоты.
Интерес к использованию таких систем возрос с появлением кумулятивных боеприпасов, поскольку представилось возможным создать высокоманевренные противотанковые орудия с высокой бронепробиваемостью. В настоящее время безоткатные орудия состоят на вооружении противотанковой артиллерии почти всех армий мира. Ввиду малой массы онн получили широкое применение в авиадесантных частях. Калибры современных безоткатных орудий находятся в пределах 60—120 мм при массе орудия 50—300 кг. Их дальности прямого выстрела по танку составляют 400——800 м. Простейший вариант ДРП ——ручной противотанковый гра- нотомет. Это легконоснмое оружие допускает ведение огня с плеча илн
с упора на сошкн, бруствер окопа и т. д. Заряжание гранатой кумулятивного действия производится с дульной части. Ручной гран-томет предназначается для поражения танков в ближнем бою и является дополнением к противотанковым системам, начинающим борьбу с танками иа дальних дистанциях.
Активно-реактивные системы. Прежде всего следует указать на ис- пользованне активно-реактивных снарядов (АРС), предназначенных для стрельбы из обычного артиллерийского орудия. Во время движения АРС по каналу ствола сопла ракетного двигателя закрыты заглушками, препятствующими прониканию пороховых газов в ракетный двигатель. Включение ракетного двигателя происходит на траектории после вылета АРС из орудия. За счет дополнительной скорости, сообщаемой снаряду работой РДТТ, достигается прирост дальности по сравнению с обеспечиваемой обычным снарядом^ Хотя использование ракетного двигателя обычно связано с уменьшением массы боевого снаряжения, использование АРС в боевом комплекте орудия расширяет возможности артиллерийской системы, позволяя в случае необходимости обстреливать цели, недосягаемые для обычных снарядов.
В настоящее время, согласно сообщениям зарубежной печати» в армиях иностранных государств разработке АРС придается большое значение. Полагают, что за счет их использования дальность стрельбы орудий можно повысить на 30 % и более. Особо эффективным является их использование в минометах и гранатометах. Так, например, активно-реактивная мина, входящая в комплект французского 120-мм миномета, имеет дальность стрельбы 6550 м, что почти в 2 раза выше дальности стрельбы обычной мины (3600 м).
Следует также отметить создание систем, боекомплект которых состоит только из активно-реактивных боеприпасов. При рациональном распределении скоростей, достигаемых за счет активного и реактивного принципов метания, можно создать пусковую систему, испытывающую пониженную отдачу при выстреле. Это. позволяет использовать ее на легких транспортных средствах или даже создать на этой основе носимые образцы вооружения. В качестве примера сошлемся на гранатомет М79 (США) с выстрелом ХМР79 активно-реактивного действия с дальностью стрельбы осколочной гранатой 1000 м.
13.4. РЕАКТИВНЫЕ СИСТЕМЫ ЗАЛПОВОГО ОГНЯ (РСЗО)
Успешное применение советских установок залпового огня (БМ-13, БМ-8, БМ-31) в годы Великой Отечественной войны вызвало интерес к этому видХ вооружения во многих иностранных армиях, вследствие чего РСЗО получили широкое распространение в послевоенный период. Разработку РСЗО стимулировали такие нх очевидные достоинства, как внезапность н высокая интенсивность огня, возможности маневра огнем, высокая мобильность самоходных пусковых установок, снижающая уязвимость их от огня артиллерии и ударов авиации противника, относительно малая стоимость систем и снарядов.
В настоящее время термин РСЗО распространяется на системы весьма широкого диапазона калибров снарядов и дальностей стрельбы. Наиболее легкие из них монтируются на трех-, четырехтонных грузовых машинах, наиболее тяжелые с общей массой 25——30 т ——на танковых шасси. Имеют место и существенные различия в постановке боевых задач и в особенностях применения РСЗО различных типов. Поэтому целесооб-
разно по отдельности рассмотреть два основных направления, наметив-^ шихся в развитии РСЗО:「
легкие системы с калибром снаряда от 50 до 150 мм, с дальностью^ стрельбы до 20—25 км,
тяжелые системы с калибром снаряда более 150—180 мм, с дальностью стрельбы до 30—40 км и более.
Рассмотрим вкратце каждое из этих направлений.
Развитие легких систем происходило по пути совершенствования качеств, которыми обладали установки шквального огня, применявшиеся во вторую мировую войну, и устранение их основных недостатков. Главными тенденциями развития таких систем явились:
увеличение дальности стрельбы (до 15—25 км);
повышение залповости огня за счет увеличения числа направляющих в пакете (до 30—48);'
повышение точности наводки；
повышение боеготовности РСЗО (сокращение времени на перезарядку).
Увеличение дальности стрельбы было достигнуто за счет увеличения массы ракетного заряда и применения твердого ракетного топлива с более высоким удельным импульсом тягн. В гл. 5 было показано, насколько можно повысить дальность стрельбы НРС, применяя заряды с большим удлинением, что, в свою очередь, приводит к удлинению самого снаряда. Для современных образцов РСЗО отношение длины снаряда к калибру 厶/厶 составляет от 17 до 22. Естественно, стабилизация такого снаряда в полете может быть обеспечена главным образом оперением и притом боль- шого размаха.
Увеличение числа направляющих в пакете неизбежно связано со снижением поперечных габаритов снаряда. Но у снаряда оперенного размах лопастей стабилизатора обычно в 2—2,5 раза превосходит его калибр. Это противоречие было устранено за сч^т применения оперения, раскрывающегося в полете, после схода снаряда с направляющей. Таким образом, стало возможным использование направляющих трубчатого типа с диаметром, близким к калибру снарядов. Так завершила свой цикл «отрицание——отрицания» эволюция направляющего устройства: от направляющей трубы для пуска ракет на дымном порохе с деревянным хвостом- планкон — к направляющим желобкового типа установки БМ-13 с жест- ким лопастным оперением снаряда и затем к трубчатым направляющим современных систем. В ряде систем снаряду при его движении по направляющей трубе придается вращательное движение за счет спирального выступа или желоба на внутренней поверхности трубы, по которому сколь- знт направляющий штифт снаряда. Как было показано ранее, проворачи- вание НРС в полете повышает его кучность, а следовательно, позволяет обойтись оперением меньшего размаха.
Под точностью стрельбы НРС наряду с кучностью понимают отклоне- ние центра группирования разрывов на местности от заданного положения в районе цели. Отметим основные пути решения этой задачи. Опыт пока- зал, что смещение центра группирования можно существенно снизить при точном учете метеоданных, при условии, что эти данные получены непо- средственно перед стрельбой в районе, в котором будет вестись стрельба. С этой целью в некоторых системах применяются радиолокаторы, следя- тие за полетом одного или двух пристрелочных снарядов, выпускаемых непосредственно перед залпом. ЭВМ, входящая в комплекс РСЗО по раз- 276
Табл ица 13.4
Наименование образца (стран а-разработчик, год разработки)
Ка-
НРС,
Число направляющих
Масса НРС, кг
Масса
вой части.
Максимальная дальность стрельбы,
Время перезаряжения.
«Ларс-2» (ФРГ, 1981)
110
36
36,7
17,2
15
15
«①нрос-22» (Италия, 1977)
122
40
52,4
17,3
25
5—7
5
«Тэруэль-3> (Испания, 1985)
140
40
74
21
25
«ЛАР-160» (Япония, 1978)
130
30
43
15
15
15
«Рафаль-145» (Франция, 1979)
147
30
78
22
35
15
М-91 (США)
115
45
25,8
9,6
ности баллистических параметров, замерянных и расчетных, вычисляет новые- установки для стрельбы. Этой цели служит также автоматизация системы наведения, позволяющая вводить поправки в прицел без вмешательства наводчика. Немалую роль играет точность определения координат занимаемой огневой позиции.
В повышении боеготовности РСЗО решающая роль принадлежит механизации перезаряжения пусковой установки, которая при ручном выполнении всех операций занимает немало времени и является уязвимым местом РСЗО по сравнению с артиллерийскими системами, способными вести огонь непрерывно.
Резкое сокращение времени на перезаряжение достигается использованием предварительно заряженных пакетов, которые с помощью автомобильных подъемных кранов устанавливают на ПУ взамен использованных.
В табл. 13.4 приведены основные тактико-технические характеристики некоторых зарубежных РСЗО рассматриваемого типа, ■ Эти системы предназначены для стрельбы химическими, осколочно- фугасными, фугасными, кумулятивными и дымовыми снарядами.
В качестве примера рассмотрим 110 мм 36-ствольную самоходную пусковую установку (ФРГ), представленную на рис. 13.1. В качестве шасси используется семитонный армейский автомобиль повышенной проходимости (все колеса ведущие). Пакет стволов установлен на поворотной платформе, обеспечивающей горизонтальный угол обстрела 100°. Максимальный угол возвышения 50°. Масса всей системы в заряженном состоянии 15 т. Расчет состоит из командира, наводчика и водителя. Огонь может производиться залпами, полузалпами и одиночными снарядами. Снаряды имеют осколочно-фугасные, дымовые и зажигательные боевые части.
Таким образом, хотя задачи боевого использования легких РСЗО не претерпели особых изменений, в области их тактико-технических характеристик, а также в техническом обеспечении их стрельбы достигнут немалый прогресс.
Перейдем к рассмотрению тяжелых РСЗО. Основным назначением таких систем является нанесение внезапных массированных ударов по частям и соединениям второго эшелона противника как в районах их сосредоточения, так и на пути их движения к районам боевых действий. Эти системы могут также привлекаться к подавлению артиллерии противника, позиций ПВО, для повреждения взлетно-посадочных полос аэродромов, поражения штабов и других целей.
11
1
1
Рис. 13.1. Западногерманская 110-мм 36-ствольная самоходная пусковая установка；
Поскольку главными объектамн поражения во втором эшелоне войск противника являются танки и бронетранспортеры, при разработке тяжелых РСЗО большое внимание было уделено выбору типа боевой части, способной бороться с бронезащитными целями. Важным направлением^ при этом явилось создание кассетных боевых частей, содержащих поражающие элементы различных типов, которые при раскрытии корпуса боевой части в полете рассеиваются на большой площади.
Эволюцию развития боевых частей тяжелых РСЗО можно проследить на примере системы MLRS (the multiple Launch rocket sustem), предназначенной для вооружения армий НАТО и сухопутных войск США. Залповость установки 12 ракет калибром 227 мм.
Рис. 13.3. Самоходная пусковая установка системы MLRS
Боевая часть первого варианта вмещала 644 бомбы малого калибра осколочно-кумулятивного действия, способных поражать легкобронирован ньге боевые машины и живую силу противника. При залпе установки 7723 бомбы на дальности 30 км способны были накрывать площадь, эквивалентную 6 футбольным полям.
Боевая часть второго варианта оснащалась 28 противотанковыми минами с кумулятивным зарядом. При использовании парашютных устройств в течение двух минут можно осуществить минирование поля шириной около 100 км и глубиной до 4 км.
Боевая часть третьего варианта содержит три управляемые бомбы с головками самонаведения. После пуска ракета следует по обычной баллистической траектории в предварительно рассчитанную точку, в которой происходит раскрытие боевой части и отстреливание бомб. Затем каждая Нз бомб совершает подлет к зоне цели, обнаружение цели с помощью головки самонаведения и ее поражение. Таким образом, при этом варианте сочетается доставка поражающих элементов на большое расстояние (от 30 до 40 км) с помощью неуправляемого PC в район цели с последующим самонаведением на цель (рис. 13.2).
Об особенностях системы для запуска подобных ракет можно составить представление иа примере самоходной пусковой установки MLRS (рис. 13.3). Это легкобронированный, защищенный от радиоактивного и химического воздействия тягач, несущий на себе два контейнера, в каждом из которых находится по шести пусковых трубчатых направляющих. Смена контейнеров после залпа осуществляется краном, смонтированным иа тягаче. В боевом положении установка весит 25 т. Специальная навигационная система определяет координаты установки и ее курс. Применение гиростабилизированиой платформы обеспечивает автоматическую коррекцию любых смещений установки после каждого пуска ракет. Комплексная система управления оснащена ЭВМ с выдачей команд уп
равления.
Привлекает внимание стремление использовать тяжелые пусковые установки РСЗО для запуска управляемых ракет малой дальности. Так, рассмотренную выше систему MLRS предполагается использовать для запуска управляемой твердотопливной ракеты AT AG MS с дальностью 135 км. Контейнеры с двумя такими ракетами взаимозаменяемы с контейнерами, несущими шесть неуправляемых ракет. Таким образом обозна- чается направление унификации пускового оборудования для запуска управляемых баллистических ракет малой дальности и неуправляемых《 ракет залпового огня.1
ЛИТЕРАТУРА КО II ЧАСТИ
Андерсен Ю. А., Дрожжии А. И., Лознк П. М. Противовоздушная оборона сухопутных войск. М.: Воениздат, 1979, 303 с.
Ануреев И. И. Оружие противоракетной н противокосмической обороны. М.: Воениздат, 1971. 303 с.
Баллистическая ракета на твердом топливе / Под ред. А. М. Синюкова. М.: Воениздат, 1972. 510 с.
Белоус В. С. Космическая рулетка Пентагона. М.:: Изд-во Агентства печати Новости, 1988. 239 с.
Викторов Ф. ЗРК сухопутных войск капиталистических стран // Зарубежное военное обозрение, 1985. № 1. С. 37—44.
Викторов Ф. «Стингер» // Зарубежное военное обозрение, 1977. № 1. С. 49—52.
Волков Л. И. Управление эксплуатацией летательных комплексов. М.: Высш, шк., 1981. 368 с.
Евдокимов Б. И. Противотанковое реактивное оружие. М.: Военнздат, 1964.
94 с.
Космическое оружие ——дилемма безопасности / Под ред. Е. П. Велихова. М.: Мир, 1986. 181 с.
Латухнн А. Н. Современная артиллерия. М.: Вбениздат, 1970. 319 с.
Макнамара Р. Путем ошибок к катастрофе. М.: Наука, 1988. 149 с.
Малнков В. Г., Комнссарчк С. Ф., Коротков А. М. Наземное оборудование ракет. М.: Воениздат, 1971. 303 с.
Морозов Н. И. Баллистические ракеты стратегического назначения. М.: Воен- издат, 1974. 205 с.
Николаев Ю. М., Соломонов Ю. С. Инженерное проектирование управляемых баллистических ракет с РДТТ. М.: Воениздат, 1987. 109 с.
Откуда исходит угроза миру. М.： Воениздат, 1987. 109 с.
Пересада С. А. Зенитные ракетные комплексы. М.: Воениздат, 1973. 270 с.
Проектирование и испытания баллистических ракет / Под ред. В. И. Варфоломеева, М. И. Копытова. М.: Воениздат, 1970. 387 с.
Прядилов С. Система ЗУРО «Редай» // Зарубежное военное обозрение, 1976. № 1. С. 42—49.
Разумеев В. Ф., Ковалев Б. К. Основы проектирования баллистических ракет на твердом топливе. М.: Машиностроение, 1976. 356 с.
Суриков Б. Г. Ракетные средства борьбы с 'низколетающими целями. М.: Воениздат, 1973. 204 с.
Технические основы эффективности ракетных систем / Под ред. Е. Б. Волкова.
М.: Машиностроение, 1990.
Хияннен Л. П. Развитие зарубежных подводных лодок и их тактики. М.: Воениздат, 1988. 238 с.
В книге использованы материалы из журналов «Вопросы ракетной техники» [М.: Мир., 1960—1974 гг.], "Aerospace Daily1', "Air et Cosmos", "Aviation Week", “Aviation Week and Space Technology'*, "Interavia Air Letter**, “Flight”，“Soldat und Technik'； ^Wehrtechnik" (1966—1989)
34 4491 6 62 4 434 4491 6 62 4 41 5 8 9 2 2 6 1 5 6269 5 5955 5 5 7 9 9 9 о о о111 2 2231 5 8 9 2 2 6 1 5 6269 5 5955 5 5 7 9 9 9 о о о111 2 2234040
34 4491 6 6
2 4 4
34 4491 6 6
2 4 4
1 5 8 9 2 2 6 1 5 6269 5 595
5 5 5 7 9 9 9 о о о111 2 223
1 5 8 9 2 2 6 1 5 6269 5 595
5 5 5 7 9 9 9 о о о111 2 223
40
40
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие
Часть I. Развитие ракет на твердом топливе до середины XX в
Глава /. Развитие ракетной техники до конца XIX в,...
О начальном периоде развития ракет
Развитие ракет на твердом топливе в XIII—XVIII вв....
Работы над боевыми ракетами в XIX в
Глава 2. Анализ энергетических характеристик й баллистических возможностей ракет на дымном порохе
Оценка энергетических характеристик дымного пороха. Сравнительный анализ применявшихся составов пороха
Особенности внутренней баллистики ракет на дымном порохе：
Оценка баллистических возможностей ракет на дымном порохе
Глава 3. Опытные работы по ракетам иа твердом топливе конца
XIX — начала XX вв
Глава 4. Работы над ракетами на бездымном порохе в 20—30-е годы XX в
Глава 5. Анализ баллистических характеристик и баллистических возможностей ракет на бездымном порохе
Составы и энергетические характеристики ракетных бездымных порохов
Особенности внутренией баллистики ракет на бездымном порохе
Оценка баллистических возможностей ракет иа бездымном порохе Глава 6. Развитие ракет иа твердом топливе в период второй мировой войны
Развитие ракетиой техники Советской Армии в годы Великой Отечественной войны
Развитие ракет на твердом топливе в Германии
Развитие ракет на твердом топливе в армии США ...
Зарождение новых классов ракет на твердом топливе...
Глава 7. Развитие теории ракет иа твердом топливе
Развитие термогазодинамики ракетного двигателя на трердом топливе
Развитие внутренней баллистики РДТТ
Развитие теории гореиия порохов
Развитие внешней баллистики неуправляемых ракет на твердом топливе
4 5 1
7 7 8
2 2 2
Глава
8.
Основные закономерности развития ракет на твердом топливе
Критерии развития ракет на твердом топливе
Источники и «внутренняя логика» развития ракет на твердом топливе
Выбор критериев эффективности и анализ развития ракеты иа твердом топливе как «внешней системы»
Литература к I части
Часть П.
Развитие ракет на твердом топливе во второй половине XX в.
Глава
9.
Ракеты стратегического назначения. Принципы устройства
9.1. Общие сведения
92 Принципы устройства РСН на твердом топливе ....
Глава
10.
Развитие ракет стратегического назначения
Межконтинентальные ракеты наземного базирования
Ракеты стратегического назначения средней дальности
Баллистические ракеты подводных лодок (рРПЛ)...
Разработка научных проблем обеспечения ^развития РСН
Глава
и.
Зенитные управляемые ракеты
Противовоздушная оборона. Основания устройства зенитных управляемых ракет (ЗУР)
Развитие зенитных управляем&х ракет
Глава
12.
Ракеты противоракетной обороны
Противоракетная оборона. Принципы устройства ракет ПРО
История развития ракет ПРО
Глава
/3.
Тактические твердотопливные ракеты
Развитие противотанковых управляемых реактивных снарядов
Баллистические ракеты тактической поддержки войск
Реактивные средства непосредственной поддержки пехоты поле боя
13.4. Реактивные системы залпового огия (РСЗО)
Литература ко II части
849994667002
566667001233
111111222222
2 8 7 7 5 9
3 3 4 4 5 6
2 2 2 2 2 2
9 2
6 7
2 2
::См.： Rockets, Missiles and Space Travel. New York, 1958, P. 51.
29 См. Челеев Ф. Полное и подробное наставление о составлении увеселительных огней, фейерверками именуемых. М., 1824. С. 96——98.
4f ЦГВИА. Ф. 35. Оп. 4/245/ Св. 188. Д. 65.
71 См. там же. С. 107.
73 См. так же. С. 109.
99 См.： Архив ВИМАИВС, ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 585. Л. 442.
104 См.: Серебряков М. Е. Выдающийся ученый и педагог (Творческий портрет И. П. Граве // Военно-исторический журнал. 1971. № 2. С. 92—94.
106 См.: The Papers of R. H. Goddard, Vol. 1. N. Y., 1970. Wj
125 См.: там же. С, 134.
132 При сравнении ракет по точности следует иметь ввиду, что точность
при использовании автономных СУ зависит от дальности. Поэтому прямое срав
нение правомерно только в случае, если дальности сравниваемых ракет близ-
BBK 39.65
В67
УДК 629.78-6-405 6
Рецензент д-р техн, наук М. Ф. Дфнзе
Волков Е. Д. и др.
В67 Твердотопливные ракеты / £ £ Волков, Г. /О. Мазинг, В. Я. Сокольский.——М.: Машиностроение, 1992.——288 с.: ил.
ISBN 5-217-01748-1.
В книге изложена история развития твердотопливных ракет. Конкретный фактический материал сопровождается анализом опыта создания отдельных образцов и выявлением основных закономерностей развития ракет на твердом топливе.
Для специалистов в области ра кетно - кос ми чес кой техники. Будет полезна широкому кругу читателей, интересующихся вопросами истории техники.
Библиогр.: Ил.: 111. Табл. 27.
d 2705 f 40400—2" ~038(01)Z92~ 2U—92ISBN 5-217-01748-id 2705 f 40400—2" ~038(01)Z92~ 2U—92ISBN 5-217-01748-iББК 39.65©牀：旣歌黒:0溫зББК 39.65©牀：旣歌黒:0溫з
d 2705 f 40400—2" ~038(01)Z92~ 2U—92
ISBN 5-217-01748-i
d 2705 f 40400—2" ~038(01)Z92~ 2U—92
ISBN 5-217-01748-i
ББК 39.65
©牀：旣歌黒:0溫з
ББК 39.65
©牀：旣歌黒:0溫з