История артиллерии. Вооружение. Тактика. Крупнейшие сражения. Начало XIV века – начало XX - Оливер Хогг Страница 79

В то же время к 1942 году удалось реализовать и второй, воздушный, приоритет проекта. Была найдена возможность вооружить истребитель «Харрикейн» восемью ракетами, по четыре под каждым крылом. Эти ракеты, выпущенные с расстояния 400 ярдов (366 м) опытным воздушным наводчиком, могли навести панику на врага. Предназначенные изначально для борьбы с подводными лодками, они были успешно применены против наземных целей. После высадки в Нормандии эти рокафоны (rockaphoons), как их называли, наделали большой переполох среди танковых частей немцев и перегруженных транспортом противника дорог.

Для анализа положения с ракетами дальнего радиуса действия нам придется обратиться к Германии, где на это было направлено больше внимания, чем страна могла себе позволить. История разработки последней модели такой ракеты А4, известной в этой стране как V2 (Фау-2), насчитывала 11 лет. Ее прототип А1, разработанный в 1933 году, был относительно небольших размеров – 4,5 фута длиной, 1 фут в диаметре и 330 фунтов весом. За этим в 1934 году последовала модель А2, ракета тех же размеров, но более мощная, способная подняться на 6500-футовую высоту. В 1938 году появилась А3. Эта модель была значительно больше. Ее длина составляла 25 футов, диаметр 2,5 фута, вес – 1650 фунтов, дальность полета 11 миль (17,7 км), высота подъема – до 40 000 футов. Модель А4 была представлена в 1940 году. После успешных экспериментов, проведанных в июле 1942 года, ракета была запущена в производство в конце этого же года и в сентябре 1944 года впервые появилась в небе над Англией. Она была значительно крупнее своих предшественников. Ее длина составляла 46 футов, диаметр 5,5 фута, вес 12,5 т, из которых порядка 8 т составляло жидкое топливо; боеголовка содержала 2150 фунтов амматола; ракета при полете достигала 60 миль в высоту, двигатель работал порядка минуты, время всего полета порядка 4 минут, максимальная скорость приблизительно 5000 футов (1,5 км) в секунду, дальность полета от 180 до 220 миль (290–354 км). Боеголовка размещалась в носовой части ракеты, а за ней основное контрольное и радиооборудование. Продолжение корпуса за этим оборудованием было оснащено большой поворотной панелью, обеспечивающей доступ к оборудованию. Два бака горючего из легких сплавов, один с 75 %-м раствором этилового спирта в воде, а второй с жидким кислородом, размещались в центральной части ракеты. В остальной части корпуса размещались турбины, приводящие в действие два топливных насоса и дополнительное топливо. В хвостовой части находилась основная камера сгорания и выходные сопла, окруженные стабилизирующим оперением. За выходные сопла выступали лопатки, направляющие газовый поток. Направляющие лопатки управлялись с центрального пульта, автоматически отслеживающего плоскость тангажа. Система управления обеспечивала:

1) удержание ракеты в определенной плоскости;

2) стабилизацию вращения;

3) вращение с заданным шагом;

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

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

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

1. Крепление стабилизирующего стержня на хвостовой части или сбоку.

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

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

2. Применение хвостового оперения.

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

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

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

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

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

4. Автоматический контроль во время полета.

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

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