Немецкие корни
Пионерами в практическом применении ракетной техники являются Германия и Советский Союз. Несмотря на то что пальма первенства в создании ЖРД принадлежит американцу Роберту Годдарду (1882—1945), запустившему первую жидкостную ракету в 1926 г., эти страны уже через несколько лет провели старты собственных ракет, а в конце 1930-х — начале 1940-х годов осуществили первые испытания самолетов с ракетными двигателями. Во время Второй мировой войны достижения Германии в области ракетного бружия поражали в прямом и переносном смысле не только военных специалистов. Секретные документы, опубликованные в послевоенное время, показали, что работы по созданию крылатой ракеты V-1 («Фау-1») и баллистической V-2 («Фау-2») были лишь верхушкой айсберга, многочисленные осколки которого достались победителям.
В 1929 г. для подготовки докторской диссертации молодым австрийским инженером Эйгеном Зенгером (1905—1964) был выбран проект ракетоплана, способного выходить на околоземную орбиту. После решения целевых задач, например снабжения орбитальной станции, этот самолет должен был совершить торможение и вернуться на Землю. Отдав должное фантазии соискателя, его консультанты в Высшей технической школе (Technische Hochschule) порекомендовали ограничиться исследованием многолонжеронных крыльев, что и было благополучно сделано.
После защиты диссертации инженер продолжил свои работы по крылатым аппаратам, оснащенным ракетными двигателями. В изданной в 1933 г. на собственные средства книге «Техника ракетного полета» («Raketenflugtechnik») Э. Зенгер дал описание самолета, рассчитанного на полет со скоростью М=10 на высотах 60—70 км (при суборбитальных запусках высота траектории могла достигать 160 км). Этот ракетоплан, получивший имя «Silbervogeb («Серебряная птица»), имел круглого сечения фюзеляж, прямое крыло небольшого удлинения с заостренными передними кромками; хвостовое оперение состояло из достаточного большого вертикального киля и стабилизаторов. В качестве силовой установки предлагалось использовать ЖРД, работавший на жидком кислороде и бензине.
Политическая обстановка вносила свои коррективы в исследования. В конце 1930-х годов Э. Зенгер совместно с математиком Ирен Бредт (1911—1983), позднее ставшей его женой, произвел расчеты стратегического бомбардировщика Rabo (Raketenbomber) с дальностью действия до 23 тыс. км. По сравнению с базовым изделием (самолетом «Silbervogeb) внешний облик нового аппарата, имевшего длину 27,6 м, несколько изменился: фюзеляж с плоским днищем приобрел овальную форму, уменьшилось удлинение крыла (при размахе 15 м), массивный киль был заменен горизонтальными стабилизаторами с вертикальными законцовками. Аэродинамическое качество ракетоплана на сверхзвуковых скоростях оценивалось в 6,4, на дозвуковых режимах — в 7,75 (значение последнего параметра было подтверждено при испытаниях моделей в аэродинамических трубах).
Старт бомбардировщика Rabo массой 100 т планировалось производись с разгонной тележки, оснащенной ракетными двигателями, по стальной монорельсовой дороге длиной 3 км, и сообщить самолету начальную скорость 480—500 м/с.
Включение маршевого ЖРД тягой 100 т должно было осуществляться уже в полете на удалении 12 км от места взлета. Израсходовав в течение активного участка длительностью 336 с бортовой запас топлива примерно в 90 т, самолет должен выйти за пределы атмосферы с высокой гиперзвуковой скоростью — около 6—6,4 км/с (на ранних стадиях проекта рассматривалась модификация ракетоплана, способного совершать непродолжительный одно-двухвитковый орбитальный полет). После полубаллистического спуска аппарат начнет сверхзвуковой полет по волнообразной рикошетирующей траектории. Предполагалось, что, произведя бомбардировку целей на территории США, самолет продолжит полет по курсу для посадки на территории Японии. Общая продолжительность перелета составит около 80 мин.
 Бомбардировщик RABO: 1 — герметичная кабина пйлота, 2 — баки окислителя, 3 — баки горючего, 4 — маршевый ЖРД, 5 — вспомогательные двигатели, 6 — крыло клиновидного профиля, 7 — шасси, 8 — бомбовый отсек
Энергетические характеристики предлагавшейся ударной системы позволяли при дальности полета 20 тыс. км нести боезапас массой 3,8 т (по ряду источников — до 8 т), ори выполнении непродолжительного орбитального полета иметь полезный груз массой 1 т.
Помимо теоретических исследований Э. Зенгер проводил стендовую отработку основных элементов будущего ВКС. Так, например, несколько экспериментов были посвящены изучению схемы подвески разгонной тележки, определению профиля монорельса, способов нанесения смазочных покрытий и т.п. (В конце 1950-х годов созданная в США по схемам Э. Зенгера разгонная тележка широко использовалась для изучения воздействия ударных перегрузок на организм человека.)
Но ключевым элементом в реализации проекта Rabo, естественно, считалась разработка силовой установки. Маршевый ЖРД ракетоплана рассчитывался на высокое (в 100 атм) давление в камере сгорания. Несмотря на уникальность такого изделия (в США сопоставимый по данному параметру двигатель — SSME появился лишь в 1970-х годах), в ходе стендовых запусков масштабных моделей немецкие специалисты подтвердили возможность создания требуемой силовой установки. Испытания отдельных образцов тягой 1,1 т и с расчетным давлением в камере сгорания длились до 3,5 мин, скорость истечения продуктов сгорания при этом достигала 3000 м/с.
Но складывавшаяся на фронтах Второй мировой войны ситуация не позволяла Германии сосредоточиться на столь крупных и долгосрочных программах; для сражающихся войск требовалось более простое и не менее эффективное оружие. Таковыми оказались беспилотный самолет V-1, оснащенный пульсирующим ПВРД, и баллистическая ракета V-2, названия которых происходили от слова.«Vergeltung» («Возмездие»). Каждое из этих изделий представляло собой значительное явление в авиационной и ракетной технике, но наибольшее влияние на дальнейшее развитие высокоскоростных летательных аппаратов оказала последняя система.
Ракета V-2 с рабочим обозначением А-4 («Aggregate — «Агрегат») была разработана в 1936—1942 гг. под руководством Вернера фон Брауна (1912—1977), являвшегося главным конструктором, и Вальтера Дорнбергера (1885—1980), который в звании генерала занимал должность начальника исследовательского центра в Пенемюнде. При стартовой массе 13 т ракета забрасывала боевой заряд массой около 1 т на расстояние примерно в 300 км. Маршевый двигатель, работавший на жидком кислороде и этиловом спирте, развивал тягу 25 т на уровне моря и 30 т в пустоте; удельный импульс ЖРД соответствовал значениям 200 с на земле и 237 с в вакууме.
Запуски ракет А-4 высотой 14 м осуществлялись вертикально с мобильного пускового устройства, что существенно снижало уязвимость комплекса. Управление полетом выполнялось по данным гиродатчиков с помощью графитовых газоструйных рулей, расположенных под срезом сопла маршевого ЖРД; в данной схеме управляющие моменты возникают при повороте рулей в струе истекающих газов.
После прекращения работы двигателя примерно на 65 с ракета продолжала полет по баллистической траектории. Стабилизацию на нисходящем участке траектории обеспечивало крестообразное хвостовое оперение; скорость подхода к поверхности составляла 650—750 м/с, согласно источнику, значения последнего параметра достигали 900—1100 м/с.
 Подготовка ракеты А-4 к запуску
|
