Твердотопливные ракеты - Волков Е.Д.

Автор: Волков Е.Д.

Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника междупланетные соединения (междупланетные полеты) космонавтика (аэронавтика) история техники ракетостроение издательство машиностроение техническая литература твердое топливо

ISBN: 5-217-01748-1

Год: 1992

Похожие

Энциклопедия отечественного ракетного оружия 1817-2002

Журнал "Зарубежное военное обозрение". 1976 №01

Защита танков

Русская артиллерия. От Московской Руси до наших дней

Текст

ББК 39.65
В67
УДК 629.78-6-405.6
Рецензент д-р техн, наук М. Ф. Дкжзе
Волков Е. Д. и др.
В67 Твердотопливные ракеты / Е. Б. Волков, Г. Ю- Мазинг, В. Н. Со-
кольский-— М.: Машиностроение, 1992.— 288 с.: ил.
ISBN 5-217-01748-1.
В книге изложена история развития твердотопливных ракет. Конкрет-
ный фактический материал сопровождается анализом опыта создания от-
дельных образцов и выявлением основных закономерностей развития ракет
на твердом топливе.
Для специалистов в области ракетно-космической техники. Будет по-
лезна широкому кругу читателей, интересующихся вопросами истории
техники.
Библиогр.: Ил.: 111. Табл. 27.
„ 2705140400— 211 ,, „„
В---------------211 —92
038(01)—92
ISBN 5-217-01748-1
ББК 39.65
© Е. Б. Волков, Г. Ю. Мазинг,
В. Н. Сокольский, 1992
2
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, опре-
делявшей ее облик и развитие, являлся твердотопливный двигатель, то в
последующем, с появлением сложных систем управления и пускового обо-
рудования, 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 назна-
чения, противовоздушной, противоракетной, противокосмической и про-
тивотанковой 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 реко-
мендаций по проектированию образцов, то на втором этапе в полной
мере проявилась ее ведущая роль. В настоящее время стало возмож-
ным на строго научной основе проводить выбор схем и конструк-
тивных решений, оптимизацию параметров ракет и проектирование образ-
цов, разработку режимов их испытаний, эксплуатации и применения.
В соответствии со сказанным выше авторам представилось целе-
сообразным 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 I
РАЗВИТИЕ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ
ТОПЛИВЕ ДО СЕРЕДИНЫ XX в.
Глава 1
РАЗВИТИЕ РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ
ДО КОНЦА XIX в.
1.1. О НАЧАЛЬНОМ ПЕРИОДЕ РАЗВИТИЯ РАКЕТ
Начальный период развития ракетной техники исследован еще недо-
статочно полно и мы до настоящего времени не располагаем достовер-
ными сведениями о том, когда и где впервые стали применяться ра-
кеты.
Хотя во многих работах по истории ракетной техники встречаются
упоминания о том, что ракеты были известны в Китае и Индии задолго до
нашей эры1, однако приведенные высказывания не представляются до-
стоверными, 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 яви-
лась, по-видимому, различная трактовка в разные исторические вре-
мена таких терминов, как фейерверки, огненные забавы и т. п., упоми-
нания о которых встречаются в ряде литературных и исторических источ-
ников, где описывались события, имевшие место как до н. э., так и в
первые столетия н. э.
Действительно, к тому времени, когда порох получил сравнитель-
но широкое распространение в Европе, представления о фейерверках
были неразрывно связаны с применением пиротехнических ракет. Одна-
ко вряд ли правильным будет переносить эти представления на более
поздние периоды, предшествовавшие изобретению пороха, и рассматри-
вать упоминание таких терминов, как «огненные горы», «огненное дерево
с серебряными искрами», «огненное колесо» и др., как подтвержде-
ние 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 приме-
нении ракет до изобретения пороха, является также то, что в них возмож-
ность применения ракет рассматривается в отрыве от общей истории
техники и не связывается с состоянием в тот период знаний о взрывча-
тых веществах. Все это значительно снижает ценность приводимых в иих
упоминаний о применении ракет до н. э. и не позволяет рассматри-
вать их в качестве достоверных источников.
1 См.: Рыиин Н. А. Ракеты и двигатели прямой реакции (история, теория
и техника). Л., 1929. С. 10; Применко А. Е. Реактивные двигатели, их развитие
и применение. М., 1947. С. 5; 1. Stemmer. Raketenantriebe. Zurich, 1952. S. 15;
Феодосьев В. И. и Сииярев Г. Б. Введение в ракетную технику. М.,
1960. С. 7 и др. работы.
4
Большего внимания заслуживают работы, авторы которых при реше-
нии вопроса о первом применении ракет основываются на изучении
источников рассматриваемого периода и связывают создание ракет и дру-
гих пиротехнических средств с изобретением пороха.
Порох, состоящий из смеси серы, селитры и угля, стал известен в
Китае примерно в VII—IX вв. н. э.2 В IX—X вв. он уже стал применяться
для военных целей. К этому же времени относятся первые, основан-
ные иа документальном материале сведения о зажигательных стре-
лах «хоцзян» нового типа, давшие некоторым историкам основание отно-
сить начало применения ракет в Китае к X в.
«Огненные стрелы» применялись в Китае задолго до изобрете-
ния пороха, однако древние «хоцзяи» отличались от зажигательных стрел
более позднего периода. Первоначально к наконечнику стрелы при-
крепляли различные зажигательные вещества — олеин, моксу, смолу —
либо просто обертывали его холстом, который потом смачивали маслом, и,
воспламенив этот состав, запускали стрелу из лука.3 Позднее (после изоб-
ретения 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 зажига-
тельные стрелы, представлявшие собой обычную стрелу, к древку кото-
рой прикреплялась трубка, наполненная составом, аналогичным поро-
ховому.
Мнение о том, что китайские зажигательные стрелы «хоцзян» рас-
сматриваемого периода представляли собой примитивные реактивные
устройства, получило довольно широкое распространение в историко-
научной литературе. В европейской литературе оно было впервые выска-
зано, по-видимому, французскими миссионерами в Пекине4, записки кото-
рых, посвященные истории наук, ремесел, нравов и обычаев Китая,5 опуб,*
ликованиые в конце XVIII в., получили широкую известность и были
переведены на ряд европейских языков, в том числе и на русский.6.
Затем эта точка зрения повторялась во многих работах по истории ра-
кетной техники и долгое время не подвергалась критическому рас-
смотрению. Однако вопрос о том, являлись ли китайские зажигательные
стрелы «хоцзян» этого периода простейшими реактивными снарядами,
2 См.: Фэи Цзяи-шэк. Изобретение пороха в Китае и его распростране-
ние на запад / (иа китайск. яз.), Шанхай, 1954. С. 9—10. Перевод этого
и последующих китайских источников выполнен аспирантом (впоследствии науч-
ным сотрудником) Института народов Азии АН СССР А. Н. Желаховцевым.
3 См.: там же. С. 17. Фэн Цзян-шэн. Происхождение пороха и его про-
никновение в Европу // «Научно-технические открытия и деятели науки и тех-
ники Китая» (Сборник статей на китайском языке). Пекин, 1958. С. 39— 40'
4 См. Эгерштром Н. Ф.. Из истории великих открытий и изобретений.
Об изобретении пороха и огнестрельного оружия. СПб., 1875. С. 6.
См. Memoires concernant 1’histoire, les sciences, les arts, les moeurs,
les 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 Пекиие.
М-, 1786—1788. Следуетт отметить, что на русский язык это произведение
было переведено неполностью. В частности, не был переведен восьмой том, в
котором содержались сведения о китайских зажигательных стрелах.
5
не является настолько ясным и простым, как это представляется на
первый взгляд.
К древку стрел действительно прикреплялась трубка с порохо-
вым составом, который поджигался при пуске стрелы. Но чтобы
установить, являлись ли «хоцзян» этого периода реактивными снаря-
дами, необходимо выявить, предназначались лн указанные трубки с
пороховым составом для создания дополнительной тяги.
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 труб-
ки с медленно горящим пороховым составом служили лишь для поддер-
жания 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 имели
ни сопловой части, ни углубления, получившего впоследствии назва-
ние ракетной пустоты. А как показали более поздние опыты, в част-
ности исследования К. И. Константинова, проведенные им в середине
XIX в.,7 при сгорании плотно набитого порохового состава, не содержав-
шего никакого углубления, тяга практически равнялась нулю.
На это обратил внимание еще Н. Ф. Эгерштром. Не ставя под сомне-
ние приводимый французскими миссионерами факт применения китайца-
ми 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 стрелы в движение.
«Когда это копье или стрелу хотели употребить в дело,— писал он в
своей небольшой работе, посвященной изобретению пороха и огнестрель-
ного оружия,— то зажигали состав в трубке, бросали стрелу или
копье с помощью лука и оставались очень довольны, когда зажига-
тельный состав не гаснул при быстром полете. Уже гораздо позднее при-
думали 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».8
Нетрудно видеть, что здесь мы сталкиваемся с несколько спор-
ным применением термина «ракета». Это ставит под сомнение пра-
вильность отнесения китайских зажигательных стрел «хоцзян» рассматри-
ваемого 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 и Т. Н. Холмовской, посвя-
щенной специальному рассмотрению истории изобретения пороха и
огнестрельного оружия в Китае на основании изучения китайских источ-
ников, высказывается мнение, что первые пороховые заряды-ракеты по-
явились у китайцев лишь в 1161 г. и. э., а фейерверки стали устраиваться
только в 1163—1189 гг., т. е. более чем через 200 лет после первых
7 См.: Константинов К- И. О боевых ракетах. Спб., 1864. С. 187.
8 См.: Эгерштром Н. Ф. Из истории великих открытий и.изобретений. Об изоб-
ретении пороха и огнестрельного оружия. СПб., 1875. С. 1.
6
случаев боевого применения пороха9 10 *. Один из примеров применения бое-
вых 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 китайских работах по истории поро-
ха и огнестрельного оружия мы встречаем довольно противоречивые вы-
сказывания 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 на-
зывая, однако, источников, из которых взяты эти сведения.
В других работах «хоцзян» этого периода относят к типу огненных
стрел, в которых порох использовался лишь в качестве зажига-
тельного состава. Так, например, Цянь Вэй-чжан в книге «Научные откры-
тия в истории нашей родины» пишет: «Согласно сведениям, содержа-
щимся в «У-цзин-Цзун-яо» (1040 г.), в «хоцзян» юго времени исполь-
зовали медленно горящий порох, заряд которого привязывали к наконеч-
нику стрелы; выпускали «хоцзян» из лука».12 Об этом же говорит Фэи
Цзя-шэн в статье «Происхождение пороха н его проникновение в
Европу».'3
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 разры-
вались с громоподобным грохотом н выбрасывали облако распыленной
извести. «Так появляются пороховые заряды в бумажной оболочке,
которые стали прообразом фейерверочных ракет будущего»?4
Из сказанного видно, что в современной историко-научной литера-
туре нет единого мнения по вопросу о том, когда же впервые нача-
ли применяться ракеты. В качестве исходной даты приводятся и
X, и XII, н XIII вв. н. э.
Не останавливаясь на том, какое из приведенных мнений яв-
ляется наиболее правильным (окончательный ответ на данный вопрос
может дать лишь специальное исследование), можно сделать сле-
дующие предварительные выводы.
1. Приводимые в ряде современных историко-научных и научно-
технических работ высказывания о том, что ракеты были известны
еще задолго до начала н. э., не подтверждаются никакими источни-
ками, противоречат логике развития техники и не могут считаться
достоверными.
9 См.: Вилинбахов В. Б. и Холмовская Т. Н. Огневое оружие средневеко-
вого Китая // Из истории науки и техники в странах Востока. М., 1960. Вып. 1.
10 См.: Rockets, Missiles and Space Travel. New York, 1958, P. 51.
См.: Ли. Развитие ракеты. «Женьминь жибао». 6 ноября 1957 г.; Си Цзе-
чзун. Гинеалогия ракеты. «Гуанмин жибао». 5 мая 1962 г.
12 См.: Цзян Вэй-чжан. Научные открытия в истории нашей родины (на
китайском языке). Пекин, 1953. С. 63.
См.: Научно-технические открытия и деятели науки и техники Китая
•сборник статей на китайском языке). Пекин, 1958. С. 39.
См.: Фэн Цзя-шен. Изобретение пороха и его распространение на
запад. Шанхай, 1954. С. 23.
7
Рис. 1.1. Ранние китайские ракеты пи-ли-пао (1161 г.)
2. Предположения о том, что ракеты могли появиться в первые
столетия н. э., т. е. еще до изобретения пороха, также не подтверждаются
ни документальными материалами, ни историко-техническим анализом.
3. Все исследователи, серьезно занимавшиеся изучением раз-
личных взрывчатых смесей, приходят к заключению, что из известных
в первом тесячелетии н. э. взрывчатых смесей только сгорание пороха
могло дать реактивный эффект.
4. 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.
5. Точная дата начала применения ракет является пока неустановлен-
ной (различные исследователи называют X, XII и даже XIII вв.) и подле-
жит дальнейшему исследованию.
1 2. РАЗВИТИЕ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
В X111-XV11I вв.
К середине XIII в. более четко прослеживаются упоминания о при-
менении ракет, которые в данном случае уже не вызывают сомнений в
подлинности приводимых в них сведений. В большинстве работ, посвя-
щенных истории применения огнестрельного оружия15, приводятся сведе-
ния о том, что в 1232 г. при обороне Пекина были применены снаряды, по-
добные ракетам.
В арабской хронике, которая в настоящее время хранится в Париж-
ской Национальной библиотеке, упоминается (правда без приведения
каких-либо подробностей), что египтяне имеют ракетоподобные сна-
ряды.16
Более подробные сведения об арабских ракетах мы встречаем в трак-
тате Гассана-аль-Раммаха (1225 г.), получившего название «Книги о
сражениях с участием конницы и военных машин».17 В рукописи приво-
дятся 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 торпе-
дой. 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 содер-
жавшей селитру, и снабжался двумя прутьями, игравшими роль ста-
билизаторов и обеспечивавшими устройству движение по прямой
линии. Все устройство приводилось в движение при помощи двух боль-
ших ракет, описание которых приводилось автором рукописи.
Первоначально ракеты начали применяться в странах Востока —
Китае, Индии, арабских странах — и лишь позднее стали
15 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.
7 См.: Ley W. Rockets Missiles and Men in Space. N. Y. 1968. P. 49.
9
Рис. 1.2. «Самодвижущееся
горящее яйцо>
Хассаиа-ал Рамаха (1285 г.)
известны в Европе. Предположения о том, как сведения о ракетах рас-;
пространялись из одной страны в другую, крайне противоречивы. Не-,
смотря на неоднократные попытки исследовать этот процесс, до сих пор
так и не удалось точно установить пути проникновения сведений о ракетах
в различные страны.18
К концу XIII в. относятся первые, ставшие известными в Европе све-
дения 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 со-(
ставе) между форсовым (движущим) составом ракет, используемым
для приведения ракеты в движение, и их зажигательным составом. По-
следний, как он указывал, должен был состоять из селитры, серы и
льняного масла, в форсовый же состав льняное масло не входило, но упо-
требляло селитры 67 %, серы 11 %, угля 22 %. По данным большин-
ства историков этот рецепт был заимствован Альбертом Магнусом из
книги «Liber ignum», написанной Марком Греком, по всей вероятности,
пользовавшимся, в свою очередь, арабским источником.
Сведения о ракетах, приводившиеся в рукописях этого периода,
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-
ных 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, даю-
щие 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 европей-
цами, 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 Италии19, а
18 Предположения о генезисе ракет и об их распространении иа Востоке и
Западе приводятся, в частности, в следующих работах [11 —16].
19 См.: Hoyer J. G., Geschichte der Kriegskunst, Bd. 1, Gottingen, 1797,
S. 109.
10
г
затем и во Франции.20 К этому же времени относится начало сравни-
тельно широкого применения ракет для устройства фейерверков и иллю-
минаций.
Распространение простейших пиротехнических ракет и первые попыт-
ки их боевого применения в Европе в конце XIV в. привели к тому, что
начиная с XV в. в ряде работ по артиллерии находят отражение воп-
росы, связанные с изготовлением и применением пороховых рацет.
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 данным21, К. Кьезер закончил работу над рукопи-
сью в 1405 г. Ее основной экземпляр в настоящее время хранит-
ся в университетской библиотеке в Геттингене.22
Рукопись состоит из 140 пергаментных листов. Для специалистов,
занимающихся изучением развития ракетной техники, наибольший инте-
рес представляют листы 100а—140в, на которых Кьезер излагает способы
изготовления и применения ракет. Он дает описание ракет, переме-
щающихся вдоль веревки (струны), взлетающих в воздух и передви-
гающихся 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, перемещаю-
щихся по воде.
У Кьезера уже встречается, по-видимому, впервые в еропейской лите-
ратуре, указание о необходимости просверливания в ракетном составе
специального канала (полости), получившего впоследствии название ра-
кетной пустоты. Кьезер, однако, ограничился лишь упоминанием о необ-
ходимости создания такой полости, не указав причин, вызывающих такую
необходимость.
При анализе рукописи Кьезера, как и при анализе многих анало-
гичных работ, относящихся к рассматриваемому периоду, перед исследо-
вателями, как правило, встают два тесно связанных между собой вопроса.
1. Является ли данная рукопись (книга) оригинальным произведе-
нием, либо она составлена на основании уже известных работ (если
да, то представляет ли интерес установить на основании каких именно).
2. 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 еди-
нодушному выводу, что она составлена на основании арабских (либо
византийских) работ. На это же указывает и восточная одежда
20 См.: Meyer М. Handbuch der Geschichte -der Feuerwaffen-Technik,
Berlin, 1835. S. 17.
Cm.: Jahns. M. Geschichte der Kuegswissenschaften vornehmlich in
Oeutschland. Erste Abteilung. Mflnchen und Leipzig, 1889, S. 249.
Cm.: Kyeser. K. Bellifortis. Manuscript in der Universitats bibliothek zu
Gottingen (cod ms. phil. 63).
11
Рис. 1.3. Страница рукописи Кьезера (1405 г.)
людей на рисунках (рис. 1.3). Однако до настоящего времени н
один из авторов не указал, какие именно работы были использованы Кы
зером.
Более сложным представляется ответ на второй вопрос, так как hi
каких сведений, подтверждающих, что описанные Кьезером ракеты прим<
нялнсь на практике, до настоящего времени обнаружить не удалось
Один из крупнейших немецких специалистов в области истории хнмн
взрывчатых веществ С. И. Ромоцки полагает, что рекомендации
Кьезера о различной длине стержня для ракет, передвигающихся п
воде и по воздуху, свидетельствуют о том, что эти данные получены и
на основании практического опыта, так как, по его мнению, не могли быт
получены теоретическим путем.23
23 См.: Romocki S. J. Geschichte der Explosivstoffe. Berlin, 1895. 153 p.
Рис. 1.4. Рисунок из рукописи Дж. ди Фоитаиа (1420 г.)
Но данное предположение не является, на наш взгляд, достаточно убе-
дительным. Во-первых, эти сведения вполне могли быть заимствованы
Кьезером из работ других авторов, во-вторых, вряд лн правомерно пол-
ностью исключать возможность получения этих данных путем умозаклю-
чений.
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 чет-
ко упоминалось о гильзах из пергамента, о ракетных стрежнях для
стабилизации ракет и др.
Следующей работой, в которой нашли отражение вопросы изготовле-
ния и применения ракет, явилась рукопись, точнее тетрадь с эскизами,
итальянского военного инженера Джнованни дн Фонтана «Belicorum
instrumentorum liber, comfiquris et fictivis literis conscriptus», храня-
щаяся в городской библиотеке Мюнхена под № Jconogr 242. До настояще-
го времени не удалось установить точной даты написания этой рукописи,
однако большинство исследователей относят ее к 1420 г.
В рукописной работе Дж. ди Фонтана «Книга о военных инстру-
ментах» приводилось описание ракет и различных способов нх примене-
ния. В частности, представляют интерес предложенные итальянским изоб-
ретателем снаряды, изготовленные в форме птиц, зайцев и рыб, переме-
щавшиеся при помощи пороховых ракет по земле, воде н воздуху (рис.
Следует отметить, что все упомянутые работы были рукописными,
распространялись в сравнительно небольшом количестве и в силу этого не
получили тогда достаточно широкого распространения, хотя некоторые
нз этих работ пользовались сравнительно большой известностью.
Однако уже в первой половине XVI в., вскоре после изобретения кни-
гопечатания, стали появляться книги, в которых приводились сведе-
ния об изготовлении и применении пороховых ракет. По-внднмому, пер-
вой такой книгой можно считать работу известного итальянского ииро-
цинНИК^54оНН24ЧНО Бнрннгуччно «О пнротехннн», опубликованную в Вене-
24 И* D • •
см-: Binnguccio. V. De la Pyrotechnia. Venetia, 1540.
13
Рис. 1.5. Эскизы ракет К. Хааса (1529—1555 гг.)
уже встречается упоми
применении принципа сту
Любопытно отметить, что в этой книге
иание о ракетах, вылетающих из ракет, т. е. о
пенчатости в пиротехнических ракетах. Описывая устройство фейерверка
автор указывает на восемь ракет, вылетающих из одной большой ракеты
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.25 (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 изго
товления обычных пиротехнических ракет и их применения, но и, по
видимому, впервые в мировой литературе, приводились схемы, эскиз!
и описания таких уже довольно сложных пиротехнических coopj
жений, как многоступенчатые ракеты, ракетные связки, ракеты |
дельтаобразными стабилизаторами и т. п. В дальнейшем эти кем
25 Рукопись К. Хааса хранится в настоящее время в Государственном
архиве г. Сибиу (Румыния) — Varia II 374. Наиболее подробные сведения о
ней приведены в кн.: Todericue D. Preistoria rachetei moderne manuscrisul de 1*
Sibiu (1400—1569). Buc, 1969.
14
Рис. 1.6. Применение ракет для фейерверков
Струкции фигурировали во многих работах, посвященных вопросам пи-
ротехники, 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 та-
ких 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, глав-
ным образом, для увеселительных целей — при устройстве фейер-
верков и иллюминаций. Сведения о боевом применении ракет встре-
чаются все реже и реже и постепенно почти исчезают. Объясняется
это тем, что к этому времени огнестрельное оружие, применяв-
шееся 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 дли-
тельного времени трудились сотни людей, а число ракет, запускаемых
при устройстве иллюминаций, доходило до десятков тысяч. Особое впе-
чатление производили различные аллегорические изображения, являв-
шиеся непременной составной частью большинства крупных фейер-
15
*
Рис. 1.7. Рисунки ракет
верков и иллюминаций, устраиваемых в Италии, Франции, Англии и
других европейских странах26.
Возраставшая потребность в пиротехнических сооружениях способ-
ствовала повышению интереса к производству ракет. На протяжении
XVI—XVIII вв. литература по артиллерии и пиротехнике обогати-
лась рядом интересных произведений, в которых вопросы изготовле-
ния и 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 при-
готовления фейерверков. Авторы этих книг преимущественно исхо-
дили лишь из своего собственного опыта и, как правило, почти
совершенно не знали о других возможных способах и приемах
изготовления ракет и даже не пытались как-либо теоретически
обосновать или подкрепить свои выводы.
Для рассматриваемого времени (XV—XVIII вв.) вообще был характе-
рен весьма невысокий уровень теоретических разработок в об-
ласти ракетной техники. Ракеты этого периода представляли собой
несложные технические устройства, производство которых в зна-
чительной степени зависело от опыта и искусства мастеров-пиро-
техников.
Специалисты, работавшие в это время над совершенствованием
ракет, особое внимание уделяли составу ракетного топлива, считая,
что именно от его правильного выбора зависит качество пиротех-
нических ракет. Было разработано большое количество рецептов ра-
кетных смесей, состоявших в своей основе из селитры, серы и угля, взя-
тых в различной пропорции, ио все они подбирались эмпирически
и не были подкреплены теоретическими выводами.
Лишь к концу XVIII в. стало утверждаться мнение, что на ка-
чество ракет влияет не только состав ракетного топлива, ио и ряд
других факторов, в том числе правильный выбор конструктивных па-
раметров. Это представление нашло отражение в работах по артил-
лерии и пиротехнике, опубликованных в конце XVIII — начале XIX вв.
При этом обращает на себя внимание, что практически за четыре
столетия (с XV по XVIII вв.) в конструкцию ракет и техно-
логию их изготовления не было внесено существенных изменений.
Ракеты этого периода состояли из картонной гнльзы, в верхней
части которой размещался полезный груз (звездки либо другой на-
полнитель), а остальную часть гильзы занимала ракетная камера,
служившая одновременно хранилищем для ракетного топлива и камерой
сгорания. Для стабилизации полета ракет к гильзе прикреплялся де-
ревянный брусок («ракетный хвостэ), который воспринимал давле-
26 Некоторые сведения об устройстве фейерверков в странах Востока и запад-
ной Европы приводятся в книгах см: Brock A. A. History ol Fireworks.
London, 1949; Ровииский Д. А. Описание фейерверков и иллюминаций. СПб.,
1903; Лукьянов П. М. История химических промыслов и химической про-
мышленности России. М., 1961. Т. V. С. 82—114.
18
нне встречного потока воздуха и обеспечивал сохранение опреде-
ленного положения продольной оси (phc. 1.8).
Несмотря иа то что в течение XVII—XVIII вв. ракеты не приме-
нялись в качестве боевого средства ни в одной из европейских
армий, опыты по их 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...»27 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 горя-
чим клеем. Ракетный состав состоял из смеси, содержавшей 57 % се-
литры, 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-
ний о результатах испытаний этих ракет. Не говорится ничего н об их
практическом применении. Однако появление книги Гайслера не осталось
незамеченным и вновь пробудило интерес к возможиостям боевого
использования ракет.
27 См.: Ch. F. von Geissler. Neue curiese und volkommene Artillerie... Dresden,
1718. S. 173.
19
В 1730 г. немецкими мастерамн-пиротехниками было изготовлено
большое число ракет разного калибра (вплоть до 100-фунтового)28 29.
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 прово-
дились.
К концу XVIII в. европейскими мастерами-пиротехниками был на-
коплен значительный опыт в области производства и применения пи-
ротехнических 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) ’’.
Однако все достигнутые результаты были получены эмпирическим
путем и базировались не на теоретических, а исключительно на опыт-
ных данных. К началу XIX в. не было создано ни теории взрыв-
чатых составов, ни теории конструирования ракет, ни теории их полета.
В значительной степени это объяснялось тем, что до конца XVIII в.
во всех европейских странах ракеты применялись исключительно для
устройства фейерверков н для подачи сигналов в ночное время. При
таком применении ракет требования, предъявляемые к ним, не были осо-
бенно высокими и удовлетворялись результатами многочисленных опытов
мастеров-пиротехников, так что особенно острой потребности в разра-
ботке теоретических основ ракетной техники не ощущалось.
Но в конце XVIII — начале XIX вв. вопрос о боевом примене-
нии 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 частей30.
По сведениям, приводимым одним из очевидцев этого события, ра-
кеты 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 использовались
специальные бамбуковые направляющие.
В первых полученных европейцами сведениях об индийских ракет-
ных частях говорилось, что они были созданы в 1766 г. Хайдар-Али
Майсорским, который придал подразделения ракетной артиллерии в ко-
личестве 1200 человек своим регулярным войскам. Когда эффектив-
28 См.: Malinovsky L., Bonin R. Geschichte der brandenburgisch—preussischen
Artillerie. Berlin, 1841. Th. II. S. 422.
29 См. Челеев Ф. Полное и подробное наставление о составлении уве-
селительных огней, фейерверками именуемых. М., 1824. С. 96—98.
30 См.: Munroe I. A Narative of the Military Operations, on the Coromandel
Coast... London, 1789. p. 132; Jahns. M. Geschichte der Kriegswisserschafter
vornehmlich in Deutschland, Dritte Abneilung (1740—1800). Miinchen und
Leipzig, 1891. S. 2390.
20
ность нового оружия была доказана, сын Хайдара-Али — Таппу-сагиб
увеличил (в 1786 г.) численность ракетных частей до 5000 человек.31
До последнего времени в историко-технической литературе, посвящен-
ной истории ракетной техники, было широко распространено мнение, что
в Европе к производству боевых ракет первыми вновь (после переры-
ва в период времени XV—XVIII вв.) приступили англичане, испы-
тавшие 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 иссле-
дованиям производства боевых ракет приступил В. Конгрев, аналогичные
опыты проводились во Франции. В 1791 —1798 гг. опыты над изго-
товлением зажигательных ракет проводили французские инженеры и пи-
ротехники Руджиери, Бельер и Шевалье?2
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 сигналь-
ных средств. С конца XVIII в. положение начинает существенно
изменяться. Первоначально в Индии, а затем и в ряде европейских
стран ракеты вновь стали применяться в качестве боевого средства.33
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, работав-
шие, как правило, независимо друг от друга и большей частью даже
не знавшие о других работах в этой области, один за другим вы-
двигали предложения о применении ракет в качестве боевого оружия?
Для ответа на этот вопрос необходимо еще раз вернуться к истории
развития ракетной техники рассматриваемого периода и попытаться про-
анализировать факторы, которые могли бы оказать влияние на харак-
тер этого развития, ответить на вопрос о причинах появления, чрез-
вычайно быстрого и широкого распространения, а затем быстрого спада
ракетного оружия в Европе.
Однако при попытке ответить на этот вопрос исследователи этой проб-
лемы (историки ракетной техники) сталкиваются с рядом трудностей.
Первая из них заключается в том, что никаких очевидных (за-
метных) причин, дающих удовлетворительный ответ на интересующий
нас вопрос, при первом рассмотрении обнаружить не удается. Действи-
тельно, ни анализ внутренней логики развития пороховых ракет
XVI—XVIII вв., нн рассмотрение внешних факторов (запросов прак-
тики) не дают каких-либо убедительных доводов для объяснения это-
31 См.: Hoyer. J. G. Geschichte der Kriegskunst... Gottingen, 1797; Ley. W.
Rockets, Missiles, and Men in Space. N. Y. 1968. P. 61—62.
32 Montgery. Traite des fusees de guerre. Paris, 1825.
33 Cm.: Essenwein. A. Quellen zur Geschichte der Feuerwaffen. Leipzig, 1877;
Tahns. M. Geschichte der Kriegswissenschaften vornehmlicn in Deutschland.
Bd. 21. Dritte Ab eilung. Mflnchen und Leipzig, 1891. S. 2390.
21
го, казалось бы, внезапно возникшего (а точнее возродившегося) ин-j
тереса 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-
ным 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) совершен-
ства и перед ней не возникали задачи, которые она в этот период
не могла бы решить.
В начале XIX в. боевые ракеты нашли применение первона-
чально 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 при-
менения боевых ракет, в XIX в. явился английский военный инже-
нер полковник Вильям Конгрев (1772—1828 гг.). Его работы оказали
большое влияние на последующее развитие боевых ракет, которые J
длительное время почти во всех странах носили название ракет Конгре-И
ва (Пруссия, Франция) или конгревовых ракет (Россия, Польша).И
О деятельности Конгрева имеется обширная довольно противоре-И
чивая литература35 И все же, несмотря на это, сохранилось очень мало]
данных о конструкции ракет Конгрева периода 1805—1819 гг. и об их тех- В
нических характеристиках. I
Объясняется это, по всей вероятности, тем, что в начале XIX в. ракеты В
рассматривались как весьма важное, чрезвычайно секретное оружие. В
И все, что было связано с их производством, конструкцией и тех- В
нологией их изготовления, было строжайшим образом засекречено. В
Поэтому ни в научной литературе рассматриваемого периода, ни в практи-В
ческих наставлениях по артиллерии и военному применению ракет, ни В
в книгах самого Конгрева36 мы не встречаем достаточно подробного В
описания конструкции и технологии изготовления боевых ракет. И при В
попытке воссоздания их технических характеристик нередко прихо- В
дится прибегать к сравнительному анализу, вероятностной оценке при- В
водимых материалов и другим методам историко-научного и, научно- I
технического анализа. JB
34 См.: Correard. I. Histoire des fusees de guerre. Paris, 1841; Montgenj
Traite des fusees de guerre. Paris, 1825. P. 14—89. Константинов К. Я
О боевых ракетах. СПб., 1864. С. 79—98. Я
35 См.: Hoyer. J. G. Die Brandraketen von Congreve und anderefl|
Leipzig, 1827; Fave. Etudes sur le passe et 1'avenir de’Artillerie. Paris, I87L
Pp. 89—144; Ley. W. Rockets, Missilles and Space Travel. N. Y., 1958.
Pp. 67—71; Braun W. Von, Ordway. F. History of Rocketry. N. Y., 1966.
P. 30—31; Montgery. Traite des fusees... Paris, 1825. P. 10—12.
36 Cm.: Congreve W. The Details of the Rocket System. London, 1814;
Congreve W. Concise Account on the Origin and Progress of the Rocket
System Deteils. Dublin, 1817; Congreve W. A. Treatise of the Rocket System.
London, 1827.
22
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 беспред-
метной, так как ни Конгрев, ни другие лица, работавшие в обла-
сти ракетной техники в начале XIX в., вообще не могут претен-
довать 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 нача-
ле XIX в.
Действительно, всех этих лиц нельзя рассматривать как изобрета-
телей ракетного оружия. Они лишь брали имевшие довольно широ-
кое применение пиротехнические ракеты, меняли состав их полезного
груза и вносили ряд конструктивных и технологических изменений. Имен-
но так начал свои исследования и В. Конгрев, который, узнав из опуб-
ликованных в различных книгах и журналах37 материалах об успеш-
ном применении ракет индийскими войсками в сражениях при Серингапа-
таме в 1792 и особенно 1799 гг., решил приступить к их изготов-
лению в Англии.
Первоначально (1804 г.) он приобрел самые большие пиротех-
нические ракеты, которые ему удалось достать в Лондоне, и приступил к
их испытаниям. Испытания эти, однако, дали малоутешительные резуль-
таты — дальность полета ракет не превышала 450—550 м, т. е. зна-
чительно уступала дальности полета индийских ракет.
Тогда Конгрев приступил к усовершенствованию ракет, внес ряд кон-
структивных изменений (главное из которых заключалось в замене кар-
тонной гильзы металлической трубкой) и вскоре добился увеличения
дальности полета до 1800 м, что уже делало их вполне сопоста-
вимыми с индийскими ракетами и с артиллерийскими снарядами.
В 1805 г. усовершенствованные ракеты прошли успешные испы-
тания на полигоне, в том же году их впервые пытались приме-
нить в боевых действиях во время морской операции против Було-
ии, однако без заметного успеха.
Первое удачное применение боевых ракет Конгрева состоялось в октяб-
ре 1806 г. снова против Булони, а затем в 180. г.— против Копен-
гагена. Последняя операция, вошедшая в военную историю под наимено-
ванием «сожжение ракетами Копенгагена», имела довольно большой ус-
пех. В результате массированного применения 25 тысяч зажигатель-
ных 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.
" См.: Munro. I. A Narrative of the Military Operations, on the Coromandel
Coast... London, 1789; Hoyer. J. G. Gesehiehte der Kriegskunst.. Got-
tingen, 1797 и др.
23
б)
Рис. 1.9. Ракеты начала XIX в.:
а — ракеты Конгрева (1807 г.); б — шведские ракеты (1821 г.)
Первые ракеты Конгрева были оснащены только зажигательными ве-|
ществами, что имело свои преимущества и недостатки. Известный фран-1
цузский химик де Арсе дал подробный химический анализ этих ве-
ществ38, что положило конец спорам о якобы таинственной силе, за-
ложенной 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 целесооб-
разности применения ракетного оружия.
Вопрос о боевом применении ракет имел как своих горячих сторон-
ников, так и не менее ревностных противников. Причем, как это
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
оружия и высказыванию прямо противоположных мнений о целесооб-
разности его применения. i
Сторонники принятия на вооружение боевых ракет приводили в
качестве довода такие их преимущества, как большая дальность и
большая скорострельность по сравнению с обычными артиллерий-
скими снарядами. Кроме того, подчеркивалась легкость транспортировки.
Более того, наиболее горячие приверженцы ракетного оружия (к их
числу относился и В. Конгрев) утверждали, что в ближайшем буду-
щем ракеты вообще вытеснят и заменят собой все артиллерий- j
ские орудия, за исключением корабельных. j
38 См.: Bulletin de la Societe d’Encouragement N CXX, Paris, 1814, 2. p. 135. i
24
В противовес этому противники внедрения ракетного оружия (та-
ких было большинство, причем основную массу их составляли сто-
ронники классической артиллерии) ссылались на малую эффективность
ракет, их недостаточную точность, сравнительно более высокую стои-
мость, больший расход пороха, ненадежность в эксплуатации и др.
Рассматривая вопрос о причинах в общем-то недоброжелатель-
ного отношения к принятию на вооружение боевых ракет со стороны
подавляющего большинства представителей военных кругов, в первую
очередь кадровых артиллеристов, многие исследователи склонны расце-
нивать это как естественную реакцию на слишком далеко идущие
утверждения сторонников ракетного оружия, что в скором будущем ра-
кеты заменят собой все виды огнестрельного оружия.
На наш взгляд, положение обстояло несколько сложнее, хотя несом-
ненно известную роль играли также и такие неправильные и непро-
думанные утверждения. Главной же причиной отрицательного отно-
шения большинства представителей военных кругов к боевым ракетам
являлось их неверие в этот вид оружия, основывавшееся на много-
летних безуспешных попытках использовать ракеты как боевое сред-
ство.
Первое успешное применение ракет Конгрева в 1806—1807 гг. произ-
вело большое впечатление на военных руководителей многих европей-
ских 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 задачи 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, вооружен-
ных артиллерийскими фугасными или шрапнельными зарядами.
Наибольшее развитие этот вид ракет получил впоследствии в Ав-
стрии, вследствие чего он нередко носил название ракет австрий-
ской системы (см. далее). Однако первоначально они были все же пред-
ложены Шумахером и лишь впоследствии развиты и усовершенство-
ваны Аугустином. Поэтому К. И. Константинов совершенно справед-
ливо предлагал называть их ракетами Шумахера — Аугустина.39 Сре-
ди стран, уже в первом десятилетии XIX в. проявивших интерес к
боевым ракетам, следует назвать также Россию.
Обычно в большинстве работ по истории ракетной техники вве-
дение ракет в России связывают с именем А. Д. Засядко (1779—
1837 гг.), который в 1817 г. провел ряд успешных опытов с скон-
39 См.: Constantino!!. Lectures sur les tusees de guerre. Paris, 1861. P. 79.
25
струированными им боевыми ракетами.40 Однако ознакомление с архив-
ными материалами показывает, что еще до А. Д. Засядко в России
проявлялся интерес к боевым ракетам, где этим вопросом на протя-
жении ряда лет занимался Военно-ученый комитет.’1
Первоначально предполагали, что успехи англичан в этой обла-
сти объясняются особыми качествами зажигательного состава их ра-
кет. Поэтому в первые годы усилия ученых, военных инженеров и
исследователей были направлены на определение химического состава за-
жигательного вещества английских боевых ракет.
Военно-ученый комитет дважды (в 1810 и 1813 гг.) производил
химический анализ состава английских зажигательных ракет.42 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 стре-
мительной силы ракет к перенесению на дальние расстояния обык-
новенного зажигательного состава без употребления к тому тяжелых
артиллерийских орудий».43
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 раке-
ты двух типов — зажигательные и гранатные44.
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).45
Эти результаты свидетельствовали о неплохом качестве ракет, из-
готовленных Картмазовым, так как максимальная дальность ракет
Конгрева этого периода не превышала 3000 ярдов (2740 м). В даль-
нейшем опыты с ракетами Картмазова были повторены. Результаты испы-
таний, 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).46
К этому же времени были получены первые положительные ре-
зультаты одним из выдающихся отечественных ученых артиллери-
40 Константинов К. И. О боевых ракетах. СПб, 1864. С. 63; Сонкин С. А. Рус-
ская ракетная артиллерия. М., 1952, С. 20 и др.
” ЦГВИА. Ф. 35. Оп. 4/245/ Св. 188. Д. 65.
42 Любопытно отметить, что аналогичные опыты проводились в 1814 г. во
Франции, где этим вопросом занимался известный французский ученый хи-
мйк д’Арсе.: См.: Montgery. Traite de fusees de guerre. Paris, 1825. P. 39.
43 Из доклада Военно-ученого комитета от 18 июля 1818 г. ЦГВИА. Ф. 35.
Оп. 4/245. Св. 188. Д. 65. Л. 74—74 об.
4 Сведений о ракетах Картамазова сохранилось очень мало, поэтому в
ряде случаев приходилось прибегать к их реконструкции.
45 См.: ЦГВИА. Ф. 35. Оп. 4/245. Св. 188. Д. 65. Л. 92об.
46 См.: там же. Лл. 5—7.
26
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 прово-
дит многочисленные опыты с верховыми и рикошетными ракета-
ми, изготовленными в пиротехнической лаборатории, созданной в г. Мо-
гилеве специально для этой цели. Во время этих опытов были полу-
чены следующие результаты:
4-дюймовые зажигательные ракеты
Угол возвышения 55°—760—1250 сажен
в градусах 50°—725—1229 »
45"—700—923 »
2,5-дюймовые зажигательные ракеты
Угол возвышения 35°—600—750 сажен
в градусах 30°—400—645 »
24—28"—119—624 »
18—22°—! 17—275 »
12—15°— 72—219 »
10°— 93—207 »
Таким образом, и при этих опытах максимальная дальность по-
лета четырехдюймовых зажигательных ракет достигала 2670 м. Во вре-
мя испытаний внимание обращалось не только на дальность, но и на
точность полета. С этой точки зрения многие ракеты оказались неудов-
летворительными, так как значительно отклонялись от заданного
направления.
Представляет интерес то обстоятельство, что, хотя К^тмазов и
Засядко работали независимо друг от друга, они пришли почти к ана-
логичным результатам. Предложенные ими ракеты отличались лишь вто- . ,
ростепенными деталями. Даже размеры основных конструктивных эле-
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, накоплен-
ный к этому времени русскими пиротехниками. Отсюда и традицион-
ные соотношения между калибром и длиной гильзы (1:7), размеры ка-
нала в ракетном составе, «направляющего стержня» и ряд других кон-
структивных особенностей, характерных для фейерверочных ракет. Это,
в свою очередь, свидетельствует о независимом, самобытном пути рус-
ских конструкторов.
Во Франции отношение к боевым ракетам было более слож-
ным и противоречивым. По-видимому, немалую роль сыграло то обстоя-
тельство, что первыми применили этот новый вид оружия англи-
чане — традиционные в рассматриваемый период противники фран-
цузов. 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 зажи-
гательном составах, исследование английских ракет, попавших в руки
французского командования после взятия в плеи разбитого аиглий-
27
ского судна, было возложено на известного французского химика
д’Арсе. Результаты исследования были опубликованы в Бюллетене
Общества поощрения индустрии.47
Первое значительное употребление французами ракет было под
Кадиксом48 в 1810 г. По общему мнению, применение ракет не оказа-
ло заметного влияния на ход сражений.
В этот период ракеты во Франции изготавливались в Тулоне н
Венсене, причем была создана специальная, довольно представитель-
ная комиссия, на которую было возложено усовершенствование 1
производства ракет.49 t
Однако работа этой комиссии не дала никаких положительных .
результатов н в 1813 г. французское правительство было вынуж-
дено обратиться к союзному — датскому правительству с просьбой ;
ознакомить французских представителей с успехами в производстве !
ракет, достигнутыми Шумахером. Согласие было дано, н в том же 1
году французский артиллерийский офицер Брюссель де Брюлар, озна- •
комнвшнсь 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- i
ло сделано для их усовершенствования. Перелом в отношении фран- 1
цузских военных кругов к боевым ракетам, произошел во второй поло-4
вине 20-х годов после выхода в свет книги 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 усовер-
шенствованнем. После 1813 г.50 он несколько изменил конструкцию своих
ракет, придав им конусообразную форму. Цилиндрическая металлическая
трубка, содержавшая ракетный пороховой заряд, была заменена кони-
ческой, представлявшей собой усеченный конус. Это привело к тому,
что диаметр ракет стал переменным (так, например, для ракеты 32-го ка-
либра он по всей длине колебался от 6,5 дюймов (163,1 мм) у верхнего
основания до 4,5 дюймов (112,3 м) у иижнего).
47 См/. Bulletin de la Societe d’encouragement. N CXX, Paris, 1814. P. 135.
48 Cm.: Schlipper. Beschreibung Kartetschgranaten und Kriegsraketen von
einem deutschen Artillerie—officier. Leipzig, 1872.
49 Здесь и далее сведения о работах по ракетам во Франции см.:
Montgery: Traits des fusees de guerre. Paris, 1825.
50 До настоящего времени не удалось установить точную дату перехода
Конгрева на ракеты с конусообразным корпусом и центральной направляющей.
Авторы придерживались на этот счет разного мнения. К- И. Константинов,
например, писал, что ракеты с центральным ракетным хвостом были предложе-
ны Конгревом в 1819 г. (См.: Константинов К. И. О боевых ракетах. СПб.,
1864. С. 81). Примерно такого же срока придерживается Моижери, который
также называет 1819 г. (Montgery. Trade de Fuseev guerre. Paris, 1825. P. 106).
Лей В. считает, что это произошло где-то около 1813 г. (Ley W. Rockets,
Missilles and Spase Travel. N. Y. 1968. P. 64). Видимо, этот срок является
наиболее близким к истине, так как в Английском музее артиллерии в Вулвиче
хранится в качестве экспоната одна из ракет Конгрева с центральной направ-
ляющей, относящаяся к 1815 г.
28
Введение конусообразного корпуса, в свою очередь, поставило перед
конструкторами новую проблему, связанную с креплением направляю-
щей. Прежний способ, когда направляющая крепилась к наружной
стенке ракетной гильзы, в данном случае был технически неприемлем,
и было необходимо найти 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 и при помощи винтовой нарезки крепился
к специальному выступу в поддоне.
Первоначально изменение способа расположения направляющего
стержня было продиктовано, по-вндимому, исключительно конструктив-
ными 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 явля-
лась значительно большая точность их полета, так как симметрично
расположенный стержень почти полностью исключал возможность появ-
ления 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 прикреп-
лять к ракете снаряд, гранату или бомбу с картечью, следует счи-
тать одним из первых. Нетрудно видеть, что здесь Конгрев претворяет
в жизнь предложения, которые неоднократно высказывались рядом авто-
ров работ по артиллерии и пиротехнике (Ганзеле—Hanselet, Фуртен-
бах — Furtenbach и др.).
Трудно утверждать определенно, был ли знаком Конгрев с анало-
гичным предложением Шумахера, которое было нм выдвинуто при ра-
боте над усовершенствованием датских боевых ракет, или это пред-
ложение являлось логическим развитием его концепции о полной за-
мене ракетами всех артиллерийских орудий.
Во всяком случае, Конгрев не только высказал мысль о примене-
нии боевых ракет для метания ядер, гранат и других снарядов, но и
упорно ее отстаивал, несмотря на ожесточенное сопротивление и резкую
критику со стороны военно-артиллерийских кругов.
Большое внимание Конгрев уделял применению ракет во флоте. Это
объяснялось тем, что одним из наиболее очевидных преимуществ ракет
являлось отсутствие отката, что позволяло применять их на небольших
кораблях, брандерах и даже шлюпках. Для этого требовалось устроить
лишь специальные выемки в бортах, где можно было устанавливать
ракеты, придавая нм соответствующий наклон.
Для стрельбы ракетами с морских судов Конгрев предложил спе-
циальные металлические трубки, которые, с одной стороны, должны
были направлять полет ракет, делая его значительно более точным,
с Другой стороны, эти трубочки должны были предохранять от воспла-
менения деревянные части судов при случайном попадании на них зажи-
гательного вещества.
Конгрев рекомендовал устанавливать направляющие трубки иа рас-
29
Рис. 1.10. Усовершенствованная ракета Конгрева (1815 г.)
стоянии 18 дюймов друг от друга. При этом можно было посыл ат
снаряды один за другим, как из обычного артиллерийского оруди'
или все сразу при помощи пороховой дорожки.
При рассмотрении способов применения ракет Конгрев не огранич
вался использованием их лишь для целей разрушения. В частност.
им были предложены осветительные ракеты с парашютом. Способ и
применения заключался в следующем: когда ракетное топливо полность
30
Таблица 1.1
Калибр ракет Угол запуска
20—25° 25—30° 30—35° 35—40°
19 кг '
14,5 кг 915—1100 м — 915—1370 м 1370—
{830 м
10,8 кг 900—1100 м — — —- —
8 кг 915 м —° 915—1370 м 1370 м 1830 м
и выше и выше
5,4 кг 900 м -— — — —
4 кг 730—915 м 915—1370 м —— — 1830 м
й выше
2,7 кг 700—900 м — — — —
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 кг 915 м 1830 м — — —
и выше
5,4 кг 900 м — —
4 кг 730—915 м 2010 м — — —
и выше
2,7 кг 700—900 м — — —
Таблица составлена на основании следующих источников [108, 109, НО].
израсходовано и ракета достигает наивысшей точки своей траектории,
из нее при помощи специального несложного приспособления выбра-
сывается 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 по-
мощи осветительных ракет обнаружить местонахождение судна про-
тивника. Дальности полета боевых ракет конструкции Конгрева (нача-
ло 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 хво-
стом (боковым направляющим стержнем) и ракеты с центральным
хвостом (центральным направляющим стержнем).
Первые были наиболее широко распространены в Австрии и вслед-
ствие этого нередко носили название ракет австрийской системы. Ра-
кеты с центральным хвостом были, как уже указывалось, предложены
Конгревом в первой половине десятых годов XIX в. и носили название
ракет английской системы.
31
Рис. 1.11. Две си-
стемы ракет (с бо-
ковым и централь-
ным направляющи-
ми стержнями)
Обе системы ракет имели как преимущества,
так и недостатки. Принципиальное отличие ракет ,
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, i
что ракеты с боковым хвостом не имели, как
правило, поддона, вследствие чего образующиеся
при сгорании ракетного топлива газы ничто не
задерживало и они могли свободно выходить на- ;
ружу. !
Это, по представлениям того времени, давало J
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 I
накопленной кинетической энергии. При этом по- j
ложение центра тяжести ракеты уже не менялось. |
Оба эти обстоятельства — повышение начальной |
скорости полета ракеты и постоянство положения I
ее центра тяжести на значительном участке 1
траектории — способствовали повышению точно- I
сти полета, что играло в рассматриваемый период я
существенную роль при выборе конструкции I
боевых ракет.
В ряде стран неоднократно проводились срав-.
ннтельные испытания ракет двух систем. Эти ис-
пытания показали, однако, что хотя при прицель-
ной стрельбе на небольшие расстояния ракеты с
боковым хвостом австрийской системы имели
явное преимущество перед ракетами с централь-
ным хвостом английской системы в отношении
стабильности и точности полета, но по мере уве-
личения дальности это преимущество становилось;
все менее заметным.
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-
щественного влияния, однако по мере увеличения дальности эти факторы
начинали играть все возрастающую роль. Исследователи, занимавшиеся
изучением повышения качества боевых ракет, на основании сравнительно-
го анализа ракет обеих систем пришли к выводу, что ракеты австрийской
системы целесообразнее применять для стрельбы на небольшое расстоя-
ние (до 400—500 м); в тех же случаях, когда дальность стрельбы
ракетами достигала 1000 и более метров, очевидным становилось преиму-
щество ракет английской системы с центральным направляющим
стержнем.
При выборе той или иной системы ракет наряду с тактико-техни-
ческими данными принимались во внимание также экономические, тех-
нологические и военно-производственные соображения. Ракеты с боковы-
32
мн направляющими стоили значительно дешевле ракет с центральной
направляющей, так как у ракет первого типа отсутствовала такая
трудоемкая и дорогостоящая деталь, как поддон, и их было гораздо
проще и быстрее изготавливать. Но их существенным недостатком бы-
ло то, что они являлись гораздо менее удобными при транспорти-
ровке.
Сравнительно широкое распространение боевых ракет в Европе
поставило перед исследователями, работавшими в области ракетной тех-
ники, задачу теоретического обоснования выдвинутых ими положений и
потребовало научного подхода к вопросам конструирования н производ-
ства ракет.
В первой половине XIX в. вопросы теории полета ракет находили
отражение в работах Мура51, Монжерн52, Хойера53 н других исследова-
телей. Следует отметить, что теоретические работы этого периода в
области ракетной техники носнлн довольно абстрактный характер, со-
держали 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 разви-
вались 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 исследо-
ваниями, 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 усовер-
шенствованиях и решали встававшие перед ними теоретические задачи
реактивного движения настолько отвлеченно, в отрыве от практических
потребностей, что применять их 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 отдель-
ные факторы — такие, как температура газов, нх давление с учетом
непрерывного истечения, скорость истечения продуктов сгорания и дру-
гие — при уровне науки первой половины XIX в. вообще не могли быть
определены точно аналитическим путем, так как в то время совершен-
но не были разработаны такие дисциплины, как аэродинамика больших
Скоростей, в частности газовая динамика, теория горения топлива в
51 См.: Moore. W. On the motion of roskets both in nonresisting and resesting
mediums. // “A Journal of Natural Philosophy, Chemistry and Arts” by
W. Nicholson. Zondon, vol. XXVII, 1810; vol. XXV1I1 and XXIX, 1811; vol.
XXX, 1812.
52 Cm.: $ontgery. Traite des fusees de guerre. Paris, 1825.
53 Cm.: Hoyer. J. G. Sistem den Brandraketen nach Congreve und Andern
Zeipzig, 1827.
33
не вполне замкнутом пространстве, в зачаточном состоянии находил
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 исследова-
тельские центры в области ракетостроения, к которым, в первую оче-
редь, 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 исследова-
телями, 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. несколько превышала дальность стрельбы из легких
артиллерийских орудий, однако быстрый прогресс артиллерийской тех-
ники вел к тому, что это преимущество становилось все менее заметным.
Поэтому исследователи уделяли большое внимание повышению даль-
ности полета ракет.
При этом необходимо отметить, что почти все исследователи, рабо-
тавшие над этой проблемой, недостаточно четко представляли физиче-
скую 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 значи-
тельно 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. Производ-
ство в большинстве случаев носило кустарный характер и по-прежнему
в большой степени зависело от опыта и искусства мастеров, что зна-
чительно 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 устра-
нить 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 плот-
ности его набивки, несовершенство выполнения различных технологи-
ческих 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 производ-
ству машинному, где все основные технологические процессы были бы
34
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 внесе-
нии конструктивных изменений, в частности в улучшении средств ста-
билизации. Наиболее существенное усовершенствование было разра-
ботано В. Гейлом, предложившим стабилизировать ракету в полете путем
приведения ее во вращение относительно продольной оси54 (рис. 1.12).
Вращение ракеты достигалось при помощи трех металлических лопа-
ток, устанавливавшихся в сопле двигателя под определенным углом.
Предложение В. Гейла, несомненно, представляло интерес, но ни это,
ни другие изменения в средствах стабилизации ракет (применение направ-
ляющих плаиок, дельтавидиых стабилизаторов и т. п.) в рассматривае-
мый 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 исследо-
вателем 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 Международ-
ных симпозиумах по истории астронавтики [112]).
Период, охватывающий отрезок времени с конца двадцатых до на-
чала пятидесятых годов XIX в., может быть назван периодом медлен-
ного эволюционного развития боевых ракет, во время которого специа-
листы, работавшие в области ракетного оружия, стремились повысить
их качество, не внося в то же время существенных изменений в их
конструкцию.
54 См.: Hale. W. British Patent No 1008, January 11, 1844; British Patent
No 2497, November 8, 1858; British Patent No 1220, April 20, 1862; British
Patent No 1103, April 20, 1865.
2* 35
Если в первой четверти XIX в. наиболее крупным центром в области
ракет, вне всякого сомнения, являлся Вулвич, где были сделаны наибо-
лее существенные усовершенствования ракетного оружия, которые затем
изучались и в большинстве случаев внедрялись в армиях других госу-
дарств, то после смерти Конгрева (в 1828 г.) значение этого центра
резко упало.
Без преувеличения можно отметить, что с 1828 по 1850 г. англий-
ские боевые ракеты оставались почти на том же уровне, до которого
они были доведены Конгревом. Его идеи не получили в Англии даль-
нейшего развития, хотя, как указывает ряд историков55, среди материа-
лов, оставшихся после смерти Конгрева, имелись весьма любопытные
проекты, в частности чертежи ракеты калибром 203 мм, а также разра-
ботки ракет весом 225 и 450 кг.
Пожалуй, наиболее серьезные исследования в этот период (двадца-
тые— сороковые годы XIX в.) проводились в Австрии, где разработ-
кой 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 армии56. Значительную роль в
их совершенствовании сыграло то, что Аугустин ограничился изготов-
лением ракет лишь двух калибров — 2 дюйма и 2,5 дюйма по австрий-
ской мере, что соответствовало 2,2 и 2,75 английским дюймам — и сосре-
доточил 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 соста-
ва — около 1,5 калибров57.
С конца 40-х.годов XIX в. одним из ведущих центров по разра-
ботке и совершенствованию ракет становится Петербургское ракет-
ное заведение, которое с этого времени возглавил один из крупней-
ших 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 ракето-
строения.
К. И. Константиновым был внесен ряд существенных улучшений
в конструкцию и технологию изготовления боевых ракет. Под его
руководством Петербургское ракетное заведение было почти полностью
55 См.: Лей В. Ракеты и полеты в космос. М., 1961. С. 56.
56 См.: Essays on the History of Rocketry and Astronautics. Vol. 1. P. 23—24
Константинов К. И. О боевых ракетах. СПб., 1864. С. 83—90.
57 Там же. С. 84.
.36
Рис. 1.13. Проект подводной лодки Шильдера, вооруженной ракетами (1834—
1836 гг.)
переоборудовано. Им был предложен целый комплекс мероприятий,
направленных на повышение качества боевых ракет и на обеспече-
ние 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 Константино-
вым,—устранения ручного труда и замены его машинным производ-
ством — 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 рас-
пространения 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 воору-
жаться морские суда. Следует отметить, что еще в середине 30-х го-
дов XIX в. русский военный инженер К. А. Шильдер предложил осу-
ществлять запуск ракет со спроектированной им подводной лодки
(рис. 1.13) или со специально предназначенного для этой цели ракет-
ного парохода58. Первые опыты с подволной лодкой конструкции Шиль-
58 См.: ЦГВИА, ф. 1 (Л). On. I. Д. 9271. Лл. 95—96, 111—112 об.
37
дера проводились в августе 1834 г.59 В дальнейшем он приступил к
постройке второй подводной лодки. Опыты по запуску ракет с подвод-
ных лодок продолжались до начала 40-х годов, ио не дали положи-
тельных результатов.
Кроме боевых ракет в этот период выпускались также сигнальные,
осветительные, фейерверочные и спасательные ракеты. Наибольшие успе-
хи 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 хране-
ния 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 середине 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 такти-
ко-технические показатели и качество изготавливаемых ракет. Усовер-
шенствования, вносимые в конструкцию ракетных снарядов, как прави-
ло, 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 необхо-
димость создания «математической теории конструкции и стрельбы ра-
кет»60, Константинов, однако, считал, что в рассматриваемый период
основным путем усовершенствования ракет является путь эксперимен-
тальный.
Объяснялось это тем, что процессы, происходящие в ракетах, являют-
ся настолько сложными, что при уровне развития науки середины
XIX в. они практически не поддавались аналитическому расчету. При
таких условиях экспериментальный путь был наиболее простым и есте-
ственным. Он и был выбран Константиновым и некоторыми другими
59 Там же. Лл. 30—31. об.
60 См.: Константинов К. И. О боевых ракетах. СПб., 1864. С. 98.
38
<с <г в г
Рис. 1.14. Боевые ракеты середины XIX в.:
° — русская ракета (1849 г.); б — прусская ракета (1859 г.); в — французская
ракета (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 иссле-
дования, 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 ко-
личественные зависимости и решить задачу создания ракет, способных
конкурировать с артиллерийскими снарядами.
В 60-х годах XIX столетия успехи новых нарезных орудий и про-
долговатых снарядов в отношении точности и дальности стрельбы
открыли перед артиллерией весьма широкие перспективы.
Боевые ракеты к этому времени уже существенно уступали артил-
лерийским 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.
Рнс. 1.15. Ракетный баллистический маятник К. И. Константинова
40
1
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 на-
резных орудий применить для улучшения меткости ракет принцип
вращения вокруг продольной оси. В ракетах старой конструкции, при-
менявшихся 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 стабили-
зации 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 винто-
образные каналы для выхода газов. Помимо повышения точности стрель-
бы, 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 враща-
тельного 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. Англий-
ские ракеты в этот период (в 1868 г.) применялись только в Абисси-
нии, да и то без особого успеха.
Стало совершенно ясно, что ракеты не могут, во всяком случае в
ближайшие годы, соперничать с артиллерийскими орудиями. Правда,
сторонники применения боевых ракет по-прежнему доказывали целе-
сообразность их использования и приводили в качестве доводов ряд
случаев, когда ракеты действительно оказывались выгоднее артилле-
рийских снарядов.
Однако наряду с перечисленными ранее преимуществами существо-
вали 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 рас-
смотреть 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 существен-
но 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 на-
рекания 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-
41
Таблица 1.2
[Типы орудий] Вес снаряда, хг Дальность стрельбы, м Угол возвышения, °
Гладкие длинные орудия
Полупудовый чугунный единорог (калибр 6") 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) 4,5 2560 14
Нарезные пушки, 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, We 1.
С. 67—69.
Таблица 1.3
Тип боевой ракеты Дальность стрельбы, м Угол возвы- шения, °
Русская 2" боевая ракета 1849 1000 22
Русская 4" (10-фунтовая) ракета 1860 г. 4000
Английская 3-фунтовая ракета 1854 г. 390 8
770 12
1690 25
Английская 6-фунтовая ракета 1854 г. 390 10
1000 15
2100 37
Английская 12-фуитовая ракета 1854 г. 390 10 1
1360 20 f
2730 40
Английская 24-фунтовая ракета 1854 г. 635 17
1820 27
3000 47
Французская 60-мм (3 кг) ракета 1855—1860 г. 7600 ♦
Французская 90-мм (12-фунтовая) ракета 1854 г. 5600
Французская 120-мм (49 кг) ракета 1854 г. 2700
Французская опытная ракета 1854 г. 8000
Австрийская 5-фунтовая ракета 1860 г. 900
Австрийская 4-фунтовая вращающаяся ракета 1867 г. 1400
900
Австрийская 6-фунтовая вращающаяся ракета 1867 г.
Австрийская зажигательная ракета 750 * J
* Нет точных сведений.
42
Таблица 1.4
Дальность в ярдах Отклонение в Ярдах Дальность в ирдах Отклонение в ярдах
влево вправо влево вправо
541 856 13
546 6 409 4
512 14 — 767 —- 11
60 —. — 930 — 30
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 обстоятель-
ство, 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 вра-
щающихся 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 испы-
таний 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 вы-
теснят все виды артиллерийских орудий, то в 60-х годах они в лучшем
случае допускали применение боевых ракет лишь в качестве вспомо-
гательного 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.
43
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 Кавказ-
ским, Туркестанским, Омским и Иркутским военными округами выска-
зались за прекращение производства боевых ракет, вопрос этот был
решен Артиллерийским комитетом, который в январе 1886 г. принял
соответствующее решение61.
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 доволь-
но 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 движе-
ния к решению проблемы полета относятся к средним векам. Еще в
начале IV в. Дж. Фонтана предложил применить простейшие реактив-
ные двигатели (пороховые ракеты) для перемещения по воздуху искус-
ственных 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 объеди-
нить эти два технических изобретения, которые до него разрабаты-
вались 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 твер-
дотопливных ракет для решения проблемы полета.
В 1831 г. в Италии был предложен проект летательного аппарата
легче воздуха, приводимого в горизонтальное движение при помощи
связки ракет62.
61 Журнал Артиллерийского Комитета № 12 от 16 января 1886 г. ЦГВИА.
Ф. 504. Оп. 8. Д. 1354. Лл. 4—10.
62 См.: Винтер Ф. История итальянского ракетного дела в XIX. в. // Перевод
ВТП № 79229/3. М„ 1971. С. 17.
44
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 переме-
щения аэростатов»63. Однако на основании опытов, проведенных при по-
мощи баллистического маятника, он пришел к отрицательному заклю-
чению о возможности применения ракет для полета.
Несомненный интерес представляет проект реактивного летательного
аппарата тяжелее воздуха, предложенного Н. И. Кибальчичем, лета-
тельный 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, однако при
этом он указывал, что помимо пороха существует много других медлен-
но горящих взрывчатых веществ, в состав которых тоже входят се-
литра, сера и уголь, но в другой по сравнению с порохом пропор-
ции®4.
В 1886 г. петербургский инженер А. В, Эвальд провел ряд опытов
с моделью реактивного самолета65. 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 про-
водились.
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.
Этот этап оставил заметный след в истории военной техники. Он
имел также большое значение для развития теории и техники раке-
тостроения. Именно в этот период были заложены основы теории ракет
на твердом топливе, сделаны попытки создать новое научное направ-
ление — экспериментальную ракетодинамику — и высказан ряд новых
идей, 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.
63 См.: Морской сборник, 1856, № 8. Ч. III. С. 99.
64 См.: Кибальчич Н. И. Проект воздухоплавательного прибора // Былое,
1918. № 10—11. С. 115—121.
65 См.: Эвальд А. Летательные машины. Опыты и наблюдения. СПб., 1897.
С. 36—38.
45
Глава 2
АНАЛИЗ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ
ХАРАКТЕРИСТИК И БАЛЛИСТИЧЕСКИХ
ВОЗМОЖНОСТЕЙ РАКЕТ
НА ДЫМНОМ ПОРОХЕ
2.1. ОЦЕНКА ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК
ДЫМНОГО ПОРОХА. СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ
ПРИМЕНЯВШИХСЯ СОСТАВОВ ПОРОХА
Начало использования дымного пороха как метательного и взрывча-
того вещества лежит в глубокой древности. Ф. Энгельс в статье «Артил-
лерия» для американской энциклопедии писал: «В Китае и Индии почва
изобилует природной селитрой, и вполне естественно, что местное насе-
ление 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 заимство-
вали арабы...».66 От арабов, живших в Испании, как пишет Энгельс,
знакомство с выработкой и употреблением пороха в течение XIV в. рас-
пространилось на всю Европу. Свыше пяти столетий дымный порох был
в европейских странах единственным метательным и взрывчатым веще-
ством, 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 соедине-
ния 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 артиллерий-
ского 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, применяв-
шихся 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 ча-
стей дымного пороха и объяснил механизм его горения.
66 Маркс К., Энгельс Ф. Соч. Изд. 2-е Т. 14. М., Госполитиздат, 1959. с. 898.
46
Таблица 2.1
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 нача-
лось в XVIII в., но лишь Ж. Гей-Люссак в 1823 г. установил, что при горе-
нии пороха образуются газообразные продукты СО2, СО, N2 и твердые —
K2S, K2SO4 и КгСОз- С этого времени начинается систематическое изуче-
ние 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 Артил-
лерийской академии Л. Н. Шишкова. Затем последовали исследования
по изучению горения пороха в условиях, отличных от атмосферных,
среди них 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 гг. Ими была определена теплота
взрывчатого превращения пороха, состав продуктов сгорания в зависи-
мости от рецептуры пороха, а также от давления при взрыве.
Приведем уравнение реакции горения дымного пороха, предлагав-
шееся более поздними исследователями, которые указывают на весьма
сложный состав продуктов сгорания.
По Касту [26]
74 KNO3 + 32 S+ 16 С6Н2О = 56 СО2 +14 СО + 3 СН4 + 2 H2S+4 Н2 +
35N2+19K2SO3+7K2SO4+2K2S+8K2S2O3+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 энер-
гетических характеристик пороха. По данным эксперимента, в калори-
метрической бомбе теплота взрывчатого разложения военных порохов
(см. табл. 2.1) составляла <Эж=720—730 ккал/кг (ЗОЮ—3054 кДж/кг)
[76].
Следует отметить, что углубленное изучение химической термодина-
мики дымных порохов производилось в период глубокого упадка ракет-
ного вооружения. Поэтому вне поля зрения исследователей оказались
как сами ракетные пороха, так и условия их сгорания, существенно
47
влияющие, согласно сказанному ранее, на состав их продуктов сгорания
и энергетические характеристики.
Само собой разумеется, что никто из исследователей XIX в. не пытался
определить удельный импульс тяги ракетного двигателя (РД) на дым-
ном 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 газо-
динамики 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 двигате-
ле принималось равным 0,5; 1,0; 2,0 МПа. Значения /у рассчитывались
при наземных условиях (рн = 0,1033 МПа) для вариантов: сопло-очко и
сопло Лаваля на расчетном режиме истечения (ра = р„). Результаты рас-
четов для сопла-очка представлены на рис. 2.1 в виде графиков /у в зави-
симости 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 содержа-
нием 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 конденси-
рованной фазы (45—60 %), которая сама по себе не участвует в адиаба-
тическом процессе расширения газов при истечении из двигателя, а в то же
т900
Рис. 2.1. Графики зависимости удельно-
го импульса /у ракетного двигателя иа
дымном порохе от коэффициента избыт-
ка окислителя аок и давления в ракет-
ной камере рк.
^в50
С
§
^воо
Рис. 2.2. Сравнение составов и значений
удельного импульса военных (артил-
лерийских) и ракетных порохов XIX в.
48
время аккумулирует значительную часть тепла, выделившегося при сгора-
нии топлива.
Рассмотрим, в какой мере в ракетной технике XIX в. были использова-
ны энергетические возможности дымных порохов, т. е. насколько техни-
ческий предел ракетной техники того времени отличался от физического
предела.
В целях наибольшей наглядности сопоставим значения 1У для ракет-
ных рецептур с теми значениями /у, которые могли бы быть обеспечены
в случае применения в ракетном двигателе в тех же условиях артил-
лерийских порохов. За основу для сравнения возьмем русский и француз-
ский военные (т. е. артиллерийские) пороха [29], которые хотя и разнятся
несколько по составу, но обеспечивают одинаковые значения Jy.
В табл. 2.2 приведены значения 7У ракетных порохов, отнесенные к Jy
порохов артиллерийских.
Из таблицы следует, что рецептуры порохов, применявшиеся в ра-
кетной технике, по величине /у уступали типовым артиллерийским порохам
на 2—19 %. Такое снижение /у было обусловлено уменьшенным содержа-
нием в них селитры за счет ввода дополнительных количеств угля и серы.
Переход к ракетному составу с пониженными энергетическими характе-
ристиками наглядно представлен на рис. 2.2. При этом для русского ракет-
ного пороха более высокое по сравнению с французским ракетным соста-
вом значение /у было обеспечено за счет повышенного содержания
селитры и меньшего содержания серы. Чем была вызвана подобная
корректировка состава ракетных порохов по отношению к артиллерий-
ским? Следует выделить два вида ограничений, которые накладывались
иа состав, а следовательно, и на энергетику ракетных порохов:
ограничения, связанные с технологией изготовления ракет XIX в.;
ограничения, связанные с особенностями внутренней баллистики дви-
гателей этих ракет.
Рассмотрим вначале ограничения, накладываемые технологией изго-
товления ракет. Набивка ракет порохом осуществлялась посредством
прессования. На начальном этапе, как это явствует из описания приго-
товления ракет, составленного А. Д. Засядко [95], порох запрессовывался
в ракетную гильзу ударным способом. На определенную высоту (~ 1,5 ар-
шина (1 м)) поднималась баба, которая затем сбрасывалась на дере-
вянный 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
р=2,0 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- либров) 81,3 81,1
49
с очень низким содержанием селитры. Применение механических прессов
хотя и снизило риск взрыва, но не решило полностью проблему безопас-
ности 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 по-
рохе селитры. Она также возрастала при появлении в порохе сторонних
включений, например песка. Про мастеровых Петербургского ракетного
заведения К. И. Константинов писалг «Они зиают очень хорошо, что
одна песчинка, попавшая в пороховую мякоть, может стоить нм
жизни» [29].
Вторая группа ограничений была связана с особенностями внутрен-
ней баллистики ракет XIX в., с нестабильностью рабочего давления в дви-
гателе (см. разд. 2.2). Вероятность появления пиков давления и их величи-
на возрастали с ростом энергетических характеристик пороха и скорости
его горения. Для того чтобы сделать рабочий процесс двигателя более
спокойным, необходимо было снизить' скорость горения пороха, что до-
стигалось 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 высо-
ким содержанием Селитры. Как указывалось ранее, австрийские ракеты
с боковым хвостом не имели поддона. В таком двигателе пороховые
газы, образующиеся иа поверхности ракетной пустоты, непосредствен-
но истекали в атмосферу. При этом рабочее давление в камере ие превы-
шало нескольких атмосфер. Баллистический фактор ие накладывал в
этом случае строгих ограничений иа энергетику и скорость горения соста-
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
меньших усилий при прессовании заряда. Заметим, что, несмотря на ме-
нее благоприятный химический Состав, реализуемое значение 7У у рус-
ских ракет было иа 10—15 % выше, чем у австрийских, за счет более высо-
ких рабочих давлений в двигателе.
Насколько стабильны были энергетические характеристики дымных
ракетных порохов? Их стабильность зависела, прежде всего, от постоян-
ства 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, выжжеииые
из ольхи, ивы, липы, тополя, крушины. Как показывает 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. Константинов: «Принятый способ обжи-
гания угля иа наших пороховых заводах в больших печах весьма несовер-
шенен; 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 пар-
тии к партии, а следовательно, и к разбросу его энергетических харак-
теристик.
2.2. ОСОБЕННОСТИ ВНУТРЕННЕЙ БАЛЛИСТИКИ РАКЕТ
НА ДЫМНОМ ПОРОХЕ
Важнейшим постулатом, используемым при расчете баллистических
параметров РДТТ, является геометрический закон горения, предпола-
гающий, что ракетный заряд сгорает параллельными слоями. Это позво-
ляет по толщине сгоревшего слоя пороха на основании элементарных
геометрических зависимостей определить текущее зиачеине площади по-
верхности горения S. Однако, как показывают исследования [76], горение
заряда из дымного пороха -следует геометрическому закону горения
лишь при достаточно высокой плотности пороха. П. Вьедь 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 стано-
вится несостоятельным, указывается плотность рт= 1,72 кг/дм3. Очевидно,
для ракетных порохов, сгорающих при низких давлениях, критическое
значение плотности лежало ниже. Отсюда нестабильность баллистиче-
ских параметров ракет иа дымном порохе — одни из наиболее сущест-
венных их недостатков.
Несомненным достоинством дымного пороха каю топлива для РДТТ
является его способность гореть устойчиво при низких давлениях. Соглас-
но 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 ли-
нейная скорость его горения ие зависит от начальной температуры заря-
да, 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 распро-
странения 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
и = и,р''.
По данным П. Вьеля [76], исследовавшего эту зависимость для пороха
с рт= 1,9 кг/дм3, показатель степени v = 0,33. Заметим, что эти исследо-
вания проводились уже в период глубокого упадка ракетного воору-
жения.
При разработке ракет на дымном порохе ие существовало аналити-
ческих методов определения виутрибаллистических и тяговых парамет-
ров. Лишь в начале XX в. появляются зависимости, связывающие рабо-
чее давление в двигателе р„ с параметрами заряжания (сила пороха f,
Рт, S, площадь критического сечеиия FKp). Подобная зависимость, полу-
51
ценная из условия равенства прихода газов при горении и их расхода при
истечении из двигателя, имеет вид
о- (^)д-
где % — коэффициент потерь;'
f = RTK, где Тк — температура горения пороха; <рс — коэффициент
расхода сопла;
/ / 2 \ *+!/*-(
k — показатель адиабаты пороховых газов.
Для ракет с поддоном площадь Гкр равна суммарной площади отвер-
стий в поддоне S/’otb.
Хотя использование этой формулы для ракетного двигателя XIX в.
затруднено незнанием ряда параметров, она позволяет установить ха-
рактер 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. Ти-
повые геометрические параметры русских боевых ракет середины XIX в.,
имевших такое устройство, приведены на рис. 2.3. На графике в функции
относительной доли сгоревшего топлива ф представлена характеристика
прогрессивности формы заряда a = S/So, где So — начальная величина
поверхности горения, S — текущая. Из графика следует, что при выгора-
нии 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 а определить изменение
относительного давления в двигателе р = р/р0, где ро — давление в на-
чальный момент. На рис. 2.3 приведен график зависимости р = р/ро,
рассчитанный нами при v = 0,3. Согласно графику, за время горения заря-
да 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, соответствую-
щую 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 Р = Р/Рй для такого двига-
теля повторяет график относительного изменения давления.
У двигателя без поддона (прусская и австрийская ракеты) выходное
сечение канала заряда (ракетной пустоты) являлось одновременно кри-
тическим сечением. Баллистические параметры такого двигателя при его
характерных размерах представлены на рис. 2.4. Поскольку площадь сече-
ния канала FKp растет быстрее, чем поверхность горения, давление в
процессе горения падает. Тяга двигателя, определяемая произведением
рГкр, меняется сравнительно слабо. Для такого варианта представлялось
возможным обеспечить более высокую начальную тяговооруженность.
52 j
г
Рис. 2.3. Баллистические характеристи-
ки двигателя с поддоном, рассчитанные
при типовых значениях русских боевых
ракет середины XIX в.
(dn/DK=0,333, Ln/PK=5, 2FOTB/FB=
= 0,2)
Рис. 2.4. Баллистические характеристи-
ки бессоплового ракетного двигателя
Существенным его недостатком был низкий уровень рабочих давлений,
ЧГо обуславливало значительное понижение удельного импульса тяги
по сравнению с двигателем, имеющим поддон (на 14—17 % при одинако-
вом 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
Ар __ 1 Г Ар, । AS । Aui Д/ A(2FOTB) ]
р '1-v Ip. + S ' + 2/ 2FoTB J 1 '
Основными факторами, обуславливающими нестабильность давления,
следует считать разброс силы пороха f = ftfK и единичной скорости горе-
ния ui (коэффициента в степенном законе скорости горения пороха).
Причины разброса энергетических характеристик пороха, которые
обуславливают также разброс силы пороха f, были рассмотрены в
Разд. 2.1.
53
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 геометри-
ческого закона горения в зависимостях (2.1) и (2.2) находят отражение
в изменении значения и\. Снижение плотности может сказаться также
На показателе степени v, который при этом возрастает. Кроме того,
плотность сама по себе входит в рассматриваемые зависимости. Указан-
ные 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 соста-
вить по результатам стендовых испытаний 3-дюймовой осветительной
ракеты, проведенных в 1907 г. на Николаевском ракетном заводе. Со-
гласно экспериментам, даже при сжигании небольших партий двигате-
лей (5—8 штук) максимальная разность тяг составила 20—25 %, а раз-
ность 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 техниче-
ского решения, как пакетирование даигателей, позволявшего резко уве-
личить полезный груз, переносимый ракетой. Разнотяговость и разно-
временность работы двигателей, соединенных в пакет, приводили к по-
явлению 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
dp j (А I—гСГ- v^S RCI—ydS
dt 1-V V февГкр f ° dt “ °
Поскольку dS/dt = 2 nL„U\p\ после ряда пребразований приходим к за-
висимости
’ Bdt (2.3)
Р2' 1 —V ’
Интегрируя (2.3) и переходя от соотношения давлений к соотношению
площадей поверхности горения, получаем формулу Для определения вре-
мени горения заряда в ракете с поддоном
1-у Г 1 So
1—2v l 'So' -I 2n£„uipo'
(2.4).
54
2.3. ОЦЕНКА БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ВОЗМОЖНОСТЕЙ РАКЕТ
НА ДЫМНОМ ПОРОХЕ
Баллистические возможности ракет на дымном порохе будем оцени-
вать их максимальной дальностью стрельбы Хт и относительной массой
полезного груза, доставляемого ракетой.
При оптимальном угле бросания 0о(Опт) (обычно он близок к 45°) мак-
симальная дальность стрельбы является функцией — скорости ракеты
по окончании работы двигателя и с — ее баллистического коэффициента.
Скорость vA в первом приближении определяется значением vm, рассчи-
тываемым по формуле К. Э. Циолковского, которую можно представить
в виде^ ?
(2.5)
? >: ’ 1 + т„„/а
где тпв=— относительная масса полезного груза; тпи — приведен-
ии»
ная масса полезного груза, включающая наряду с самим полезным гру-
зом массы стабилизатора (хвоста) и крепежных.деталей; а — массово-
конструктивная характеристика двигателя, равная отношению массы
конструкции двигателя ткд к массе топлива: а — ткл/тг.
Из формулы (2.5) следует, что максимальная скорость ракеты при
принятом значении т„„ определяется двумя параметрами двигателя —
значениями /у и а.
При использовании зависимости (2.5) в нее нужно подставлять значе-
ние 7у(оп), реализуемое на практике. Значение /у(0П) отличается от значения
/у, полученного в разд. 2.1, на величину потерь, которые при термодина-
мических расчетах учесть не представлялось возможным. Поскольку, как
уже отмечалось, при разработке ракет XIX в. значения Jy^n} никем
ие определялись, встает аопрос о восстановлении этой важнейшей харак-
теристики расчетным путем.
Наиболее простым и надежным является определение Jy<pn] 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 Ln под углом возвышения 45° с бое-
выми частями весом ^вн=1/4 и 1/2 пуда (т6ч = 4,095 и 8,190 кг).
При столь больших массах боевых частей скорости полета ракет полу-
чались настолько малыми, Что учет влияния лобового сопротивления
являлся излишним, и можно полагать, что максимальная скорость раке-
ты и Дальность связаны параболической зависимостью (стрельба в пусто-
те). Чтобы от скорости vn, определяющей параболическую дальность,
перейти к скорости, определяемой по формуле К. Э. Циолковского, нужно
учесть действие силы тяжести за время работы двигателя:
n„, = p„ + gsin 0-т, (2.6)
где. время т определяется по формуле (2.4).
Из полученной скорости используя упрощенную формулу
К- Э. Циолковского, погрешности которой в данном диапазоне скоростей
Hfe превышают 0,1 %, можно определить значение /у(оп).
Для того чтобы исключить ошибки расчета, связанные с погрешно-/
стями в определении пассивной массы ракет (наличие переходников и
крепежных деталей, масса которых нам неизвестна), была использована
разностная формула
_ т„— т„, 1 _
Л(оп)-----Wt , — -
= 1 ..._ , (2.7)
Шт 1 1
где тбЧ1 =8,190 кг, тбч_, = 4,095 кг; vmi — скорость ракеты при
/пбч; vm2 — скорость ракеты при тбЧ!.
Результаты расчетов приведены в табл. 2.3. Среднее значение удель-
ного импульса, рассчитанное по всем экспериментальным точкам, состав-
ляет 759 м/с.
Разброс данных характеризуется среднеквадратической ошибкой
=6,4 %. Если из расчета исключить последнюю точку (£п=
=9,75 дюйма), имеющую наибольшее отклонение от среднего значения
(11,3%), то среднее значение удельного импульса составит 777 м/с,
при среднеквадратичном о///уср=3,8 %.
Сопоставление полученных значений /У(ОП) с термодинамическими зна-
чениями /у позволяет оценить величину потерь /у, которые составляют
7-10%.
Массово-конструктивная характеристика для двигателя с поддоном
определяется как
а„ WRa + ntr + fflr.e ^2 8)
т, ’
где тпд — масса поддона; тг — масса гильзы; тгх — 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, дюммы/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 '
шт кг 0,387 0,458 0,529 0,598 0,671 0,742'
саж/м 7/14,9 32/68,3 42/89,6 48/102,4 62/132,3 125/266,7
Хг саж/м 29/61,9 58/123,8 89/189,9 133/283,8 188/401,1 217/463,0
м/с 20,1 28,3 36,0 38,0 43,6 45,7
«т, м/с 31,3 41,0 49,2 58,6 68,4 73,1
/„ м/с 777 813 778,6 782,8 733 670
Л7 о/ ♦ V /О 1 +2 + 7,1 +2,5 +3,1 -3,5 — 11,5
АГ О/** У '° | 0 +4,6 +0,2 +0,7 —6,0 —
* По всем экспериментальным точкам;
** по первым 5 экспериментальным точкам.
56
Рис. 2.5. Зависимость дальности стрель-
бы ракеты на дымном порохе (dn=
=100 мм) от относительной массы по-
лезного груза тпн=тпи/т0:
1 /у (оп>=770 м/с; 2 — Jy (ОП) =
=690 м/с
С ростом коэффициента а прн заданной массе полезного груза ско-
рость vm, приобретаемая ракетой за время работы двигателя, падала.
Это неизбежно влекло за собой снижение дальности стрельбы.
Вторым фактором, определяющим дальность, является баллистиче-
ский коэффициент, определяемый по формуле
с= 10э,
т„
где ch, — калибр ракеты, м; т„ — масса ракеты после сгорания заряда
(пассивная масса), кг; i — коэффициент формы.
Как показывает анализ баллистических данных 97-мм французской ра-
кеты, 3-дюймовой осветительной ракеты, коэффициент i для них по отно-
шению 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 относитель-
ной массы полезного груза для 100 мм ракеты при а = 0,6. Дальности
были рассчитаны для двух вариантов порохов: русского ракетного поро-
ха 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) = 690 м/с. Из графиков следует, что для ракет на
дымном порохе при калибре 100 мм при низких значениях тт можно
было получить дальности порядка 7—9 км. Известные нам образцы име-
ли значительно меньшие дальности (4—5 км), поскольку они были снаб-
жены более тяжелой боевой частью (пгпи = 0,36—0,30). Дальностью по-
ступались в пользу силы действия ракеты у цели. Такой подход в значи-
тельной мере был обусловлен тем, что с ростом дальности резко возраста-
ло рассеивание ракет. Отсутствие приборов контроля и управления стрель-
бой 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°С. При та-
кой 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 исклю-
чалось просачивание газов внутрь пороховой структуры [7 ]. Порох
57
сгорал параллельными слоями, что позволяло обеспечить Стабильность
баллистических параметров двигателя. Отпадалв необходимость смачи-
вания 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 горя-
чим прессованием, нашли применение в немецком 158,5-мм ракетном сна-
ряде к 6-ствольиому миномету в период его отработки в канун второй миро;
вой войны. Однако этот анахронизм был впоследствии устранен заменой
дымного пороха дигликолевым (см. гл. 6).
При оценке баллистических возможностей ракет на дымном порохе
нами к массе полезного груза была отнесена масса деревянного хвоста,
поскольку он также принимал участие в поражении цели. При ударе ра-
кеты о грунт хвост ломался на несколько кусков, которые, разлетаясь
в стороны, наносили своими острыми концами страшные раны как лю-
дям, 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 3 ".
ОПЫТНЫЕ РАБОТЫ ПО РАКЕТАМ НА
ТВЕРДОМ ТОПЛИВЁ КОНЦА XIX-
НАЧАЛА XX вв.
Длительное время в отечественной и зарубежной историко-науч-
ной и научно-технической литературе было широко распространено
мнение, что в конце XIX — начале XX вв. после снятия боевых ракет
с вооружения во всех странах мира интерес к ракетам был почти
полностью утрачен, исследовательская работа в области пороховых
ракет была фактически прекращена и возобновилась лишь в годы,
непосредственно предшествоваашие первой мировой войне.
Эта точка зрения нашла отражение во многих научно-исследова-
тельских и научно-популярных работах по истории ракетной тех/
ники67 и до последнего времени не подвергалась сомнению. Однако
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 В настоящее время в распоряже-
нии историков науки и техники, показывает, что, несмотря на снятие
боевых ракет с вооружения, в ряде стран продолжалась исследова-
тельская работа по совершенствованию пороховых ракет. Объяснялось
Это как широким распространением, которое получили в это время
осветительные ракеты, так и стремлением отдельных изобретателей
в? См.: Соикин М. Русская ракетная артиллерия. М., 1952; Шуваев Н. А.
Историко-критический анализ развития основ механики переменной массЫ-
Диссертация. Горьковский государственный университет, 1955; Ляпунов Б. В.
Ракета. М., 1960; Лей В. Ракеты и полеты в космос. М., 1961 н др. работы.
58
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 соот-
ветствующих 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 воору-
жения, Андреев пришел к правильному выводу, что главными недостат-
ками 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 (ракет-
ных 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 несовер-
шенством ракет прежнего типа — малой суммарной площадью отверстий
истечения газа и недостаточной длиной гильзы.
Исходя из приведенных выше соображений, Андреев пришел к выво-
ду, 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 со-
ставляла бы продолжение оси гильзы, причем указывал, что при извест-
ных в то время способах производства железных труб и гильз стабили-
зирующему стержню может быть придана довольно точная цилиндри-
ческая форма.
Предложенная им боевая ракета с трубчатым хвостом состояла из
гильзы листового железа, к которой крепился стабилизирующий стер-
жень, представляющий собой полую трубку также из листового железа.
В передней части ракеты помещался снаряд-граната или шрапнель.
Введение указанных изменений в конструкцию боевых ракет позво-
лило бы, по мнению автора проекта, увеличить скорость полета двух-
дюймовых 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
комитета, который, однако, принял решение отклонить его.
66 См.: Андреев. Боевые ракеты с трубчатым хвостом. Архив ВИМАИВС,
ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 246. Лл. 245—248. ..
59
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. Неизвест-
но также, имели ли доступ к этим материалам и знакомились ли с
проектом Андреева лица, работавшие в дальнейшем над усовершенство-
ванием 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 усовершенствова-
нию 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 возможность у-, менять крылья тремя
планками, расположенными по ребрам правильной трехгранной пира-
миды, совпадающей осью с осью ракеты, поставленной в вершине
пирамиды»69, однако из приведенного сообщения неясно, о каких ра-
кетах — 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 настоя-
щего 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 ве-
щества только что изобретенного нитроглицерина.
Наиболее подробно вопрос об исследованиях Унге в области ракет-
ной техники изучил шведский ученый А. И. Скоог, изложивший резуль-
таты своих исследований в 1969 г. на III Международном симпозиуме
по истории астронавтики70. Ниже приводятся сведения, почерпнутые
главным образом из материалов доклада Скоога.
Первая ракета конструкции Унге (рис. 3.1), испытанная в 1892 г.,
была изготовлена из меди с толщиной стенок 1 мм. Длина ракеты
составляла 150 мм, диаметр — 20 мм. Коническая поверхность, под-
верженная горению, устанавливалась своим основанием на верхнюю
часть ракеты; это означало, что для придания ракете поступатель-
ного движения направление газа должно быть изменено на 180°. Пово-
рачивание газа обеспечивалось при помощи купола, установленного
в верхней части ракеты. Наибольшим недостатком данной конструкции
являлось сильное нагревание купола и даже самого корпуса ракеты
при изменении (повороте на 180°) направления потока истекающих
газов.
Другие две конструкции ракет, разработанные Унге, напоминали
ракеты конструкции Гейла, однако содержали ряд усовершенствова-
ний и изменений. Две выхлопные трубки вырезались вдоль центральной
69 См.: Журнал Артиллерийского комитета № 400 от 24 июля 1902 г //
Архив ВИМАИВВС. Ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 349. Л. 299. См. также «Артил-
лерийский журнал». 1902. № 11. Отдел официальный. С. 357.
™ См.: Скуг А. И. Вильгельм Теодор Унге и его вклад в ракетную технику //
Из истории астронавтики и ракетной техники. Вып. 2—3. М., 1979. С. 105—118-
60
оси с противоположных сторон и сгибались на концах, образуя свое-
образные лопасти, заставлявшие ракету при истечении газов вращать-
ся 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 ко-
торых не оказался достаточно эффективным.
Продолжая поиски наиболее эффективного способа сообщения ра-
кетам вращения, Унге успешно решил эту задачу, разработав в i 896—
1897 гг. газовую турбину, основанную на применении в ракетной тех-
нике принципа сопла Лаваля. Скоог приводит в своей работе чертеж
газовой турбины Унге (рис. 3.2), взятый из патентной заявки, зарегист-
рированной в Швеции под № 1025771. Содержание этой заявки, ука-
зывает 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 прин-
ципа сопла Лаваля72. В этой же заявке было впервые применено назва-
ние «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, пред-
ставляющей собой простой набор цилиндрически расположенных на-
правляющих планок.
71 См. там же. С. 107.
72 См.: так же. С. 107—108.
61
Рис. 3.2. Газовая турбина (шведский патент 102S7)
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 экспери-
ментов по улучшению качеств бездымного нитроглицеринового пороха
(баллистита), изобретенного Нобелем в 1888 г.. Первый из известных
удачных запусков ракеты иа бездымном порохе — баллистите (рис. 3.3)
состоялся 12 сентября 1896 г. в Стокгольме73 74.
Завершив проект газовой турбины н проведя с ней ряд испытаний,
Уиге пришел к выводу, что баллистит является трудноуправляемым
топливом, кроме того, он дает газов меньше, чем ружейны6 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 заправ-
ленном виде, так как топливо усаживалось и трескалось в процессе
усыхания.
В течение второй половины 90-х годов Унге удалось решить и проб-
лему длительного хранения заправленных ракет. Многочисленные испы-
тания и эксперименты показали, что если к ружейному пороху доба-
вить 0,1—0,6 % нелетучего масла, то такое ракетное топливо сохра-
73 См. так же. С. 109.
74 См : там же. С. 109.
62
няет способность расширяться и'
после его уплотнения в корпус^
ракеты.
Переход на удобное для хране-
ния ракетное топливо и применение
газовых турбин дали возможность
поставить вопрос о повышении
давления в камере сгорания. В свя-
зи с этим Унге отказался от приме-
нения 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 разви-
тии ракетной техники рассматри-
ваемого периода. При помощи при-
менения несложного приспособле-
Рис. 3.3. Первая известная ракета на
бездымном порохе
ния ему удалось в значительной
степени решить эту проблему и добиться значительного повышения точ-
ности 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 зарубеж-
ных государств, шведские военные власти ие оказали 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 обо-
рудование7’.
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-
тами 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 зани-
мались И. В. Воло вс кий, Н. В. Герасимов, С. В. Карабчевский,
М. М.. Поморцев, Н. А. Сытенко, В. И. Эииатский и другие инженеры
н изобретатели.
Из работ этого периода наибольший интерес представляют иссле-
дования М- М. Поморцева, Н- В. Герасимова и И. В. Воловского.
М. М. Поморцев предложил создать своего рода «реактивный планер»,
который приводился бы в движение при помощи трехдюймовой осве-
тительной ракеты, прикрепленной к трубчатому стержню, связанному
тонкими стальными проволоками в параллелограмм с трубчатой осью
планера* 76.
76 См. там же. С. 109.
76 См.: Архив ВИМАИВС, ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 349. А. 275.
63
Он предполагал использовать подъемную силу своего планера для
поддержания светящего состава (или иного снаряда), а его устой-
чивость в воздухе — для замены хвоста ракеты. По предваритель-
ным расчетам, проведенным в 1902 г., дальность полета такого пла-
нера 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 го-
рящим составом.
На первый взгляд, опыты Поморцева были аналогичны опытам Эваль-
да, однако целевая установка их была совершенно иной. В то время
как Эвальд стремился использовать движущую силу ракет для приведе-
ния 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 рас-
стояния.
Первая серия опытов проводилась с сигнальными ракетами и перво-
начально носила скорее аэродинамический характер. «Цель описывае-
мых ниже опытов с ракетами,— писал Поморцев в 1903 г.— заклю-
чалась 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»77.
В первую очередь Поморцев приступил к исследованию вопроса об
улучшении стабилизации полета ракет. Им был предложен ряд стабили-
зирующих устройств (рис. 3.4), которые, по его мнению, должны были
существенно повысить дальность и точность полета ракет. Обратив-
шись 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. Приспособ-
ление таких поверхностей к ракетам могло бы придать последним
значительную меткость при переносе взрывчатых веществ и светящихся
составов на большие расстояния, образуя род воздушных торпед»78.
В результате двухлетних опытов над пороховыми ракетами Помор-
цеву удалось добиться ряда положительных результатов. В докладной
записке, представленной в апреле 1905 г. в Артиллерийский коми-
тет, он писал: «Опыты с 3-дюймовымн ракетными гильзами существую-
щего типа и движимыми пороховыми газами, предпринятые мною два
года тому назад на средства, ассигнованные Артиллерийским коми-
тетом, 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-
; 77 См.: Поморцев М. Опыты по применению разной формы поверхностей к
движущимся ракетам // Архив ВИМАИВВС, ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 349. Л. 372.
78 См.: архив ВИМАИВС, ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 349. Л. 299.
64
**ис. 3.4. Ракеты со стабилизирующими поверхностями, предложенными М. М. По-
морцевым
65
ности полета ракет, предполагая их затем применить к бросанию раз-
рывных снарядов, можно считать достигнутой. Ракетные гильзы с при-
данными им приспособлениями при спуске достигают дальности в
2—3 версты, описывая правильные траектории, напоминающие собою
траектории шаровых снарядов, выброшенных из мортир»79.
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 соста-
вом были заменены тяжелыми конусами, а деревянные хвосты — сталь-
ными направляющими, установленными на конце гильзы, могут дости-
гать дальности «до 3—4 верст при весьма правильном их движении»80.
Положительные результаты, достигнутые при опытах с осветитель-
ными ракетами, дали Артиллерийскому комитету основание вновь вер-
нуться к вопросу о разработке конструкции боевых ракет. При этом
Поморцеву было предложено разработать два типа боевых ракет: зажи-
гательных (если возможно с применением термита) и бризантных.
В отношении возможности применения картечных ракет Артиллерий-
ский комитет высказался отрицательно, считая, что «скорость ракеты
в момент разрыва оболочки, заключающей пули, будет недостаточна,
чтобы сообщить пулям скорость, необходимую для надлежащего кар-
течного действия их»81.
К намеченным опытам, однако, удалось приступить лишь во второй
половине 1907 г.82 В их проведении принимали участие М. Поморцев,
начальник пороховой мастерской Николаевского ракетного завода под-
полковник 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 положи-
тельную 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. Констан-
тинов настойчиво проводил мысль о значении научно-технических иссле-
дований для дальнейшего развития ракетной техники, комитет под-
черкнул, что в рассматриваемое время при совершенстве современных
артиллерийских орудий научно-техническая разработка вопросов, свя-
занных с ракетным оружием, приобретает особое значение. «Поэтому,—
указывалось в журнале комитета,— имеет большую важность то об-
стоятельство, что опытами прошлого 1907 г. на Николаевском ракетном
заводе положено начало для лабораторного научно-технического иссле-
дования ракет»83.
Артиллерийский комитет отметил в заключение, что проведенные
исследования, являясь первыми опытами подобного, рода, ие смогли
79 См.: архив ВИМАИВС, ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 417. Л. 295. S
80 См.: журнал Артиллерийского комитета № 62 от 27 января 1906 г. w
ЦГВИА, ф. 504. Оп. 8. Д. 1445. Л. 18. И
81 См.: там же. Л. 20. 'Ilf
82 См.: журнал Артиллерийского Комитета № 357 от 5 апреля 1908 г. Ц
Архив ВИМАИВС, ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 585. Лл. 45—54. j
83 См.: журнал Артиллерийского Комитета № 357 от 5 апреля 1908 г. 77
Архив ВИМАИВС, ф. Арткома. Оп. 39/8. Д. 585. Л. 52. =
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 про-
ведению 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 Помор-
цева разочаровали представителей Артиллерийского комитета, которые
ожидали получить на основании этих испытаний такие данные, «благо-
даря 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 прекраще-
нии опытов с ракетами Поморцева. «Артиллерийский комитет,— гово-
рилось 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, проведен-
ные М. М. Поморцевым в 1902—1909 гг., следует отметить, что они
представляют несомненный интерес и свидетельствуют, что в начале
XX в. в России проводились серьезные исследования в области конструи-
рования ракет, изучения процесса горения порохового заряда, способов
стабилизации полета ракет и других вопросов, связанных с усовершенст-
вованием ракет на твердом топливе.
Следует отметить, что в начале XX в. над возможностью использо-
вания 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 косми-
ческом пространстве», написанном им в 1907 г. в период обучения в
Вустерском политехническом институте, в качестве примера ракет-
ного топлива приводил бездымный порох (кордит)86.
В дальнейшем он в своих теоретических расчетах еще несколько раз
рассматривал нитроглицериновый и пироксилиновый пороха, а в сере-
дине 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 воздухо-
плавания н авиации, давали все основания предполагать, что в будущей
войне воздушный флот сыграет немаловажную роль в ходе военных
84 См.: журнал Артиллерийского комитета № 86 от 27/1— 1910 г. // Архив
ВИМАИВС, ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 585. Л. 434 об.
85 См.: там же. Л. 436.
86 См.: Пионеры ракетной техники. Гансвиндт, Годдард, Эсно-Пельтри, Оберт,
Гоман. Избранные труды (1891 — 1938). М., 1977. С. 28.
87 См.: The Papers of R. H. Goddard. N.—Y. 1970. P. 338.
3* 67
I
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 аппа-
ратам были проведены в 1909 г. близ города Сестрорецка. Результаты
испытаний оказались совершенно неудовлетворительными. Как указыва-
лось в журнале Артиллерийского комитета, «от обстреливания воз-
душных шаров ракетами пришлось отказаться совсем, ввиду выяснившей-
ся во время опытов почти заведомой бесцельности такого обстрели-
вания: при медленном полете ракет и малой меткости их бросания
нельзя рассчитывать хотя бы приблизительно бросить ракеты вблизи
аэростатов, если последний движется»88.
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 гироскопи-
ческой ракеты, предложенный военным инженером Н. В. Герасимовым.
Проанализировав возможные средства борьбы с воздушным флотом
противника, ои пришел к заключению, что прямое попадание в дви-
жущийся 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 неудовлетворитель-
ная 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 заключе-
нию, что «главные причины их малой меткости заключались:
1) в отсутствии устойчивости главной оси ракеты во время полета
В воздухе;
2) в чрезмерной длине ракеты, доходившей до 25 калибров (счи-
тая, конечно, с хвостом);
3) в изменении положения центра тяжести системы по сгорании
ракетного состава;
4) в недостатках изготовления ракетного состава, постепенно наби-
ваемого в очень длинные трубки»89.
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, состав-
ляющих гироскоп, с такой скоростью, при которой ось ракеты полу-
88 См.: журнал Артиллерийского комитета № 277 за 1909 г. // Архив ВИМАИВС, •
Ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 704. Л. 243.
89 См.: Герасимов Н. В. Жироскопнческая ракета // Архив ВИМАИВС, ф. Арт-
кома. Оп. 39/3. Д. 577. Л. 14.
и ' л
Рис. 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 ра-
кетного состава, и устойчивость оси получится до начала горения
движения ракеты по трубе станка. После сгорания ракетного со-
става скорость вращения турбин будет поддерживаться возду-
хом, входящим в отверстие в голове ракеты и двигающимся
с большой скоростью вследствие разности давлений воздуха на го-
лову 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 жиро-
скопической) ракета (рис. 3.5) состояла из двух основных частей:
цилиндрической гильзы, в которой находился ракетный состав, и от-
сека, в котором помещался гироскоп91.
Им был разработан также другой вариант гироскопической ра-
кеты (см. рис. 3.5), отличавшийся от первого расположением ги-
роскопа в центре тяжести системы и приданием колесам турбин
формы, близкой к общепринятому гироскопу. Разделение ракет-
ного состава на две части давало возможность уменьшить высо-
ту пороховых шашек (до 13 см вместо 24). Кроме того, умень-
шалась величина перемещения центра тяжести системы при сгорании
ракетного состава (при первом варианте максимальное перемещение
69
равнялось 28 мм, при втором — 17). Недостаток второго варианта,
по мнению Н. В. Герасимова, заключался «в некоторой потере дви-
гательной силы газов передних цилиндров, которые должны несколь-
ко менять свое направление»92.
Большой интерес представляет то, что Герасимов предлагал ис-
пользовать разработанную им гироскопическую ракету не только
для борьбы с воздушным флотом противника, ио и для приве-
дения в движение летательных аппаратов, т. е. в качестве авиацион-
ного двигателя.
В октябре 1909 г. им была заявлена (охранительное свиде-
тельство № 40945), а в феврале 1912 г. получена привилегия № 21024
«на устройство для приведения в движение летательных аппара-
тов».
Его проект осуществлен не был, однако нетрудно убедиться,
что предложенный им двигатель представляет несомненный интерес.
Н. В. Герасимов был горячим сторонником принятия на воору-
жение боевых ракет и хорошо понимал перспективы этого вида бое-
вого оружия. «Посредством ракет,— писал он,— человек будет гос-
подствовать, оставаясь на земле и в воздушных сферах, так как
несомненно, что ракеты могут всегда летать скорее и выше, чем любой
воздушный аппарат, управляемый человеком»93.
Он указывал, что значение гироскопических ракет не ограничи-
вается применением их для борьбы с воздушным флотом противника.
По его мнению, гироскопические ракеты могли найти широкое при-
менение 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 преи-
мущества дешевого, легкого, иеизиосимого ракетного станка без от-
дачи перед дорогой, тяжелой, недолговечной пушкой»94.
Особенно подчеркивал Герасимов то обстоятельство, что для России,
уступавшей ведущим европейским странам по мощи артиллерии, за-
мена крупных орудий ракетами будет, безусловно, выгодна. «Таким
способом,— писал он,— мы не только догоним Европу, ио по силе
вооружения можем идти впереди ее»95.
В конце 1909 г. Герасимов приступил к проведению предваритель-
ных испытаний, во время которых он предлагал:
«1) исследовать свойства ракетных газов;
2) разработать конструкцию механических устройств;
3) испытать меткость ракет стрельбой, приспособив для этого ги-
роскоп к существующим 3-дюймовым ракетам»96.
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, разви-
ваемого в камере сгорания, и силы тяги ракеты (Герасимов называл
92 См.: Герасимов Н. Жироскопическая ракета // Архив ВИМАИВС,
ф. Арткома, Оп. 39/3. Д. 577. Л. 21.
93 См.: там же. Л. 14 об.
94 См.: там же. Л. 15 об.
95 См.: там же. Л. 15 об.
96 Из доклада военного инженера Герасимова // Архив ВИМАИВС, ф. Артко-
ма. Оп. 39/3. Д. 577. Л. 138.
70
эти величины соответственно внутренним и внешним давлением). Из-
мерения проводились при помощи самопишущих приборов фирмы
ришар.
На основании анализа полученных кривых Герасимов пришел к за-
ключению, что сила тяги ракеты зависит:
«1) от количества газов, выделяемых йри горении ракетного
состава в известный промежуток времени;
2) от скорости их в отверстии минимум;
3) от времени, в течение которого газы приобретают указан-
ную скорость»97.
В феврале — мае 1910 г. Герасимов провел ряд опытов с гиро-
скопической ракетой, которые, одиако, показали, что применение скон-
струированного 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, получен-
ного при испытании гироскопических ракет, предложенных Н. В. Гера-
симовым, Комиссия по рассмотрению гироскопической ракеты инжене-
ра Герасимова пришла к следующему заключению;
«Как предварительные опыты по сжиганию ракет иа месте (с опре-
делением 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 ре-
зультатов в смысле получения хоть небольшой дальности и правиль-
ности полета ракет (в обоих отношениях эти ракеты уступают даже
нашим 3-дюймовым светящим ракетам старой конструкции).
Является невозможным определить, следует ли отнести получавши-
еся все время исключительно неблагоприятные результаты к кон-
струкции 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 благоприят-
ных результатов».98
Почти одновременно с Н. В. Герасимовым проекты ракет, пред-
назначавшиеся для борьбы с воздушным флотом противника, разра-
ботали инженер Н. А. Сытенко (1909—1910 гг.) и бывший вице-
директор Путиловского завода И. В. Воловский (1912 г.).
Предложенная инженером Н. А. Сытенко аэроракета предназна-
чалась 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-
97 См.: там же. Л. 140.
98 См.: Журнал заседания Комиссии от 3 лполя 1912 г. // Архив
ВИМАИВС, ф. Арткома. Оп. 39/9. Д. 577. Л. 348 об.
71
Рис. 3.6. Проект ракеты конструкции И. В. Воровского
которым увеличением силы тяги возрастет также и сопротивление
воздуха вследствие увеличения площади поперечного сечения аэро-
ракеты; на правильность же полета будет влиять еще одна до-
полнительно вводимая причина разнообразия — неодинаковость го-
рения форсового состава кйждой из ракет, расположенных вокруг
общего хвоста.
Вследствие изложенного выше Артиллерийский комитет пришел к.вы-
воду о непригодности предложенной аэроракеты для борьбы с лета-
тельными аппаратами противника и отклонил проект Н. А. Сытенко".
Значительный интерес представляют работы И. В. Воловского, ко-
торый в апреле 1912 г. представил в военное министерство России
проект вращающейся ракеты, предназначенной для военных целей
(рис. 3.6), а также проекты двух многозарядных пусковых установок
для стрельбы ракетами с движущихся автомобилей и аэроплацов99 100.
И. В. Воловский предполагал добиться повышения дальности и
точности стрельбы ракетами за счет замены деревянного стабилизи-
рующего стержня полой металлической трубкой, являвшейся продол-
жением ракетной гильзы, а также за счет придания ракетам вра-
щательного движения при помощи плоскостей, расположенных ради-
ально с небольшим уклоном к оси трубки.
Предполагалось, что часть газов, образующихся при сгорании поро-
хового 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 назем-
ных и летательных аппаратах: ракетной батареи и ракетной митраль-
езы, которые можно рассматривать квк прообраз будущих миого-
зарядных пусковых установок.
Ракетная батарея (рис. 3.7), предназначавшаяся для установки на
автомашине, должна была состоять из определенного числа направ-
ляющих, равного числу ракет, расположенных в форме црямоуголь-
ника и заключенных в общую оболочку (кожух). Промежутки между
направляющими заполнялись легким несгораемым материалом. Воспла-
менение 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.— рас-
сматривался на заседаниях Артиллерийского комитета, ио положитель-
ной оценки не получил. Правда, на втором заседании, подтвердив
свое прежнее — отрицательное мнение, комитет счел, однако, возможным,
Учитывая большой интерес, проявленный за последнее время к выра-
ботке наиболее совершенного типа ракеты, дать изобретателю воз-
можность проверить свои расчеты на практике опытным путем101.
99 См.: Архив ВИМАИВС, ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 585. Л. 442.
100 См.: Архив ВИМАИВС, ф. Арткома, Оп. 39/3. Д. 704. Л. 243.
101 См,: Архив ВИМАИВС, ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 704. Л. 243.
73
Рис. 3.8.
Проект ракетной митральезы для стрельбы с самолетов
Воловскому было отпущено 1000 рублей для проведения опытов, кро-
ме того, на Шостенском пороховом заводе было заказано 20 ра-
кет 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»102, однако
предложение это не получило поддержки. А в 1915 г. он подал заявку
иа свое изобретение и в ноябре этого же года получил охрани-
тельное свидетельство № 309 на тип «самодвижущихся мин для
роды и воздуха»103.
В заключении экспертной комиссии, подписанном Н. Е. Жуков-
ским, отмечалось, что «изобретение состоит в приведении в движение
водяных и воздушных торпед с помощью последовательного воспла-
менения патронов с медленно горящим порохом... Расчет энергии
показывает, что подобное действие таких торпед вполне возможно,
так как в патронах имеется громадный запас энергии»104.
С 1915 г. над возможностью использования в ракетах бездымного
пироксилинового топлива начал работать И. П. Граве. В том же году
он представил в Главное артиллерийское управление свое изобрете-
ние «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 реали-
зовано.
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
порохе105 106. 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 реали-
зовано 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 пред-
ложением 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
102 См.: Архив ГДЛ-ОКБ. Оп. 4. Д. 3. Л. 42.
103 См.: там же. Инв. № 2217.
104 См.: Серебряков М. Е. Выдающийся ученый и педагог (Творческий
портрет И. П. Граве // Военно-исторический журнал. 1971. № 2. С. 92-94-
. 105 См.: Заявочное свидетельство № 746 от 14 июля 1916 г. j
106 См.: The Papers of R. H. Goddard, Vol. 1. N. Y., 1970. >|
76
Рис. 3.9. «Однозарядная > ракетная установка Годдарда (1918 г.)
ракет, механизмом перезарядки, определением состава и технологии
изготовления пороховых зарядов. В решении последней задачи боль-
шую помощь Р. X. Годдарду оказал приглашенный им специалист
по взрывчатым веществам Г. Паркер, при содействии которого удалось
наладить лабораторное производство бездымного пороха «лайтинг», об-
ладавшего высокой теплотворной способностью при вполне удовлетво-
рительных механических качествах.
Однако работа над многозарядными ракетами продвигалась медлен-
но. 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 нитрогли-
церина с нитроклетчаткой.
В начале ноября 1918 г. на артиллерийском испытательном полигоне в
Абердине были проведены испытания ракет, разработанных Р. X. Годдар-
дом за прошедшие полтора года (рис. 3.9). Хотя в целом результаты испы-
таний можно было оценить как удовлетворительные, однако положитель-
ной реакции на предложение продолжить работу над этими твердотоплив-
ными ракетами со стороны военных кругов не последовало.
По всей вероятности такая позиция в значительной степени объясня-
лась тем, что к этому времени первая мировая война закончилась, в связи с
77
чем потребности военных кру:ов 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 об-
ласти 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 даль-
ности 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 ста-
билизации ракет. Для большинства проектов начала XX в. характерен
отказ от направляющего стержня и замена его другими, более совершен-
ными видами стабилизации — применением стабилизирующих поверх-
ностей 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 теоретичен
скими трудами в области реактивного движения, а в ряде случаев придер-
живались наивных, нередко ошибочных представлений о природе возник-
новения 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. явля-
лось также то, что в них в качестве источника энергии по-прежнему пред-
лагалось, как правило, такое сравнительно низкокалорийное топливо, как
черный (дымный) порох. Это тормозило прогресс ракетной техники и при-
водило к тому, что тактико-технические и эксплуатационные данные боль-
шинства ракет начала XX в., по сути дела, мало отличались от ракет сере-
дины XIX в. (сравнительно небольшая дальность, значительное рассеива-
ние, преждевременные разрывы ракетных гильз).
В ходе первой мировой войны ракеты в качестве боевого средства
практически не применялись (за исключением единичных случаев приме-
нения зажигательных ракет против летательных аппаратов противника).
Другие виды ракет (сигнальные, осветительные) также не получили в го-
ды войны достаточно широкого распространения. Попытки различных
изобретателей усовершенствовать ракетные снаряды успеха не имели.
Лишь к самому концу войны Годдарду удалось разработать и создать
несколько образцов опытных боевых ракет, успешно прошедших испы-
тания.107
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 необхо-
димо было заменить черный (дымный) порох более калорийным ракетным
топливом.
107 The Papers of R. H. Goddard. Vol. 1. N. Y„ 1970.
78
Глава 4
РАБОТЫ НАД РАКЕТАМИ НА БЕЗДЫМ-
НОМ ПОРОХЕ В 20—30-е ГОДЫ XX в.
До конца первой мировой войны так и не был решен вопрос о созда-
нии боевых ракет, способных в какой-то мере быть сопоставимыми
с нарезной артиллерией. К этому времени, однако, стало уже совершен-
но ясно, что все попытки усовершенствовать ракеты на черном (дым-
ном) порохе обречены на неудачу. Простые ракеты показывали, что
возможности этого вида топлива почти полностью исчерпаны. Для даль-
нейшего 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.108
В начале XX в. над возможностью использования в ракетах бездым-
ного пороха задумывался Р. X. Годдард (США).109
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 проведе-
нию опытов с ракетами на бездымном порохе, давших вполне удовлет-
ворительные результаты110 111.
После окончания первой мировой войны Годдард сделал еще несколь-
ко попыток заинтересовать военные круги США ракетами на бездым-
ном порохе, однако, не встретив понимания и не получив поддержки,
он с начала 20-х годов переключил свое внимание на работу с раке-
тами на жидком топливе.
Значительное внимание разработке твердотопливных ракет уделялось
в рассматриваемый период времени в СССР1", где уже в начале 1921 г.
было принято решение о создании в Москве «Лаборатории для разра-
ботки изобретения инженера Н. И. Тихомирова». В работе этой лабора-
108 См.: Скуг А. И. Вильгельм Теодор Уиге и его вклад в ракетную тех-
нику // Из истории астронавтики и ракетной техники. Вып. 2—3. М., 1979. С. 109
11,9 Пионеры ракетной техники. Гансвиндт, Годдард, Эсно-Пельтри, Оберт,
‘Оман // Избранные труды (18911938). М., 1977. С. 28.
110 См: The Papers ol R. Н. Goddard. N. Y. 1970. Vol. 1. Р. 338.
111 Работы над ракетами на бездымном порохе, проведенные в 20-е—30-е годы
XIX в., получили освещение в следующих книгах: См., например, Глушко В. П.
Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР. М., 1981; Победоносцев Ю. А.,
Кузнецов К. М. Первые старты. М., 1972; Кузнецов К. М. История ракетного
0Ружия и его боевого применения. М., 1972. С. 242—286; Беляев Т. Ф. Ракет-
ке заряды и пороха к реактивной артиллерии советской армии периода Великой
Отечественной войны. М., 1987; Галковский В. Н. Родословная «Катюши». Руко-
Пнсь; Оружие победы. М., 1988.
79
тории принимали участие автор изобретения, инженер В. А. Артемье
и ряд других специалистов.
Одной из важнейших задач, стоявших перед специалистами, работав-
шими над совершенствованием твердотопливных ракет, по-прежнему яв-
лялась 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 суще-
ственно большая теплотворная способность.
Однако при выборе ракетного топлцва наряду с энергетическими
требованиями существенную роль играли также требования технологи-
ческие. Уже первые опыты применения в ракетах артиллерийских пирокси-
линовых порохов, изготовленных на летучем (спирто-эфнрном) раство-
рителе, показали, что указанные пороха непригодны для изготовления
ракетных снарядов, так как технология их производства не давала
возможности получать пороховые шашки с достаточной толщиной горя-
щего свода и постоянным процентом содержания растворителя, что,
в свою очередь, приводило к нестабильности их качеств и отклоне-
нию 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, работав-
шими над совершенствованием твердотопливных ракет, встала задача
подбора наиболее подходящей рецептуры бездымного пороха, отвечаю-
щего требованиям, предъявляемым к ракетному топливу. Для более
успешного достижения этой цели они установили контакт со специали-
стами 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 рас-
творителе для артиллерийских снарядов, преподаватели Артиллерийской
академии — начальник отдела порохов, взрывчатых веществ и внутрен-
ней баллистики ЦГОНТИ О. Г. Филиппов и сотрудник этого отдела
С. А. Сериков — сумели в сравнительно короткие сроки решить упомяну-
тую задачу и разработать рецептуру пироксилино-тротилового пороха
(ПТП), включавшего 75 % пироксилина и 25 % тротила.
Первые образцы толстостенных цилиндрических шашек из пирокси-
лино-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 раке-
там — изготовление пороховых шашек, их испытания, работа над реактив-
ными снарядами, опытные стрельбы на полигоне — в основном проводи-
лась 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 под"
чинена Военно-научному исследовательскому комитету при РВС СССР-
В течение 1924—1928 гг. в лаборатории Н. И. Тихомирова продол‘
жалась разработка реактивных снарядов на пироксилино-тротиловом
порохе. Весной 1928 г. в Ленинграде на артиллерийском полигон6
состоялись летные испытания созданного в этой лаборатории 82-мм
80
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
g 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 направле-
ния 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 испы-
таний пришли к заключению, что применение активно-реактивных снаря-
дов, не очень значительно увеличивая дальность стрельбы, в то же
время существенно повышает вес пусковой установки, что лишает ракет-
ное оружие его очень важных преимуществ — маневренности и про-
стоты действия. Поэтому начиная с 1930 г. в ГДЛ отказались от за-
пуска ракет из минометов н приступили к разработке ракетных снаря-
дов, основанных на применении только реактивного принципа движе-
ния.
В 20-е годы работы в области ракет на твердом топливе проводились
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 полу-
чил 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) следую-
щего состава: нитроглицерин — 25 %, нитроклетчатка—62 %, вазе-
лин— 5 %, нитрат бария — 8 %. В дальнейшем испытывался также
двухосновной порох, применявшийся в морском флоте (порох С), состав
которого несколько отличался от кордита: нитроглицерин — 23,5 %, нит-
роклетчатка — 70,5 %, вазелин — 5 %, бикарбонат натрия — 1 %.
Испытания указанных ракетных топлив продолжались в Италии до
конца 1929 г., после чего исследования в этой области были приостановле-
ны, так как Сотрудники, работавшие под руководством А. Г. Крокко,
переключились на исследования жидкого ракетного топлива. Проведен-
ные за эти годы (1927—1929 гг.) эксперименты с двухосновным поро-
хом дали возможность установить ряд зависимостей (распределение
ннутреннего давления в трубчатых зарядах с различной скоростью
горения, величина конечного давления в камере постоянного объема
пРи испытании различных порохов, зависимость скорости горения от дав-
112 См.: 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. Разр. 4. Оп. 14. Л. 148.
113 Сведения о работах А. Г. Крокко в области ракет на твердом топливе
приведены в докладе его сына Л. Крокко (США), представленном на XVIII
международный астронавтический конгресс (Белград, сентябрь, 1967 г.) и опуб-
|010ванн°м в сборнике «Из истории астронавтики и ракетной техники». М.,
1,70 г. С. 34—55.
81
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
тяги двигателей на участке разбега.
По данным В. Лея, мысль о возможности применения реактивных
ускорителей для взлета самолетов возникла вскоре после окончания
первой мировой войны"4, однако автор, к сожалению, не упоминает
источники, 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"5.
В 1927—1928 гг. над вопросом о возможности применения в авиа-
ции реактивных стартовых ускорителей начали работать советские ис-
следователи В. И. Дудаков и В. А. Константинов, которым в 1928 г,
был выдан патент на «устройство с ракетным двигателем для облегче-
ния взлета самолетов»."6
В 1929 г. к проведению практических опытов по применению старто-
вых ускорителей в авиации приступила фирма «Юнкере»."7 В августе
1929 г. для этой цели был использован поплавковый гидросамолет
«Бремен-Юнкерс W-ЗЗ», на котором в качестве ускорителя была установ-
лена батарея пороховых ракет.
С 1930 г. в Ленинградской Газодинамической лаборатории нача-
лись аэродромные испытания по применению твердотопливных ракет
для старта самолетов."8 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 экспери-
ментам на значительно более тяжелом самолете — ТБ-1, вес которого
составлял 7 т.
В течение 1931 —1933 гг. в Газодинамической лаборатории прово-
дились теоретические и практические работы, связанные с установкой
стартовых ракетных ускорителей на самолет ТБ-1. При этом исследо-
вались выбор оптимального размера ракет и схемы нх установки, пробле-
114 См.: Лей В. Ракеты и полеты в космос. М., 1961. С. 366.
115 См.: Valier М. Die Moglichkeit der Weltraumfahrt. Miinshen, 1928. S. 112-
116 См.: Патент СССР, № 439 с.
См.: Валье М. Полет в мировое пространство как техническая возмож-
ность. М,— Л., 1936. С. 258—259.
||8,См.: Дудаков В. И.. Некоторые эксперименты начального этапа примене-
ния в авиации стартовых ракетных ускорителей//Из истории авиации и космо-
навтики. Вып. 17—18. М., 1972. С. 44—46; Щетников Е. С. Развитие крылаты*
ракетных аппаратов в СССР в 1900—1939 гг.//Из истории астронавтики
ракетной техники. М„ 1970. С. 191 —193.
Рис. 4.1. Опытные реактивные снаряды, разработанные в ГДЛ в 1930—1933 гг.
ма одновременного воспламенения топливных зарядов, определение вре-
мени включения ракетных двигателей и др.
Указанные эксперименты были завершены в октябре 1933 г. Прове-
денные испытания показали, что в результате применения стартовых
ракет длина разбега самолета (при массе 7 т) сокращалась с 330 до
80 м, а при массе 8 т — с 480 до 110 м. При этом повышение взлетной
массы на 1 т позволяло существенно повысить полезную нагрузку.
В последующие годы в СССР продолжались работы по установке на тяже-
лые самолеты стартовых ракетных ускорителей и по совершенствованию
самих стартовых установок.
В первой половине 30-х годов продолжались работы с твердотоплив-
ными ракетами во Франции, где этими вопросами по собственной ини-
циативе занимался Л. Дамблан, работавший в основном на базе Цен-
тральной пиротехнической школы (Бурже). При этом основное внима-
ние обращалось на конструирование ракет и на выбор наиболее под-
ходящего 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 продолжа-
лась работа по совершенствованию ракет на бездымном порохе. В этот
период в указанном направлении работали Б. С. Петропавловский,
Г. Э. Лангемак, В. А. Артемьев, И. Т. Клейменов, Л. Э. Шварц,
Н. Г. Чернышев и другие инженеры н техники, усилиями которых
были разработаны реактивные снаряды различных калибров (от 65 до
410 мм), в том числе турбореактивные снаряды (65, 82 и 132 мм).
Одной нз важнейших задач, стоявших перед специалистами, работав-
шими в области твердотопливных ракет, являлась проблема стабилиза-
ции их полета. В ГДЛ при этом исходили нз двух основных способов
Стабилизацин (при помощи хвостового оперения и вращения в полете),
. 119 См.; Damblanc. Les. fusees autopropulsives, aexposives // Aerophile,
T. 43. Pp. 205—209, 241-247.
83
'j (
»' t
известных еще из исторического опыта применения боевых ракет на чер,
ном порохе.
Первоначально исследователи основное внимание уделяли опытам с
турбореактивными снарядами, стремясь добиться существенного повыше,
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 реши-
ли вновь вернуться (в качестве основного направления) к стабилиза-
ции ракет при помощи хвостового оперения.
Здесь был сделан существенный шаг вперед. Если до этого на раке-
тах применялось оперение, не выходившее за габариты снаряда, то в
1933 г. В. А. Артемьев предложил проект ракет с оперением, сущест-
венно превышающим диаметр ракеты, благодаря чему значительно увели-
чивалась 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 даль-
нейшем это направление разработки ракетного оружия в СССР стало
основным.
Работы по твердотопливным ракетам, к разработке которых присту-
пили 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 пирокси-
лино-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 исследо-
ваний 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 дально-
сти полета 5—6 км демонстрировали уже вполне удовлетворительную
кучность и в дальнейшем легли в основу реактивных снарядов, разрабо-
танных в СССР в середине 30-х годов.
В конце 1933 г. было принято решение о создании на базе ленинград-
ской Газодинамической лаборатории и московской Группы изучения реак-
тивного движения (ГИРД) специализированного Реактивного научно-
исследовательского института (РНИИ), директором которого был назна-
чен начальник ГДЛ И. Т. Клейменов, а его заместителем — начальник
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 исслеД°ва
телей на наиболее важных направлениях путем привлечения к peUie
нию указанных проблем специалистов, работавших ранее в других обла
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
84 .
нОсцев, М. С. Кисенко, М. К- Ти-
хонравов и другие, которые на-
чаЛи заниматься вопросами
внутренней баллистики, пробле-
мами повышения кучности реак-
тивных снарядов и другими
проблемами, стоявшими перед
лицами, работавшими над со-
вершенствованием ракет на без-
дымном порохе.
В середине ЗО-х годов перед
специалистами, работавшими в
СССР над твердотопливными
ракетами, встали новые проб-
лемы, связанные с трудностью
получения достаточного коли-
чества ПТП. Применявшиеся
способы получения пороховых
шашек методом глухого прес-
сования горячей пироксилино-
тротиловой массы были пригод-
ны для изготовления сравни-
тельно небольшого числа ракет-
ных зарядов для проведения
В1
экспериментальных исследова-
ний, но не отвечали требова- Рис. 4.2. Реактивный снаряд РС-82
ниям массового промышленно-
го производства.
В связи с этим перед исследователями встал вопрос о возмож-
ности применения в качестве ракетного топлива другого вида бездым-
ного пороха на нелетучем растворителе, в качестве которого в 1934 г. был
предложен нитроглицериновый баллистный порох, разработанный кол-
лективом 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 несколь-
ких вариантов — НГ, НГВ и Н — остановились на порохе Н, в состав ко-
торого входило 57 % коллоксилина, 28 % нитроглицерина, 11 % дини-
тротолуола, 3 % централита и 1 % вазелина), разработан технологиче-
ский процесс его изготовления и налажено его производство на одном
из заводов юга Украины.
После того как был решен вопрос о замене в ракетах пироксилино-
тРотилового 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
внимание уделялось вопросам кучности полета реактивных снарядов.
“ этом направлении специалисты РНИИ провели значительную работу,
направленную на улучшение устойчивости полета ракет и уменьшение
величины их рассеивания.
Многолетняя работа над 82 и 132-мм реактивными снарядами при-
вела в середине 30-х годов к созданию ракет на бездымном поро-
С уже вполне пригодных для попыток практического использования
J ™занных снарядов для нужд армии и ее военно-воздушных сил. Это
I 85
позволило коллективу специалистов РНИИ приступить под общим руКо
водством 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 из подмосковных полиго.
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 впод.
не положительные результаты. Точность стрельбы ракетами по наземным
целям, существенно улучшавшаяся за счет повышения начальной скоро-
сти их полета, была уже сопоставима с точностью действия авиацион-
ного 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. Гвай, 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 на-
правляющими желобкового типа, позволявшая производить одновремен-
но 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-истреби-
телей 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 самолета
86
Рис. 4.4. Самолетные пусковые установки
ц. 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 принято решение о существенном расширении
применения на самолетах ракетных снарядов, которые стали устанавли-
ваться 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, кото-
рое могло применяться против наземных и воздушных целей.
Во второй половине 30-х годов продолжалась работа над твердотоп-
ливными ракетами во Франции, где в этом направлении проводил опыты
Л. Дамблан, (рис. 4.5) по-прежнему проводивший эксперименты на поли-
гоне Центральной пиротехнической школы.120 В эти годы (1935—1939 гг.)
Дамблан работал над многоступенчатыми ракетами121: двухступенча-
той 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-
телями 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
отделением каждой ступени, изготовление корпуса ракет из легких мате-
риалов 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
п° замене в ракетах дымного пороха динитродиэтиленгликолевым поро-
х°м, т. е. порохом баллиститного типа.
В настоящее время не представляется возможным однозначно отве-
тить на вопрос, почему Германия с ее развитой химической промышлен-
См.: Из истории астронавтики н ракетной техники. М., 1970. С. 25.
J’1 См.: там же. С. 28—30.
См.: там же. С. 31.
87
Рис. 4.5. Многоступенча-
тые ракеты Дамблана
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 без-
дымном 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 периода
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 при-
ступил в Германии Ф. Зандер. Однако опыты эти не дали положи-
тельных результатов, хотя по свидетельству Валье, присутствовавшего
при опытах Зандера, скорость истечения газов в испытывавшихся раке-
тах превышала 1800 м/с124 125. Так что вопрос о причинах позднего начала
работ в Германии над ракетами на бездымном порохе продолжает
оставаться открытым.
С 1935 г. к разработке твердотопливных ракет приступили в Яп®'
нии, где эти работы проводились под руководством Кумао Хиио -
123 См.: Лей В. Ракеты и полеты в космос. М., 1961. С. 128.
124 См.: Лен В. Ракеты н полеты в космос. М., 1961. С. 128.
125 См.: там же. С. 134.
88
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 государ-
ственных организаций, занимавшихся как непосредственно конструиро-
ванием снарядов, так и другими вопросами, связанными с разработкой
ракет на твердом топливе (определение наиболее подходящего состава
порохов, обоснование схемы и выбор основных характеристик пуско-
вой установки).
Успехи, достигнутые в середине 30-х годов в создании авиацион-
ных 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 авиацион-
ных 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 офор-
милась 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 реактив-
ных 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 стрель-
бы 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 сформулиро-
вано 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 пре-
имущества 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, накоплен-
ный при разработке ракетного оружия, устанавливаемого на летатель-
ных аппаратах. За основу были приняты авиационные реактивные сна-
ряды PC-132 и применявшиеся для стрельбы нми с самолетов СБ пу-
сковые 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
89
В этот период А. П. Павленко, А. С. Попов и (с апреля 1939 г.)
В. Н. Галковский. Параллельно другой группой конструкторов, воз-
главлявшейся Л. Э. Шварцем, велась работа по совершенствованию
132-мм реактивных снарядов. В состав этой группы входили В. А. Артемь-
ев, В. Г. Бессонов, А. С. Пономаренко, Д. А. Шитов н др. Координа-
цию работы этих двух групп осуществлял начальник первого (кон-
структорского) отдела 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 устанавли-
валась на шасси грузового автомобиля ЗИС-5, на ее подвижной раме
размещались 24 Т-образные направляющие желобкового типа с попереч-
ным расположением относительно продольной оси автомашины. К этому
же времени была разработана опытная партия 132-мм реактивных зажи-
гательных снарядов, основные данные которых соответствовали авиацион-
ным PC-132. Это дало возможность приступить к их первым полигон-
ным испытаниям.
Проведенные с декабря 1938 г. по февраль 1939 г. полигонные испы-
тания опытных многозарядных пусковых установок с новыми PC-132 в
целом прошли успешно и в принципе подтвердили правильность направле-
ния, выбранного в РНИИ. В то же время они показали, что испытывав-
шиеся реактивные снаряды еще несовершенны, имеют недостаточную
дальность полета и низкую кучность. Был выявлен также ряд конструк-
тивных н эксплуатационных недостатков самоходной пусковой установки.
К наиболее существенным нз них 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 уста-
новки, 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 необходи-
мая безопасность при управлении огнем из кабины автомашины, кото-
рая 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 продоль-
ным расположением 16 направляющих с Т-образным пазом. Конструктив-
ная разработка этого проекта велась при активном участии А. С. Попо-
ва, А, П. Павленко, В. Н. Галковского. Пусковая установка, рас-
полагавшаяся на шасси автомашины ЗИС-6, первоначально получила
обозначение МУ-2, а после доработки и принятия на вооружение —
БМ-13. Во второй половине 30-х годов в РНИИ велась работа также над
созданием фугасных, зенитных, зажигательных, осколочно-фугасных, сиг-
нальных и осветительных твердотопливных ракет. В этом направлении
под руководством Л. Э. Шварца работали В. А. Артемьев, В. Г. Бес-
сонов, 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 достигну-
ты 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-за-
рядные 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. Ко-
стиков 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 неболь-
ших 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 на-
ладить 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 тех-
ники. Трудами ряда ученых были заложены основы внешней и внутренней
баллистики реактивных снарядов.
В эти годы наметилось еще одно направление применения твердо-
топливных 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 резуль-
таты.
В рассматриваемый период наибольших успехов в работе 1*ад
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-
91
гозарядных пусковых установок для их запуска. Создание ракетных си-
стем залпового огня (РСЗО) сыграло большую роль в разработке такти-
ки 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 после-
военных твердотопливных ракет.
Глава 5
АНАЛИЗ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ
ХАРАКТЕРИСТИК И БАЛЛИСТИЧЕСКИХ
ВОЗМОЖНОСТЕЙ РАКЕТ
НА БЕЗДЫМНОМ ПОРОХЕ
5.1. СОСТАВЫ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
РАКЕТНЫХ БЕЗДЫМНЫХ ПОРОХОВ
Химическую основу ракетных бездымных порохов составляют органи-
ческие 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 при-
менение в ракетной технике в первой половине нынешнего столетия, осно-
вой их механической структуры является нитроцеллюлоза (нитроклетчат-
ка) — продукт взаимодействия азотной кислоты с различными видами
клетчатки (хлопок, дерево и т. д.). При нитрации клетчатки происходит
замещение ее гидроксильных групп нитратными группами. Степень нитра-
ции оценивается процентным содержанием азота в нитроцеллюлозе nN.
Предельное содержание азота 14,4 % соответствует формуле
C6H7O2(ONO2)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
(—28,6-----38,7 %). При этом возрастают калорийность Q и сила по-
роха f.
Сама по себе нитроклетчатка представляет рыхлое волокнистое ве-
щество, сгорающее, как вата, быстро и без всякой закономерности. Для
того чтобы из нитроклетчатки получить бездымный порох — плотное ве-
щество, сгорающее параллельными слоями по строго определенному за-
кону,— необходимо ее желатинизировать, т. е., воздействуя на нее спе-
циальным веществом — желатинизатором (растворителем),— превра-
тить в набухшую желатинизированную массу, из которой изготавливают-
ся пороховые элементы требуемых размеров и форм. ;
92 S
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 нача-
лись в 1887 г. на Охтенском пороховом заводе под руководством профес-
сора Н. П. Федорова [3]. Первая партия бездымного пороха была выпу-
шена в 1891 г. В это же время к разработке быздымного пороха был
привлечен великий русский химик Д. И. Менделеев, который получил
особый пироколлодиевый порох [3].
Появление бездымного пороха произвело подлинный переворот в ар-
тиллерии. С момента его появления ряд изобретателей выступают с
предложением использовать его в ракете. Однако потребовалось несколь-
ко 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. Изго-
тавливать их так, как изготавливались тонкосводные пороховые зерна для
артиллерийских зарядов на основе летучего растворителя, удаляемого
затем сушкой, не представлялось возможным. В процессе сушки толсто-
сводные шашки коробились. Не удавалось также при толстом своде дове-
сти содержание растворителя в порохе до приемлемого уровня. В ракет-
ном 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 компонен-
том — унитарным топливом с достаточно высокими энергетическими ха-
рактеристиками. Такие растворители делятся на нелетучие и труднолету-
чие. 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, приме-
ненной в 1924 г. В. А. Артемьевым, в качестве нелетучего растворителя
использовался тротил. Пироксилино-тротиловый порох (ПТП) состоял
из 77 % пироксилина и 23 % тротила [45]. Первые образцы толстосвод-
иых шашек были изготовлены в Артиллерийской академии.
Таблица 5.1. [43]
Растворитель Химическая формула Q, кДж/кг аок КБ, %
А. Нелетучие Тринитротолуол C6H2CH3(NO2)3 3428 0,363 —74
Динитротолуол C6H3CH3(NO2)2 3553 0,235 — 114
Динитроанизол c7h6n2o5 3461 0,294 —96
£. Летучие Нитроглицерин C3H5(ONO2)3 6061 1,06 +3,5
Нитродиэтилеигликоль OC4H8(ONO2)2 4305 0,583 —48,3
Таблица 5.2 [43, 74]
Компонент Марка топлива
И (СССР) НМ-2 (СССР) JPN (США) 1Р (США) АТО (Герма- ния) Трубча- тый порох (Герма- ния) R-6I (Герма- ния)
Нитроцеллюлоза* 57 54 51,5 52,2 64,7 66 64,5
(12) (12) '13,25) (13,25) (12) (12,5) (12,2)
Нитроглицерин 28,0 27,0 43,0 43,0 — — 34
Динитрат диэтилен- гликоля — — — — 29,3 —
Динитротолуол 11,0 15,0 — — — 5,5 —
Тринитротолуол — —— —л. — — 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 энерге-
тических характеристиках пороха на его основе. С течением времени на
поверхности шащек появлялся кристаллический налет тротила. При ис-
пользовании ПТП отмечалась нестабильность баллистических параметров
двигателя. Указанные недостатки ПТП привели к тому, что в 1936 г. он был
заменен порохом НТВ на основе труднолетучего растворителя — нитро-
глицерина [45].
Нелетучий растворитель динитротолуол нашел применение в рецепту-
рах отечественных ракетных порохов как добавка к основному трудно-
летучему растворителю— нитроглицерину.
Возврат к порохам на нелетучем растворителе наметился к концу вто-
рой мировой войны в связи с необходимостью изготовления шашек диа-
метром 400—500 мм к маршевому двигателю ЗУР (см. гл. 6). Применение
таких растворителей, как тротил с температурой плавления ~80 °C,
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 по-
рохов в Советском Союзе, США и Англии. Основным достоинством нитро-
глицерина как компонента пороха является его высокая калорийность,
а также положительный кислородный баланс. Будучи сам по себе взрыв-
чатым веществом с высокой чувствительностью к сотрясению, удару,
нитроглицерин, образуя с нитроклетчаткой желатинизированную массу,
утрачивает эти свойства. Составы нитроглицериновых порохов и их ха-
рактеристики приведены в табл. 5.2.
Энергетические характеристики нитроглицериновых порохов находят-
ся в прямой связи с содержанием нитроглицерина. В зависимости от этого
можно выделить две группы нитроглицериновых порохов, два направле-
ния в их развитии:
пороха средней калорийности (фж=3550—3850 кДж/кг) с низким
содержанием нитроглицерина;
94
1Й1
пороха высокой калорийности (<2ж=5000—-5270 кДж/кг) с повышен-
ным содержанием нитроглицерина.
Первое из этих направлений определило развитие ракетных порохов в
Советском Союзе, второе — в США и Англии.
Использование в отечественной практике порохов средней калорийно-
сти хотя и влекло за собой снижение удельного импульса тяги, обеспечило
ряд существенных преимуществ при разработке образцов ракетной тех-
ники.
Преимущества, связанные с более благоприятными баллистически-
ми 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 Шлис-
сельбурге. Впоследствии, после доработки он получил наименование по-
роха 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 нор-
мальных условий производства снижение содержания нитроглицерина в
порохе необходимо компенсировать вводом дополнительного растворите-
ля. В качестве такового в отечественном пороходелии использовался ди-
нитротолуол. 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 обяза-
тельным 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 /„==
= 1900—2050 м/с при рк=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 поро-
хе (39—43 %), которое и обусловило высокую калорийность порохов
JPN 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 нит-
роглицериновых 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 соответст-
вует замещению всех ее гидроксильных групп нитратными. С ростом со-
держания нитроглицерина возрастает опасность производства, снижа-
ется механическая прочность пороха, при хранении наблюдается выпоте-
вание (эксудация) нитроглицерина. Таким образом, содержание нитро-
глицерина 43 %, достигнутое в порохе JPN, можно рассматривать как
предельно допустимое. Отсюда и предел повышения удельного импульса
тяги для нитроглицериновых порохов, к которому приблизились соста-
вы JPN и JP.
95
Ракетные пороха на основе динитратдиэтиленгликоля |2]. Такие по-
роха явились основой для разработки образцов ракетного вооружения
германской армии. Уже после окончания первой мировой войны в Герма-
нии 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 фир-
мой 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 порохо-
вому 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 — мож-
но было получать из доменных газов или карбидным способом из извести
и угля);
хорошая желатинизирующая способность, более высокая, чем у нитро-
глицерина;
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 динитратдиэтиленгликоля
(дигликолевых порохов) и более низкие энергетические характеристики.
Низкая калорийность дигликолевых порохов и связанная с нею низкая
температура пороховых газов позволили при использовании таких по-
рохов в артиллерийских орудиях резко повысить живучесть артиллерий-
ских стволов. Поэтому к началу тридцатых годов вся пороховая промыш-
ленность Германии была переключена на производство дигликолевых по-
рохов. В таких условиях при разработке образцов ракетной техники не-,
мецким конструкторам ничего не оставалось, как ориентироваться на ис-
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 ха-
рактеристики дигликолевых порохов наряду с неудовлетворительными
баллистическими свойствами в значительной мере сказались на тактико-
технических данных образцов ракетной техники германской армии, кото-
рые были значительно ниже, чем у советских образцов.
5.2. ОСОБЕННОСТИ ВНУТРЕННЕЙ БАЛЛИСТИКИ РАКЕТ
НА БЕЗДЫМНОМ ПОРОХЕ
Бездымные пороха, нашедшие применение в ракетной технике в первой
половине XX в., устойчиво горели только при давлениях р^рт1„- Нижний
предел давления pmin составлял для порохов высокой калорийно-
сти ~2,0 МПа, для порохов средней калорийности---------4,0 МПа
(табл. 5.3). Это заставляло для организации нормального рабочего про-
цесса в РДТТ применять высокие рабочие давления в двигателе.
Определение линейной скорости горения бездымных порохов в усло-
виях ракетного двигателя показало, что в области давлений р^.4,0 МПа
96
Таблица 5.3. [43, 74J
Характеристика Марка топлива
В (СССР) JPN (США) 1Р (США) АТО (Германия)
Калорийность QM, 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 pmln, МПа 4.0 2,0 2,0 —
D, 1/К 0,0029 0,0038 0,0050 0,0049
Плотность qt, кг/м3 — 1,610-10’ 1.6-103 1,57-103
* Указывается приведенная сила пороха для горения при постоянном дав-
лении.
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], v=0,42. Таким
образом, скорость горения бездымных порохов оказалась по сравнению с
дымными более чувствительной к изменению давления.
При дальнейшем росте давления кривая u=uipvnepexoflHT в прямую
линию и в интервале давлений от 4 до 20...30 МПа хорошо аппроксимиру-
ется зависимостью и=а-\-Ьр. При очень высоких давлениях (р=200—
300 МПа) влияние первого слагаемого в двучленной формуле становится
пренебрежимо малым и закон горения выражается зависимостью и=
= utp.
В интервале давлений от 3 до 15 МПа примерно с одинаковой точно-
стью можно использовать как степенной (u=uipv), так и двучленный
(u==a-j-ftp) 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 н названным его именем,
-“7^7 I5-"
где S—текущее значение поверхности горения заряда;-S;— площадь
торца заряда; FK — площадь сечения ракетной камеры (камеры сго-
рания) .
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-
отдачи 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 v и в!
свободной среде при и=0:
f (^) («р/W0x=o)p=eonst*
В работах зарубежных исследователей корреляционная функция исполь-
зовалась в виде
при /(») = !; (52)
при o>t>np f(v) = l+fe„(o—опр),
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(v) трансформировалась в функцию f(x), которая приобре-
ла вид
при xsgxnp f(x) = l;
(5-3)
при х>хпр f (х) = 1+Кх(х—хпр).
Здесь хпр — пороговое значение х, аналогичное цпр. Экспериментальные
графики корреляционной функции f(v) для различных порохов, применяв-
шихся 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 <р(Г3), представляющую отношение скоростей
Форення прн данной начальной температуре заряда Т3 и прн некоторой
температуре заряда, принимаемой за начало отсчета,
ф(Л)= (uT3/uT3jv)p=const- (5.4)
Функция ф(Г3) имеет два выражения:
ср |(7'3) = (5.5)
ф2(Гз) в-(т3-т3„):
(5.6)
Здесь T3N — температура заряда, принятая за начало отсчета; D, В —
термохимические константы пороха.
Обе зависимости, несмотря на внешние различия, являются матема-
тически тождественными выражениями прн использовании одного и того
же значения T3fi. При этом кон-
станты D н В связаны соотно-
шением
D=l/B.
Значения D для отдельных марок
порохов приведены в табл. 5.3-
С учетом зависимостей (5.3) и
(5.5) перепишем закон скорости го-
рения в виде
Рис. 5.1. Относительное изменение ско-
рости горения бездымных порохов f(v)
от скорости газового потока v
98
« = «ь[1 + Лх(х—х„р)]ес<л ^>pv. (5.7)
Таким образом, выражение единичной скорости горения принимает вид
«| = “1„[1 +М*-хПр)]е'’(г>-г’*).
Основной формой порохового элемента в ракетах на бездымном поро-
хе явилась цилиндрическая одноканальная шашка, горящая по всей по-
верхности. Площадь горящей поверхности такой шашки в течение всего
времени горения оставалась практически постоянной. Значительно реже
применялись шашки прогрессивного горения с поверхностью, возрастаю-
щей в процессе горения (8-канальная шашка 158,5 мм немецкого ТРС),
и шашки дегрессивного горения с убывающей при горении поверхностью
(крестообразные шашки и шашки с тремя выступами для американских
авиационных PC) [66].
Рассмотрим характер изменения давления в ракетной камере для дви-
гателя с зарядом из одноканальных цилиндрических шашек. После вос-
пламенения 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 х будет убывать
вследствие уменьшения сечения заряда Sr. Если заряд спроектирован
так, что его начальные размеры обеспечивают значение хо<;хпр, то для
всего времени горения функция f(x) будет оставаться равной единице.
При этом обеспечивается постоянство давления в двигателе и инди-
каторная диаграмма давления принимает вид, показанный на рис. 5.2
(кривая /). Если х0>хпр, соответственно давление в двигателе будет
выше. Затем, по мере падения х вследствие сгорания заряда f(x),
а вместе с иею и давление в двигателе, будут падать. Этот процесс
будет продолжаться до тех пор, пока не будет достигнуто значение
х = хпр, после чего значение <р(х) сохраняется равным 1, а давление
остается постоянным (см. рнс. 5.2, кривая 2). Следовательно, при высо-
кой степени заполнения камеры порохом на кривой давления появляют-
ся пики. Величина эрозионного пика давления при фиксированном зна-
чении х0 будет тем выше, чем выше коэффициенты kx или kv и чем ниже
*пр и Упр.
Р*
Рис. 5.2. Индикаторная диаграмма давления в РДТТ при:
а — хо^хпр; б — х0>хпр; I — период выхода на стационарный режим; 11 —
период стационарного режима работы; III — период последствия (истечение газов
после сгорания заряда)
99
Рассмотрим, как для баллиститных порохов данного периода меня-
лись в двигателе рабочее и максимальное давления при изменении тем-
пературы заряда.
В общей форме зависимость давлений от начальной температуры мож-
но прлучить при подстановке формулы (5.5) в формулу (2.1):
Ф (т _ т . ;
. I vv зтах 'зтт'
Кт = Рт /Рт , (5.8)
где в левой части равенства — отношение давлений для верхней и ниж-
ней границ диапазона температур, в котором применяется данный об-
разец.
На рис. 5.3 представлена зависимость этого отношения давлений для
(Т3 max—ЛпИп)=80 от значения термохимической константы пороха D
при v = 0,7.
Если давление при наиболее низкой температуре эксплуатации образ-
ца T^mm выбирается из условия устойчивого горения пороха при
Р >Pmin> т0 давление руз тах на верхней границе заданного температурного
диапазона определяется как
Р?3 max КтРТ^ min*
По давлению тах выбиралось расчетное давление, по которому опреде-
лялась толщина стенки двигателя. Сильная зависимость давления в дви-
гателе 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 Ц-25-----25 °C.
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 давления-
ми, при которых не обеспечивается химическая полнота сгорания. Горе-
Рис. 5.3. Зависимость отношения Хт=
—Prmax/Pmin от термической константы
пороха D(v=0,7)
ние пороха происходит с непол-
ным выделением теплоты и в ря-
де случаев завершается затуха-
нием заряда [3].
Вторая форма неустойчивого
(аномального) горения наблю-
далась при высоких значениях х.
Ю. А. Победоносцев изучил
условие возникновения аномаль-
ного прерывистого горения (рис.
5.4) и установил, что оно наб-
людается при х>хкр. Заметим,
что х„„ значительно больше,
чем хпр.
Ю. А. Победоносцев наблю-
дал аномальное горение поро-
ха Н при хкр=170—180 и
100
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 значе-
ние х увеличивается [3]. В дальнейшем для одношашечных заря-
дов при использовании пиротехнического воспламенителя удалось при
рт=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 по-
роха. Наиболее подверженными резонансному горению оказались нитро-
глицериновые пороха высокой калорийности.
С таким явлением впервые столкнулись при разработке образцов
ракетной техники в США, где для предотвращения вибрационного горе-
ния при работе РДТТ был разработан ряд конструктивных мер
(стержни внутри канала шашки, радиальные сверления в шашках и др.).
5.3. ОЦЕНКА БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ВОЗМОЖНОСТЕЙ РАКЕТ
НА БЕЗДЫМНОМ ПОРОХЕ
В эпоху ракет на дымном порохе был известен только один класс
ракет: «земля — земля». На бездымном порохе были созданы новые клас-
сы ракет: «воздух — земля», «воздух — воздух», а впоследствии и пер-
вые 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 не-
управляемых 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
101
неуправляемых ракет иа бездымном порохе была проверена специальны.
jhh исследованиями [74], которые показали, что погрешность его состав-
ляет 1—3 % по сравнению с расчетом дальности по точной методике
Рассмотрим, как определяющие дальность баллистические парамег
ры vm и с связаны с конструктивными характеристиками двигателя
.и энергобаллистическими характеристиками используемого в нем по-
роха.
Пассивную массу ракеты можно представить в виде
m„ = mnH-f-mKu+"ia. (5.9)
где тка — масса цилиндрической части корпуса двигателя; т2 — масса
соплового блока и переднего днища двигателя, диафрагмы и других эле-
ментов крепления заряда.
Заметим, что величину гил для снаряда заданного калибра можно по-
лагать неизменяющейся с длиной заряда и цилиндрической части кор-
пуса двигателя. Введем понятие приведенной массы полезного груза:
т„н = щ„н + щд. Тогда mn = mnH + mK11. Массу цилиндрической части корпу-
са двигателя представим в виде
m==dtLL^-d2v(\ — В2)рм,
где kL — коэффициент, учитывающий превышение длины камеры над
длиной заряда; L — длина заряда.
=</н/dK,
где du — наружный диаметр ракетной камеры; d* — ее внутренний
диаметр.
Из условия прочности камеры
Вн = ,
Рт + Св
где <тв — предел прочности материала камеры; р'п — расчетное давление.
С изменением длины заряда
пассивная масса ракеты будет
меняться линейно пропорцио-
нально этой длине ( рис. 5.5).
Массу порохового заряда
выразим Так:
m -Jof2B2eL, (5.10)
где e=ST//?K — коэффициент за-
полнения поперечного сечения
камеры топливом.
Заметим, что коэффициент «
не мог назначаться произволь-
но. Основные размеры заряда
Рис. 5.5. Изменение массовых н бал-
листических характеристик ракеты
на бездымном порохе с ростом дли-
' ны заряда L.
102
должны были быть согласованы между собой и с внутренними
размерами камеры так, чтобы при этом обеспечивалось значе-
ние параметра х не выше допустимого по условию устойчивого го-
рения 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 — k.L, (5.11)
где kt — коэффициент, отражающий специфику формы заряда и влия-
ние параметра х; L = L/dK.
Так, например, для заряда из цилиндрических одноканальиых шашек
<5Л2>
где п — число шашек в заряде.
Из формулы (5.12) следует, что коэффициент kt для такого заряда
уменьшается с ростом допустимого значения х и возрастает с увеличе-
нием 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 допусти-
мое 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 из-
меняться пропорционально произведению еЛ, которое вначале будет воз-
растать, затем при больших длинах за счет резкого падения е начнет
падать.
Как при этом меняется отношение гит/ги„, определяющее скорость
vm, рассчитываемую по формуле Циолковского? В окрестностях макси-
мума массы заряда, где можно полагать mT«const, масса пг„ возрастает,
следовательно, падает. Это указывает на то, что максимум отноше-
ния т,/тп достигается раньше, чем максимум mr. С максимумом отно-
ния т.у^т„ достигается раньше, чем максимум тТ. С максимумом отно-
шения тл!тя совпадает максимум скорости vm. Тем самым определяется
максимально достижимая скорость для ракеты данного калибра при за-
данном значении т„„.
Согласно рассмотренным зависимостям, дальность ракеты иа бездым-
ном порохе определяется комплексом следующих параметров:
7у, Рт. Ов, Хдол, Т
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 Jy скажется на
Других определяющих параметрах. Если такой переход будет сопрово-
ждаться значительным увеличением р'т, снижением допустимого значе-
ния хяоп, выигрыша в дальности может и не быть.
Р'т — давление, по которому производится расчет потребной толщи-
ны стенки ракетной камеры, определяется как
Р'п ЛРтах»
103
где т) — коэффициент запаса прочности; ртах — максимальное ожидаЦ
мое давление в двигателе.
ртах можно принять равным pf3 тах — давлению в двигателе при ис-
пользовании его иа верхней границе температурного диапазона. Следо.
вательно, с учетом (5.8)
р'т — ^Кчрт . .
~ ' з min
Таким образом, р'т определяется как допустимым для данного пороха
нижним давлением pmin, так и присущей ему зависимостью давления от
температуры, выражаемой коэффициентом Кт-
Предел прочности материала камеры ов существенно зависит от тем-
пературы, до которой нагревается стенка за время работы двигателя. По-
скольку для ракет на бездымном порохе с вкладным зарядом внутренняя
поверхность камеры омывалась горячими газами, температура на этой
поверхности при отсутствии изоляции достигала 1000—900 °C при сред-
нем (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 зависи-
мость массы заряда от его длины. Для многошашечных зарядов по-
лучаются 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 (рт = 20—30 МПа) и низкие значения
ов имели следствием большую толщину стенки двигателя, а следователь-
но, и большую массу конструкции. В совокупности с низкой плотностью
заряжания при многошашечном заряде это приводило к высоким значе-
ниям массово-конструктивной характеристики а, которая для образцов
30-х — 40-х годов составляла 2,0—2,3 (см. гл. 6).
Рис. 5.6. Зависимости дальности
НРС на бездымном порохе от калиб-
ра d„ и относительной массы полез-
ной нагрузки
Г. Э. Лангемак и В. П. Глушко,
оценивая в 30-х годах баллистиче-
ские возможности ракет на бездым-
ном порохе, писали: «Ввиду малой
калорийности пороха и тяжеловесно-
сти камеры сгорания, являющейся,
в то же время, камерой хранения по-
роха, в настоящее время труд-
но ожидать дальностей выше 10—
15 км» [33].
Положение изменилось, когда ста-
ло возможным изготавливать поро-
ховые шашки большого диаметра и,
как следствие, использовать в раке-
тах среднего и большого калибров
одношашечные заряды. При п=1
резко снижается коэффициент что
приводит к увеличению е и пере-
мещает максимумы тт и ит в область
более высоких их значений. Приме-
нение двигателя с одношашечным за-
рядом позволило для пороховой
104
ракеты получить скорость 1100—1200 м/с. Тем самым открылись воз-
можности резкого увеличения дальности.
Перейдем к рассмотрению баллистического коэффициента, характе-
ризующего ускорение силы сопротивления воздуха. Величина его опре-
деляется коэффициентом формы i и отношением mjd2a.
Отношение mjcj возрастает с ростом калибра снаряда, поскольку
rnn~d3. Это отношение для снаряда заданного калибра в сильной степе-
ни зависит от длины ракетной камеры и заряда.
Применение одношашечного заряда оказалось благоприятно и в от-
ношении баллистического коэффициента с, поскольку позволило резко
повысить отношение mnfd2.
На рис. 5.6 представлены графики зависимости дальности ракет иа
бездымном порохе от относительной массы полезного груза, рассчитан-
ные при следующих значениях определяющих параметров:
/у=2000 м/с; хдоп=240; ов=450МПа; (=0,9; р^=20 МПа.
Из графиков следует, что максимальная дальность возрастает с уве-
личением калибра ракеты. На всех кривых, построенных при d„=const,
наблюдается максимум дальности, который особенно отчетлив для боль-
ших калибров. Каковы его причины? В области левее максимума при
низких значениях tnjd2 высокие скорости vm не компенсируют боль-
шое значение баллистического коэффициента. В области правее макси-
мума падение скорости v,„ вследствие роста т„н не компенсируется сни-
жением баллистического коэффициента и дальность падает. По мере сни-
жения калибра влияние баллистического коэффициента на дальность
стрельбы возрастает. При этом увеличение тп за счет массы полезного
груза в значительной мере компенсирует снижение скорости v,n и макси-
мум на кривой Х = /?(т„н) сглаживается. При малых калибрах максимум
дальности становится настолько расплывчатым, что даже при изменении
т„„ в четыре раза дальность остается практически неизменной.
Из приведенных данных видно, что переход к одношашечному заря-
ду 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 раке-
ты на бездымном порохе с ракетой на дымном порохе такого же калибра
(100 мм), то она возросла примерно в 2,5—3,0 раза.
Глава 6
РАЗВИТИЕ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОП-
ЛИВЕ В ПЕРИОД ВТОРОЙ МИРОВОЙ
ВОЙНЫ
Подготовка к приближавшейся второй мировой войне наложила опре-
деленный 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 сна-
рядов.
105
Наибольших успехов в этом направлении достигли советские
ученые и инженеры, усилиями которых в конце 30-х годов были разя
работаны реактивные снаряды и пусковые установки для их запуска!
В июне 1941 г. они прошли испытания и были рекомендованы к произ-
водству.
В самом началр 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 во-
оружение семь из восьми изготовленных к тому времени опытных уста-
новок БМ-13 и около трех тысяч снарядов М-13. Командиром бата-
реи был назначен капитан И. А. Флеров. Батарея незамедлительно вы-
ступила на Западный фронт.
14 июля 1941 г. в 15 ч 15 мин батарея И. А. Флерова произвела пер-
вый залп по железнодорожному узлу г. Орши, обрушив на скопившиеся
там эшелоны лавину из 112 зажигательных и осколочно-фугасных ракет-
ных снарядов. Огненный смерч охватил железнодорожные составы с
боеприпасами, горючим и боевой техникой. Оставшиеся в живых гитлеров-
цы 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».
6.1. РАЗВИТИЕ РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ СОВЕТСКОЙ АРМИИ
В ГОДЫ ВЕЛИКОЙ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ ВОЙНЫ
С первых дней советская промышленность стала быстро наращи-
вать темпы производства реактивного вооружения. Уже к осени 1941 г.
на фронтах действовало 45 дивизионов «Катюш». А всего за годы войны
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 пора-
жения живой силы и огневых средств противника. Однако в ходе наступа-
тельных действий советских войск в начале 1942 г. выявилась необходи-
мость в снаряде, обладающем мощным фугасным действием для
разрушения прочных полевых оборонительных сооружений.
Разработка данного снаряда велась в двух направлениях. Инжене-
рами 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 установ-
ки уменьшилась вдвое. Поскольку масса боевой части возросла по сравне-
нию 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
Рис. 6.1. Реактивный осколочный сна-
ряд М-8:
I — взрыватель; 2 — боевая часть;
3 — воспламенитель; 4 — ракетная ка-
мера с зарядом; 5 — диафрагма; 6 —
сопло: 7 — ведущий штифт
Рис. 6.2. Реактивный осколочно-фугас-
ный снаряд М-13:
1 — взрыватель; 2 — боевая часть;
3 — воспламенитель; 4 — ракетная ка-
мера с зарядом; 5 — сопло
107
п
Рис. 6.3. Реактивный фугасный снаряд
М-31:
/ — боевая часть; 2 — ракетная камера
с зарядом; 3—воспламенитель; 4 — соп-
ло; 5 — ведущее кольцо
300 мм вмещала разрывной заряд
массой 28,9 кг. Максимальная даль-
ность стрельбы составила 2800 м.
Пуск снарядов производился из уку-
порки, внутри которой находились на-
правляющие полосы. Снаряды в уку-
порке помещались в пусковой станок
рамного типа, который устанавливал-
ся непосредственно на грунте. Перед
стрельбой пакету со снарядами прида-
вался требуемый угол возвышения.
Существенным недостатком этого сна-
ряда, получившего наименование
М-30, была малая дальность стрельбы.
Поэтому был разработан новый ракет-
ный двигатель, который при том же,
что и у М-30, разрывном заряде,
обеспечивал максимальную даль-
ность — 4,3 км. При этом боевая
часть была несколько облегчена за'
счет уменьшения толщины стенок кор-’
пуса. Новый снаряд поступил на воо-
ружение в начале 1943 г. под наиме-
нованием М-31 (рис. 6.3). Выстрели-
вался он так же, как и М-30, из
пусковой рамы.
Запуск тяжелых PC из станков
рамного типа, которые приходилось
устанавливать на переднем крае не-
посредственно перед противником, со-
здавал большие неудобства. В июне
1944 г. была принята на вооружение
смонтированная на автомашине по-
вышенной проходимости пусковая ус-
тановка БМ-31, залп которой соста-
вили 12 снарядов М-31. Созда-
ние такой установки резко повысило
маневренность тяжелой реактивной
артиллерии, ее готовность к внезап-
ному открытию огня. Возросли мас-
штабы использования тяжелых PC.
К концу 1944 г. установки БМ-31
составили уже почти треть всех уста-
новок ‘реактивной артиллерии. Они
широко применялись при прорыве
хорошо оборудованных полос враже-
108
ской обороны, буквально перепахивая линии полевых укреплений,
открывая путь для продвижения пехоты и танков.
Большие работы были проведены по повышению кучности снарядов
Д4-13 и М-31. На основании проводившихся широким фронтом исследо-
ваний (см. гл. 7) было установлено, что радикальным средством реше-
ния этой задачи является придание снаряду некоторой скорости вра-
щения. 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 куч-
ности снизились для М-13-УК до 7,9 км, для М-31-УК до 4 км.
Другим направлением повышения кучности PC явилось создание уста-
новки с винтовыми направляющими. В этом случае снаряду сообща-
лось вращение при движении его по направляющим. Такая уста-
новка с 10 направляющими была разработана в СКВ 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 использо-
вания тандемного двигателя. Его состав: два двигателя снаряда М-13,
соединенных переходником. Выпуск газов из переднего двигателя осуще-
ствлялся через наклонные сопла в переходнике, что обеспечивало
проворачивание PC в полете. Отверстие в переходнике обеспечивало
огневую связь между двигателями, т. е. одновременное воспламене-
ние 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 даль-
нобойный снаряд полевой реактивной артиллерии. Общий вид отечествен-
ных 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, кото-
рые 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-Кав-
казского фронта А. И. Нестеренко для действия в горах были созданы
горно-вьючные пусковые установки БМ-8-8, которые применялись на Кав-
казе и в Карпатах. Установки для пуска М-13 и М-8 получили при-
менение и на флоте. Характеристики PC, разработанных и улучшенных
в годы войны, приведены в табл. 6.1.
В годы Великой Отечественной войны разработаны новые типы авиа-
ционных PC. Были созданы противотанковые снаряды РБС-82 и РБС-132,
которые в отличие от М-8 и М-13 имели бронебойную боевую часть.
Эти 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 ди-
станции 300—400 м поражение в среднем одного-двух танков [45].
109
Рис. 6.4. Общий вид отечественных реактивных снарядов
Следует отметить, что советские образцы ракетной техники, нашедшие
боевое применение, значительно превосходили по своим тактико-техни-
ческим характеристикам образцы иностранных армий. Их роль в ходе бое-
вых 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 вра-
щением. Такие снаряды получили наименование турбореактивных
(ТРС). Большая угловая скорость вращения, необходимая для стабили-
зации ТРС в полете, делает его малочувствительным к влиянию эксцен-
триситета тяги — основному фактору рассеивания оперенных PC. Это
позволяет ожидать от турбореактивных снарядов при рациональном вы-
Таблица 6.1
Характеристика Образцы
М-13-УК М-20 М-30 М-31-УК М-13-ДД
Калибр, мм 132 132 300 300 132
Полная длина, мм 1415 2090 1450 1760 2120
Масса окончательно снаряженного образца, кг 42,5 58 76 95 62,5 15,0
Масса порохового заряда, кг Максимальная скорость, м/с 7,15 7,15 7,15 11,25
355 260 195 245 520
Максимальная дальность, м 7900 5050 2800 4000 И 800
Коэффициент массового совершен- ства двигателя 1,99 1,99 2,03 2,32 2,72
НО J
Т5Ю
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 ка-
либр, они по сравнению с оперенными более удобны при транспорти-
ровке и в служебном обращении.
Необходимая для стабилизации ТРС скорость вращения обеспечи-
вается реактивным вращательным моментом, который может быть создан
двумя способами:
истечением части пороховых газов через сопла (отверстия) в тан-
генциальном направлении;
истечением всей массы газов, образующихся при сгорании заряда,
через косопоставленные сопла.
В первом случае масса газов, выпускаемая в тангенциальном направ-
лении, не участвует в сообщении снаряду скорости поступательного
движения. Вследствие этого максимальная скорость ТРС оказывается
существенно ниже, чем у оперенного PC с теми же характеристи-
ками 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 6, в
то время как осевая составляющая убывает как (Р cos 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. При-
мерно 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 максималь-
ной скорости составляют всего 4 %.
Стабилизация ракетного снаряда вращением возможна при ограничен-
ной его длине //dH. Но при этом накладываются ограничения на дли-
ну и массу порохового заряда, что влечет за собой ограничения по ско-
рости и дальности ТРС. В этом отношении ТРС невыгодно отлича-
ются 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-
111
Рис. 6.6. Создание реактивного враща-
тельного момента при выпуске газов че-
рез косопоставлениые сопла:
а — составляющие тяги; б — геометри-
ческая интерпретация (при малых углах
6 составляющая Pcos 6 убывает медлен-
нее, чем возрастает Psin 6)
риалов и технологической оснастки ТРС М-28 был разработан в предель-
но сжатые сроки. В июле 1942 г. он получил первое боевое приме-
нение. Снаряд имел надкалиберную боевую часть мощного фугасного дей-
ствия 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. Сереб-
рякова 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 выпу-
ском газов через 10 сопел с углом наклона 22°. Снаряд М-24Ф при калибре
240 мм и общей массе 112,2 кг обеспечивал дальность И км. Двигатель
его имел 16 сопел с углом наклона 15° [77].
6.2. РАЗВИТИЕ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
В ГЕРМАНИИ
Ракетное вооружение германской армии в начале второй мировой вой-
ны. Разработка образцов реактивного вооружения в Германии начи-
нается вскоре после 1933 г. Первые образцы пороховых PC, разра-
ботанных в Германии, относятся к 1934—1935 гг.
В 1936 г. был принят на вооружение 158,5-мм реактивный хими-
ческий снаряд, предназначавшийся для стрельбы из шестиствольного ми-
номета (рис. 6.7). Позднее были разработаны 280-мм фугасный снаряди
320-мм зажигательная мина. Их основные данные приведены в табл. 6.2.
В 1940 г. были начаты разработки реактивных бронебойных бомб для по-
ражения 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 характеристи-
ки этих образцов. j)
112
Таблица 6.2
Характеристики Снаряды
15-см 28-см 32-см 21-см 30-см
Калибр, мм 158,5 280 327 214,5 300
Обшая длина, мм 940 1260 1300 1260 1250
Масса окончательно снаряжен- ного образца, кг 34,2 82 79 111 127
Масса взрывчатого вещества, кг 2,08 45,4 50 9,2 48,5
Масса порохового заряда, кг 6,0 6,0 6,0 18,0 15,1
Максимальная скорость, м/с 340 149 153 320 230
Число оборотов в минуту 13 000 1800 1400 6500 —
Максимальная дальность, м 6 700 1925 2200 7850 4500
Вд/Х (срединное отклонение по дальности) 1/55 1/40 1/45 1/85 1/100
Во/Х (срединное боковое откло- нение) 1/65 1/50 1/50 1/60 1/65
Относительная длина, м 5,9 4,5 3,9 5,9 4,2
1. Ракетные снаряды разрабатывались, в первую
очередь, как носители химического оружия.
2. Разработка ракетных снарядов и бомб производи-
лась 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 сна-
рядов М-8 и М-13, дигликолевые пороха отличались
более низким удельным импульсом, а также высокой
чувствительностью скорости горения к начальной темпе-
ратуре заряда. Последнее обстоятельство обусловило
узкий температурный диапазон, в котором возможно'.
было применение немецких PC. Более подробно энерге-
тические и баллистические характеристики и свойства
дигликолевых порохов рассматриваются в гл. 5.
3. Ракетные снаряды разрабатывались как турбо-
реактивные. Такой подход сам по себе открывал воз-
можности обеспечения более высокой кучности, что,
однако, не получило реализации. В то же время огра-
ничения по длине, накладываемые такой схемой, не
могли не сказаться на дальности стрельбы, которая ока-
залась значительно ниже, чем у советских образцов.
4. Ракетные снаряды разрабатывались на основе
единого ракетного двигателя, который использовали с
небольшими изменениями в 158,5-мм ТРС, в 280-мм фу-
гасной и в 320-мм зажигательной минах. Использо-
вание единого ракетного двигателя для создания тя-
желых PC 280 и 320 мм калибра привело к тому, что
Рис. 6.7. Немецкий 158,5-мм реактивный снаряд:
/ — ракетная часть; 2 — боевая часть
113
дальность этих образцов оказалась чрезмерно низкой и их вскоре
(в 1942 г.) пришлось сиять с вооружения.
Из конструктивных особенностей разработанных PC отметим сле-
дующие.
1. Применение иавинтной турбины, выходящей за калибр ракетной ка-
меры.
2. 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 прн растяже-
нии стенок ракетной камеры внутренним давлением и центробеж-
ными силами, но значительно увеличивал площадь миделева сечения и тем
самым сокращал дальность стрельбы.
Пороховой заряд для двигателя выполнялся в следующих вариан-
тах.
1. Шашка-моноблок, спрессованная из дымного пороха. Порох прес-
совался 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-герман-
ском фронте попадались PC, снаряженные зарядом из дымного пороха.
2. Шащка-моноблок из дигликолевого пороха с девятью каналами и
восемью углублениями по боковой поверхности по типу зерна Уолша.
3. Семишашечный заряд из дигликолевого пороха. Этот заряд имел
наибольшее распространение.
4. Четырехшашечный заряд с дополнительными четырьмя пороховыми
прутками из дигликолевого пороха.
Согласно инструкции, стрельба снарядами с дигликолевым порохом до-
пускалась при температуре от —25 до -|-25 °C. При температурах
4-25 ---(-40 °C применялся порох марки Тгорр, при температурах —
40---(-10 °C — 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 ше-
стиствольного миномета образца 41. Скорострельность — шесть выстре-
лов (один залп) в пять секунд. На перезаряжание требовалось в
среднем около 1,5 мин. Направляющие — трубчатого типа. Миномет
буксировался автомашинами. Впоследствии был принят на вооруже-
ние 158,5-мм десятиствольный миномет образца 43 на полугусенич-
ном бронетранспортере.
Стрельба 280-.мм фугасным снарядом и 320-мм миной производи-
лась из тяжелых метательных аппаратов образцов 40 и 41, принятых
на вооружение в 1940 г. и модернизированных в 1941 г. Батарея мета-
тельных аппаратов имела 80 аппаратов, которые устанавливались для
стрельбы на грунт или на специально приспособленные бронетран-
спортеры.
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 ограничен-
ные возможности боевого применения 280-мм фугасного снаряда и 320-мМ
зажигательной мины и эти образцы были сняты с вооружения (1942 г.).
114 I
привилась необходимость в создании фугасных и осколочно-фугасных
снарядов с приемлемой дальностью стрельбы и высоким могуществом дей-
ствия у цели. При разработке новых образцов немецкие конструк-
торы сохранили свою приверженность к турбореактивной схеме. Но при
этом обеспечить повышение дальности можно было только за счет увели-
чения 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 раз-
личной 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-
115
нутой трубы, с двумя резьбами: верхнюю для соединения с резьбовой муф.
той боевой части, нижнюю — для ввертывания турбинки. По длине ка-
мера, как и заряд, были несколько короче, чем у 210-мм образца. Корпус
боевой части изготавливался из листовой стали толщиной в 5 мм и обла-
дал 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, состоя-
щий из ракетной части и якоря. Забрасывался с танка на проволоч-
ные заграждения и при буксировке их разрушал. Стабилизация в полете
обеспечивалась тросом;
380-мм ракетный снаряд к штурмовой мортире для разрушения бар-
рикад при действии в населенных пунктах (полная масса 200 кг, макси-
мальная 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 подоб-
ные снаряды.
В 1943 г. эта фирма создает 80-мм оперенный PC, являющийся ко-
пией снаряда М-8 и имеющий примерно такие же тактико-технические
характеристики. Для стрельбы ими была создана боевая машина, имев-
шая 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.
6.3. 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 Совет-
ском 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/с126, 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
=5000—5300 кДж/кг, обладающих в то же время высокой температур-
ной зависимостью и наклонностью к вибрационному (резонансному)
горению (см. гл. 5);
126 Исключение составлял снаряд HVAR для вооружения самолетов
vm=418 м/с.
Таблица 6.3
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
yiacca 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, глав-
ным образом, для вооружения самолетов. Это, по-видимому, и опреде-
лило его основные характеристики и конструкцию: малая скорость
(Эт=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 вибрацион-
ного горения либо при использовании снаряда за пределами допусти-
мого температурного интервала) разрыв камеры должен был произойти по
сечению канавки и разлет боевой и ракетной частей в осевом направле-
нии не должен был причинить вреда ни самолету, ни персоналу, обслу-
живающему 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 °C. При необходимости стрельбы за пределами этого диапа-
зона (до +55 °C) 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 °C.
Рис. 6.10. Схема американского PC М-8
117
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 состав-
лял 12 дюймов. Применение раскрывающегося в полете оперения
значительно уменьшало габариты укупорки и пусковых устройств, что
особенно важно было при использовании снаряда в качестве, авиа-
ционного 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 дости-
галось 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 °C.
4,5-дюймовый снаряд береговой защиты (рис. 6.12) представлял собой
снаряд с оперением, не выходящим за калибр боевой части фугас-
ного или дымообразующего действия. Одношашечный заряд в виде
Рис. 6.11. Американский ракетомет Т-34
118
Рис. 6.12. 4,5-дюймовая ракета береговой защиты
цилиндрической однрканальной шашки помещался в камере диамет-
ром 57 мм, длиной 380 мм. Подвод тока к электрозапалу осуще-
ствлялся через два кольца стабилизатора. Стрельба могла производиться
из полуавтоматического ракетомета Т-45, смонтированного на машине
типа «Виллис». Подача снарядов магазинная под действием собствен-
ной массы.
Ракетные снаряды калибра 7,2 дюйма
1. Фугасный снаряд Т-37 предназначался для разрушения бетон-
ных танковых препятствий и фортификационных сооружений. Снаряд
имел оперение, не выходящее за калибр боевой части. В ракетной каме-
ре был размещен заряд из одной одноканальной шашки. Воспламе-
нение осуществлялось током, подводимым через контактные кольца ста-
билизатора: переднее кольцо изолировано и соединялось с контактом
электрозапала, заднее было присоединено на массу.
2. 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 Н-50.°С.
Стрельба ими производилась из 7,2-дюймового ракетомета М-17, имев-
шего 20 направляющих стволов, смонтированного на танке М-4
(«Шерман»).
Ракетное вооружение английской армии. Основным образцом был
127-мм (5-дюймовый) турбореактивный снаряд. Максимальная даль-
ность — 2740 м, Вл/Х=1/40, Вб/Х=1/20. Пуск из «пехотного матра-
ца» — установки с 6 или 12 направляющими (полуцилиндриче-
жие лотки из листового железа. Устанавливались на земле)127.
Ракетное вооружение японской армии: Впервые применили в июле —
августе 1944 г.
1. Турбореактивный снаряд калибра 203 мм, массой 90 кг и дальностью
¥=2700 м.
2. PC калибра 447 мм (длина 1725 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.
6.4. 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-
127 На вооружении ВВС Великобритании для стрельбы с истребителя
По бомбардировщикам применялся снаряд калибра 89 мм, длиною 1640 мм
ит=400 м/с.
119
1
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 ору.
жия, позволяющего эффективно бороться с воздушными целями на боль-
ших высотах. Наиболее остро эта необходимость ощущалась в фашц.
стекой Германии, города и промышленные объекты которой в последние
годы войны подвергались массированным налетам бомбардировочной
авиации. Разработка ракетного зенитного вооружения в Германии раз-
вернулась 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 одиноч-
ным 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 повы-
шении удельного импульса не могло быть и речи (это потребовало бы
разработки и внедрения в производство новых топлив), единствен-
ным средством повышения скорости оставалось увеличение числа Циол-
ковского 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»: 1
а — общий вид; б — устройство ракетного двигателя; 1 — узел воспламенен!
2 — камера; 3 — заряд 4 — сопловой блок 1
120
высоком значении параметра заряжения х, а также с обеспечением
высоких прочностных характеристик материала ракетной камеры.
В качестве примера реализации таких рекомендаций рассмотрим уст-
ройство 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 цель. Для
стрельбы снарядом «Тайфун» была спроектирована пусковая установ-
ка 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 пред-
ставило особых технологических трудностей. Высокий коэффициент за-
полнения камеры топливом соответствовал значению х=240. Устойчи-
вость горения при таком высоком значении х обеспечивалась в зна-
чительной мере применением комбинированного воспламенителя, состоя-
щего из навески дымного пороха и долгогорящего пиротехниче-
ского состава.
Ракетная камера была изготовлена из цельнотянутой стальной тру-
бы, рассчитываемой на максимальное давление р„=20 МПа. Время рабо-
ты двигателя составляло 1,2 с. Чтобы при этом избежать сильного
нагрева стенок камеры и резкого снижения характеристик проч-
ности 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 закат-
ки, 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 ракет-
ной техники. При этом было достигнуто значение mT/mn=0,9, что обеспе-
чило ym= 1150 м/с.
Из других НЗРС заслуживает внимания «Люфтфауст», раз-
рабатывавшийся как оружие пехоты против штурмовой авиации.
Образец состоял из боевой части — снаряда к 20-мм зенитной пуш-
ке 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 стартового ускорителя и маршевого двига-
теля.
Стартовый ускоритель, обладая высокой тягой, должен был в течение
короткого времени (1 —1,5 с) сообщить ракете достаточно высокую ско-
рость (~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 потре-
бовала решения двух задач:
обеспечения высоких тяг, с которыми до сих пор не приходилось
сталкиваться;
121
большого времени работы двигателя, порядка нескольких Десятков
секунд, что для пороховой ракетной техники также было новым.
При этом и для стартового ускорителя и для маршевого двигателя
требовалось обеспечить низкие значения коэффициента массового совер-
шенства а.
Рассмотрим пути реализации этих требований на примере порохо-
вого 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 /?-1 выявилась необходимость повышения высоты
стрельбы до 12 км. В связи с этим была начата разработка новой
модели /?-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
диаметром 500 мм (рис. 6.14).
Прессовая технология изготов-
ления пороховых шашек в то время
не способна была решить постав-
ленную задачу. Решение ее стали
искать по двум направлениям.
Первое из них было связано с
переходом к порохам на нелету-
чем растворителе типа тротила. Это
позволяло изготавливать порохо-
вые шашки литьем и тем самым
снимало ограничение по их диа-
метру.
Второе направление предпола-
гало переход от монолитной шашки
к модулярной, собранной из отдель-
ных пороховых модулей. Предпола-
галось использовать телескопиче-
ский заряд, состоящий из двух ша-
шек — внутренней, сплошной, го-
рящей только снаружи, и внешней,
модулярной, горящей только изнут-
ри. При этом убыль поверхности
горения внутренней шашки компен-
сируется увеличением поверхности
наружной, ввиду чего суммарная
поверхность горения заряда в те-
чение работы двигателя остается
постоянней. Модулярная шашка
должна была собирайся из 6—8
модулей — пороховых элементов
сегментного профиля. Зазоры меж-
ду отдельными-модулями, а также
между модулями и корпусом дви-
гателя должны были заполняться
инертным веществом. Модулярная
Рис. 6.14. Зенитная управляемая ра-
кета:
/ — рули управления; 2 — маршевый
двигатель; 3—стартовый двигатель;
4 — крылья
шашка, изолируя корпус от горячих газов, выпол-
няла роль его тёпловой защиты.
Как известно, модулярные заряды, скрепленные
с корпусом двигателя, нашли впоследствии примене-
ние в крупногабаритных РДТТ на смесевом топли-
ве [74].
Многоступенчатые баллистические ракеты. Как
отмечалось, увеличение дальности PC на бездымном
порохе с вкладным зарядом имело весьма ограничен-
ный предел, оцениваемый для больших калибров в
35—40 км. Во время второй мировой войны предпри-
нимались попытки преодолеть этот предел дальности,
используя многоступенчатую конструкцию с отделя-
емыми в полете ступенями. На основе этой идеи
немецкая фирма «Рейметалл-Борзиг» 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 даль-
ностью 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 запускалась с направляющего полоза
длиной 8 м, смонтированного на тележке для пере-
возки баллистической управляемой ракеты К=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 сту-
пени. 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 чрезвы-
чайно громоздкой: полезный груз составлял всего
6,4 % от стартовой массы. Возмущения при отделе-
нии ступеней (угловые отклонения до 0,5°) обусло-
вили при отсутствии управления большое рассеива-
ние.
Противотанковые ракетные снаряды. Одним из
новых классов пороховых ракет явились противотан-
ковые ракетные снаряды, сочетающие в себе действие
кумулятивного взрыва по броне с реактивным прин-
ципом метания. Этот вид PC, предназначавшийся
для вооружения пехоты, в дальнейшем получил ши-
рокое применение в войсках. Поскольку танк пред-
ставляет собой движущуюся цель весьма ограни-
ченных размеров, противотанковые снаряды наряду
Рис. 6.15. 88-м м ку-
мулятивная грана-
та к противотанко-
вому ружью «Оф-
фенрор»:
1 — головной взры-
ватель; 2 — раз-
рывной заряд; 3 —
кумулятивная во-
ронка; 4 — детона-
тор; 5 — ракетный
двигатель
123
Таблица 6.4
Характеристика «Базука» «Оффенрор» «Фауст-патрон» Р-1.50
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 НО 145 120
Максимальная скорость, м/с 85 115 95
Вб/Х (срединное боковое отклонение) 1/580 1/300 1/100
Вв/Х (срединное отклонение по высо- 1/320, 1/200 , 1/100
те)
с высокой бронепробиваемостью должны обладать высокой кучностью, ха-
рактеризуемой Вб=Вв=0,2—0,3 м. Основным средством обеспечения та-
кой 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 макси-
мальную 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 эффектив-
ным средством борьбы с танками. Первым образцом такого оружия яви-
лось 60-мм противотанковое ружье Ml «Базука», разработанное и приня-
тое 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 Герма-
нии 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 направ-
ляющей 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 давле-
ние, получалась массивной.

Рис. 6.16. PC с «бескамерным двигате-
лем»:
1 — ствол; 2 — снаряд; 3 — пороховой
заряд; 4 — утолщение; 5 — стабилиза-
тор
124
г
Глава 7
РАЗВИТИЕ ТЕОРИИ РАКЕТ
НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
Теория ракет на твердом топливе представляет собой промежуточ-
ное звено между фундаментальными науками (химия, механика, мате-
матика 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 об-
разцов, была рассмотрена в предыдущих главах. В данной главе разви-
тие теории твердотопливных ракет просматривается с момента ее вступ-
ления в более высокую и зрелую стадию — стадию абстрактно-теорети-
ческого познания объекта.
7.1. РАЗВИТИЕ ТЕРМОГАЗОДИНАМИКИ
РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
Конечной целью термогазодинамического расчета РДТТ является
определение его основных тяговых параметров: тяги Р, удельного
импульса тяги Jv, расхода газов Gr, а также геометрии сопла, обеспе-
чивающей их реализацию. В основе такого расчета лежат:
химическая термодинамика, определяющая энергетические характе-
ристики топлива, состав продуктов сгорания и их основные термо-
динамические 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 соста-
вом и теплоемкостью. Скорость истечения определялась по формуле
Сен-Венана и Вентцеля:
где k — показатель адиабаты; ра — давление иа срезе сопла.
125
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 исте-
чения и расхода применительно к пороховым газам, зависимости скорости
газов и давления от расширения сопла и др. Для расчета реактивной
силы была предложена формула [59]
Р= ^Va + paFa, (7.2)
которая затем была представлена в более компактном виде
P = KpPkFkv,
где КР — коэффициент, зависящий от природы пороха и степени расши-
рения сопла g = du/dKp. Этот коэффициент П. Ланжевеном был назван
коэффициентом реактивности ("koefficient depropulsion"). Расчетные зна-
чения 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 (7.1), 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 показа-
теля адиабаты k истекающих газов. Поскольку эти параметры зависят
от температуры, которая в процессе истечения существенно меняется,
оставалось неизвестным, каким значением k пользоваться при расчете, ие
говоря уже о том, что не была исследована зависимость показателя k
пороховых газов от состава пороха. Другими словами, результаты
газодинамических расчетов в значительной степени определялись произ-
волом выбора значений 7’к и k.
В дальнейшем теория движения идеального газа в сопле была допол-
нена исследованиями особых случаев: течения с перерасширением газа
в сопле до давления ниже атмосферного; течения с отрывом струи, а
также появления в сопле скачков уплотнения. Специальные исследова-
ния 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 п
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 калориме-трических установках. При |
подсоединении устройства для отбора газов определялся состав продук-;
тов сгорания пороха. Сила пороха определялась сжиганием пороха в:
манометрической бомбе, предложенной Сарро и Вьелем (1884 г.)-'
Тем не менее ощущалась потребность в расчетных методах опреде- J
ления энергетических характеристик порохов, которые позволили бы по-
126
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 энергетиче-
скими характеристиками пороха и его составом;
методы, основанные на общих законах химической термодинамики.
К первой группе относится метод Де-Поу. Расчет калорийности по-
роха Qk по этому методу основывался на следующих допущениях:
изменения Q>«, обусловленные вводом отдельных компонентов, адди-
тивны;
изменение содержания того или иного компонента на 1 % вызывает
изменение Q* на р ккал/кг.
Так, например, изменение содержания нитроглицерина иа 1 % влечет
изменение Q* на 17 ккал/кг (р= 17). Значения р для каждого компонен-
та определяются экспериментально, калориметрированием.
При этом калорийность пороха рассчитывалась как
<2ж = 2п,р/, (7-3)
где п; — процентное содержание i-ro компонента; р(— 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
CaH»OcNrf=xCO2+z/CO+zH2+uH2O+ ^-N2,
где a, b, c,d — число грамм-атомов элемента в 1 кг пороха; х, у, z, и, d/2 —
число грамм-молекул в продуктах сгорания.
Для определения состава продуктов сгорания (т. е. неизвестных х, у,
г, 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 1„ является то, при котором
теплосодержание продуктов сгорания равно калорийности пороха. Кало-
рийность пороха, если она неизвестна, определялась по методу Де-
Поу [74].
Как использовались результаты термохимических расчетов в опреде-
лении 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-
127
в '!
мечено, что температура пороховых газов для случаев горения при по-
стоянном объеме и при постоянном давлении неодинакова.
Если порох сгорает при постоянном объеме (lF = const), температура
пороховых газов определяется из условия
(7.4)
U = j c^dТ=
о
— внутренняя энергия пороховых газов; cw — средняя тепло-
емкость пороховых газов при lV' = const в интервале температур от
О до Т
Если порох сгорает при постоянном давлении, температура пороховых
газов определяется из условия
/= ^Cpdr = Cp7'p,
о
где / — энтальпия пороховых газов; ср — средняя теплоемкость пороховых
газов при р = const в интервале температур от 0 до Тр.
Приравнивая / = [/, получаем
т _ 7V _ Tw
'р— __ /_---=“ •
Следовательно, Tp<zTw, поскольку при горении при постоянном давлении
часть выделяющейся при сгорании энергии расходуется на работу расши-
рения газов. Соответственно для силы пороха получаем
fp=fw/k. (7.5)
Заметим, что смешение понятий Тр и Tw (соответственно fp и fw) приводило
при расчете скорости истечения из сопла к значительным ошибкам,
поскольку разность этих температур даже для порохов средней калорий-
ности составляла 400—600 К.
В условиях РДТТ давление в камере может меняться. Вопрос о темпе-
ратуре горения при переменном давлении был весьма обстоятельно ис-
следован И. П. Граве, который показал, что в таких случаях в среднем
для всего процесса ее можно полагать равной Тр.
Важным этапом в развитии термогазодинамики РДТТ явились иссле-
дования Я. Б. Зельдовича, М. А. Ривина, Д. А. Франк-Каменецкого,
проведенные в начале 40-х годов, результаты которых были опубликованы
позднее в монографии «Импульс реактивной силы пороховых ракет»
[21]. Советскими исследователями был разработан комплексный метод
термодинамического расчета РДТТ, связавший воедино термохимию по-
рохов с термогазодинамикой истечения пороховых газов. Ими впервые был
выполнен точный термодинамический расчет удельного импульса тяги
РДТТ «без грубых упрощающих предположений о постоянстве-теплоемко-
сти и 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 зависимо-
сти 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 превра-
' щения (калорийности) пороха. Неполнота сгорания топлива, согласно
проведенным экспериментам, начинает проявляться при переходе через
границу нормального горения при х>хкр-
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 пре-
рыванием горения заряда. При этом удалось получить зависимость
коэффициента потерь X при Q* от сгоревшей доли заряда ф:
Х=ТТн’ (7'6)
где айв — экспериментальные константы. Обстоятельный анализ
условий теплообмена в РДТТ изложен в работе Р. Уимпресса [67], в ко-
торой приведена экспериментальная зависимость среднего по длине дви-
гателя коэффициента теплоотдачи от среднего расхода пороховых газов.
Результаты исследований потерь X явились важным дополнением к ме-
тодике расчета термодинамического значения удельного импульса, что
позволило расчетным путем получать с достаточной для практики точ-
ностью ожидаемое реальное значение /у для проектируемого двигателя.
В работе [21] было показано, что роль процессов диссоциации при
температурах Тк^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 фундаментальны-
ми исследованиями процессов горения и истечения при высоких темпера-
турах в рассматриваемый период явились работы А. П. Ваничева,
Я. Б. Зельдовича и А. И. Полярного.
Результаты определения состава продуктов сгорания высококалорий-
ного пороха JPN (Тк = 3160 К) с учетом 11 реакций диссоциации,
проведенного Р. Уимпрессом, изложены в его работе [67].
В своем последующем развитии термогазодинамика РДТТ использова-
ла новейшие достижения теории сверхзвуковых течений, которая офор-
милась в самостоятельную отрасль гидрогазодинамики. Работы С. А. Хри-
стиановича 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 . .
Под основной задачей внутренней баллистики РДТТ понимают расчет
изменения давления в камере сгорания в функции времени p(t) при раз-
5 Г.. Волков 129
личных параметрах заряжания (геометрические характеристики камерь
сгорания и заряда, энергобаллистические характеристики топлива, пло-
щадь критического сечения сопла). В свою очередь, зависимость /?(/’
определяет изменение во времени тяговых параметров двигателя и уско-
рения ракеты. Частной задачей внутренней баллистики является опреде-
ление величины максимального давления в двигателе, необходимой для
расчета его на прочность.
В рассматриваемый нами период в становлении и развитии внутренней
баллистики РДТТ можно выделить следующие этапы:
разработка эмпирических методов определения максимального давле-
ния 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 вклю-
чением нестационарных режимов его работы.
Разработка эмпирических методов определения максимального давле-
ния в двигателе. При разработке первых образцов ракетной техники
на бездымных порохах конструкторов, в первую очередь, интересовала
зависимость максимального давления в двигателе от конструктивных па-
раметров двигателя и характеристик заряда.
В Советском Союзе впервые такие исследования были проведены
в первом отделе ГДЛ под руководством Г. Э. Лангемака, который изло-
жил их результаты в своей книге «Проектирование реактивных снаря-
дов и тяговых ракет». Эта'книга, вышедшая в 1934 г. в издании Артил-
лерийской академии им. Дзержинского [32], явилась первым печатным
пособием по проектированию PC на бездымном порохе. При эксперимен-
тах определялась зависимость максимального давления в камере РДТТ
от природы пороха, плотности заряжания, воспламенителя, формы и пло-
щади поверхности заряда, размеров соплового очка. На основе проведен-
ных исследований Г. Э. Лангемаком был разработан эмпирический метод
определения максимального давления в камере РДТТ рт.
Г. Э. Лангемак ввел понятие приведенного диаметра заряда
где So — начальная поверхность горения заряда. По опытным данным ои
построил графики р„, = f{dKp/Dnp) для пороха Н в диапазоне давлений от
100 дь 600 кг/см2 (10—60 МПа). Он установил, что на величину рт
влияют также характер укладкн шашек и конструкция диафрагмы.
Впоследствии исследование внутренней баллистики РДТТ возглавил
Ю. А. Победоносцев. На основании большого опытного материала, на-
копленного в РНИИ, он предложил свой эмпирический метод определения
максимального давления, рассматривая его как функцию двух пара-
метров:
(7.81
Здесь В=(х2+г)х2)|,
где х — параметр Победоносцева;
=S0/F>,
130
Гд — площадь свободного прохода газов в диафрагме; т) — коэффициент,
равный 1,0 для колосниковых диафрагм и 0,5—0,6 — для диафрагм
с ножками; g — коэффициент, равный 1 для одноярусного заряда из
длинных шашек, и больше 1 — для многоярусных зарядов.
Для определения р,„ при использовании зарядов из пороха Н
Ю. А. Победоносцевым были предложены графики, построенные в коорди-
натах
Рт = /(<Др%, В),
где dKp%= (dKp/D,lp) 100 при В, изменяющемся от 104 до 55-Ю3. При
использовании графиков для других марок пороха в графики иужио было
f'u'2
входить по значению В'~В~~, где f, и. — соответственно, сила по-
к
роха и единичная скорость горения для состава Н и f', u'ia — для пороха,
для которого определяется давление. Результаты своих исследований
Ю. А. Победоносцев опубликовал в 1938 г. [49].
Оценивая практическую значимость метода, предложенного Ю. А. По-
бедоносцевым, 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., рас-
считывались по методу Ю. А. Победоносцева.
Научная ценность метода Ю. А. Победоносцева состоит в том, что он
впервые попытался установить единство задачи внутренней баллистики и
газовой динамики ракетной камеры посредством комплексного параметра
В, учитывающего основные эффекты течения газа вдоль заряда и через
диафрагму.
Попытки решения основной задачи внутренней баллистики РДТТ иа
основе закона скорости горения артиллерийских порохов. Первым фун-
даментальным теоретическим исследованием внутренней баллистики
РДТТ явилась работа советского ученого профессора Д. А. Вентцеля
«Теория реактивного действия» [9]. В последующем внутренняя бал-
листика полузамкнутого пространства стала объектом исследований про-
фессора 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 баллисти-
ческую 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 = щр, т. е. в таком виде, в кото-
ром он принимался в ствольной артиллерии. Таким он просматривался на
основании артиллерийской практики, которая ие обнаруживала другой
5*
131
a — для закона u=uip; б — для степенного закона горения прн п<1; в — для
линейного двучленного закона гореиия
связи скорости горения с давлением, а также влияния иа скорость го-
рения других факторов.
Несостоятельность такого подхода поясняет рис. 7.1, на котором пред-
ставлены графики зависимости от давления расхода газов через сопло
и прихода их при различных законах горения пороха. Для линейного
закона и — и\р 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 про-
цесс горения порохов в ракетной камере может иметь место при сте-
пенном законе горения и = щр'' при v<l 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 ско-
рость горения пороха эрозионного и температурного факторов.
Таким образом, к началу 40-х годов был получен эмпирический закон
гореиия ракетных порохов (см. гл. 5), который в общем виде .может
быть записан как
M = aio/(x)<p(7'3)pv. , (7.9)
Этот закон явился фундаментом теоретических методов определения
максимального (рабочего) давления в РДТТ и решения основной задачи
внутренней баллистики двигателя.
Частичное решение осиовиой задачи внутренней баллистики РДТТ
для квазистациоиариых режимов его работы. Поскольку работа РДТТ в
течение продолжительного по времени периода протекает в квазистацио-
нариом режиме, представляется возможным для этого периода опреде-
лить давление в двигателе иа основании элементарной формулы Бори
(2.1). Однако на практике такой, казалось бы, простой подход к решению
основной задачи внутренней баллистики РДТТ встречает значительные
132
трудности. Формула Бори основывается иа иуль-мерной постановке за-
дачи, 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 действитель-
ности по длине заряда происходит падение статического давления и уве-
личение скорости газового потока, что существенно сказывается на изме-
нении 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 рас-
сматриваемой 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 одномер-
ных 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 дина-
мики камеры РДТТ:
уравнение материального баланса камеры
dmK v „ ^r=y-Gr'; (7.Ю)
уравнение газоприхода
y==pTS«ipv; (7.П)
уравнение расхода газов через сопло G фсарАкр VxTT (7-12)
уравнение Лаижевеиа fp = fv'/^> (7.13)
уравнение состояния MP (7.14)
133
Здесь тк — масса газа, находящегося в камере в момент /; X — коэф,
фициент тепловых потерь.
Согласно уравнению (7.13), температура газов в камере принималась
для всего процесса постоянной. Как показали специальные исследо-
вания того же автора, температура газов в начале процесса весьма
быстро стремится к уровню, определяемому уравнением (7.13), что и
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]:
Х/Рт In ( 1 + -| ) = Ф(ЛГ, р)-Ф(ЛГ, р0), (7.15)
р
ф — относительная доля сгоревшего заряда;
•РаТ'кр ' , PtIFc. .
N =---------—~ — комплексный параметр заряжания; о= —------------1;
u^S/Wa/xT н
Ро — давление воспламенителя.
Полученная формула позволяла, задаваясь произвольными значе-
ниями ф, прн использовании затабулированной функции Ф(Л\ р) построить
зависимость р = /(ф) 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
. р.г—Г"»
N'-'
и представляет собой давление, соответствующее строгому равенству
прихода и расхода газов при данных условиях заряжания. С измене-
нием условий заряжания (изменения х, поверхности горения S и др.) ме-
няется 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 максималь-
ного (номинального) значения по формуле (2.1), полагая режим работы
квазистационарным.
В дальнейшем совершенствование виутрибаллистического расчета
РДТТ происходило в направлении более корректного учета различного
134
рода потерь в камере сгорания и в сопле, привлечения зависимостей
газовой динамики нестационарных течений, достижений в области теории
горения и химической термодинамики, перехода от нуль-мерной к одномер-
ной модели.
7.3. РАЗВИТИЕ ТЕОРИИ ГОРЕНИЯ ПОРОХОВ
К началу разработки образцов ракетной техники на бездымном по-
рохе 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 впол-
не 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-хи-
мической сущности, его связи с природой пороха и условиями его
сжигания.
В опличие от внутренней баллистики, где теоретические зависи-
мости могут быть непосредственно проверены экспериментом, теория
горения имеет дело с процессами, локализованными в зоне микроскопи-
ческого масштаба у поверхности топлива, не поддающимися визуаль-
ному наблюдению. Поэтому развитие теории горения шло по пути созда-
ния 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 определе-
ния линейной скорости горения пороха. Поскольку определяющим фак-
тором 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 и Нзс образованием ко-
нечных продуктов сгорания пороха. Следовательно, к поверхности горения
прилегает зона с температурой ниже конечной температуры пороховых
газов и, 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 теплопере-
дачи в контактной зоне, прилегающей к поверхности горения. Предложив
135
зависимость u = a-\-bp, Мюраур указал, что с ростом давления контактная
зона будет сжиматься. При этом роль теплопередачи, характеризуемая
слагаемым а, падает и двучленная зависимость трансформируется в
формулу U = Uip.
Главным моментом всех предложенных теорий является предположе-
ние 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 —.
бомбардировкой газовыми молекулами поверхности пороха.
Уже при разработке первых образцов ракетной техники на бездымном
порохе встретились явления, связанные с сжиганием пороха в полузамкну-
том 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 ра-
циональной 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 10|г раз больше вероятности его разложения.
Следовательно, химическому разложению (горению) нитрогликоля долж-
но 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.
Рис. 7.2. Схема горения бездымного
пороха по Я. Б. Зельдовичу
Исходя из концепции Беляева
другой советский ученый Я. Б. Зель-
дович построил свою теорию горе-
ния бездымных порбхов [20]. Со-
гласно его теории горение бездым-
ного пороха представляет собой по-
следовательность физико-химиче-
ских процессов, начинающихся в
твердой фазе и завершающихся в
газовой фазе на некотором удале-
нии от поверхности заряда образо-
ванием равновесного состава про-
дуктов сгорания. В этом многоста-
дийном процессе регулирующая
роль принадлежит теплопередаче.
Предложенная Я. Б. Зельдовичем
модель горения пороха представле-
136
на иа рис. 7.2. Под действием теплового потока, подводимого к поверх-
ности заряда из газовой фазы, происходит прогрев слоя Пороха,1 при-
легающего к Поверхности, вследствие чего на поверхности она достигает
значения, при котором происходит газификация пороха — эндотерми-
ческое 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 про-
дуктов горения пороха. Температура на поверхности заряда — тем-
пература газификации Ts — по Зельдовичу является величиной по-
стоянной.
На основе теоретических представлений о механизме горения бездым-
ных порохов, сформулированных Я. Б. Зельдовичем, появились две ги-
потезы для объяснения аномального горения зарядов в ракетном двига-
теле 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 зна-
чениям х, происходит «сдувание» с поверхности горения неуспевших
прореагировать продуктов газификации. Это приводит к снижению тепло-
выделения 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 всту-
пает в противоречие с фактом интенсификации горения пороха при уве-
личении скорости газового потока. Возражением против «гипотезы сду-
вания» являлся также тот факт, что затухание заряда обычно наблюда-
лось не в начальный момент, когда скорость газового потока была наи-
большей, 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 «разду-
вания» при высоких значениях х 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 давле-
ниях, 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 щ;
б — распределение температуры в заряде при малой скорости горения иц;
в — «провал» скорости горения при переходе от режима большой скорости горения
к малой
137
давлениях (рис. 7.3). При измене-
нии режима горения происходит
перестройка температурного про-
филя в прогретом слое.
При переходе от высоких давле-
ний к более низким такая пере-
стройка связана с тем, что часть
тепла, подводимого к поверхности
горения, расходуется на повышение
запаса тепла в прогретом слое. Ес-
ли время, необходимое для такой
перестройки температурного про-
филя (время тепловой релакса-
Рис, 7.4. Схема горения бездымного по-
роха, принятая в настонщее время
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 дополнитель-
ный прогрев его поверхностного слоя. Скорость горения пороха при этом
упадет (см. рис. 7.3, в), что вызовет дальнейший спад давления. В ко-
нечном 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 гореиия 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 рас-
смотреть содержание всех работ, появившихся в рассматриваемый пе-
риод, остановимся на основных положениях важнейших нз них.
Райсом и Джинеллом была предложена модель горения бездым-
ного пороха [19], представляющая дальнейшее развитие модели
Я- Б. Зельдовича. Согласно предлагаемой модели (рис. 7.4) на по-
верхности горения пороха образуется зона вспенивания, представляю-
щая 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,
названная авторами зоной газификации. В ней за счет восстановления
NO2, образующегося при газификации пороха, до NO протекают про-
цессы окисления горючих продуктов газификации. Следующая область
получила наименование подготовительной или 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 и Н2 за счет восстановления NO до N2. При этом выделяется
большое количество теплоты и образуются конечные продукты сгорания
с температурой Тк.
Уилфонг, Пеннер и Даниэле [19] высказали предйоложение, что
в области, которую можно условно назвать поверхностью горения пороха,
скорость газификации (линейная скорость горения пороха) следует
зависимости от температуры поверхности Г$, выражаемой функцией
Аррениуса:
4.1
138
__ Е
и=Кие RT’ - (7.17)
где Ки — химическая константа; Е — энергия активации; R — газовая
постоянная.
В последующем зависимость (7.17) была подтверждена эксперимен-
том.
Следовательно, все факторы, определяющие скорость горения пороха
(давление, скорость газового потока, начальная температура), вызы-
вают 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
7S-*O и Ts-+oo и с точкой перегиба при TS = E/4R. Значения Г.,,
соответствующие реальным режимам горения известных пороховых соста-
вов, лежат левее перегиба кривой, но на весьма крутом ее участке.
При этом изменению скорости горения пороха в 3—4 раза (при изме-
нении давления ~ в 7 раз) соответствует изменение Ts на 12—14 %.
Итак, постулирование постоянства величины Ts 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-
ней области.
Другими словами, зависимость
(7.17) не отрицает выводы преж-
них работ, а уточняет их. Она до-
полняет теорию математическим
аппаратом, позволяющим вникнуть
в суть нестационарных процессов
горения пороха, т. е. таких про-
цессов, когда скорость горения не
следует эмпирическому закону и=
= uipv. Одним из таких процессов
является вибрационное горение
(см. разд. 5.2). Физическая сущ-
ность этого явления разъясняется
с помощью графика функции Арре-
ниуса на рис. 7.5. Колебатель-
ные процессы в газовой среде по-
рождают периодические изменения
теплоподвода к поверхности заря-
да, а следовательно, и колебания
Температуры Ts относительно ее
среднего (стационарного) значе-
ния Ts0. Как следует из графи-
ка, симметричные отклонения Ts
порождают одностороннее (в сто-
139
рону увеличения) изменение средней по времени скорости горения,
поскольку j + Дм |> |—Ди |, что и приводит к взмывам давления в дви-
гателе.
То, что было достигнуто теорией горения порохов к концу рассматри-
ваемого 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. j
7.4. РАЗВИТИЕ ВНЕШНЕЙ БАЛЛИСТИКИ
НЕУПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ Я
Предмет внешней баллистики неуправляемых ракет на твердом топли-
ве слагается из решения двух задач:
расчет поступательного движения центра масс ракеты, т. е. определе-
ние баллистических параметров траектории, завершающееся установле-
нием дальности полета;
расчет колебательного движения ракеты вокруг ее центра масс с
целью проверки устойчивости ее полета и оценки ожидаемого рас-
сеивания ракет.
Расчет траектории НРС. Отличительной особенностью траектории
ракеты является наличие активного участка, на котором ракета дви-
жется под воздействием тяги двигателя. Для расчета этого участка
представлялось возможным использовать уже известную систему урав-
нений 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 актив-
ном участке приняла вид
j 2
m(l — р) -£= Р(t)— cx^-SM — та(1 — ц)g sin 0; (7.18)
t/0 cos 0
~dt~ ~ 8~
~ — v cos 0;
at
~ = v sin 0;
at
t
(7.19)
(7.20)
(7.21)
(7.22)
m0
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), определяе-
мая аэродинамическими исследованиями. Такой метод при отсутствии
ЭВМ представлялся весьма трудоемким. Поэтому в указанный период
были предложены аналитические решения, основанные на ряде упро-
щающих допущений. Основополагающим обстоятельством для таких
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 AvR, вычисляемая по значениям
скорости первого приближения vAl. При допущениях, что G = const,
а зависимость сх(М) удовлетворяет одному из законов сопротивления,
принятых для артиллерийских снарядов (индивидуальные отклонения
учитывались коэффициентом формы /), представлялось возможным при
расчете поправки &vR использовать затабулированную функцию Li(V).
При этом во втором приближении скорость vA2 определялась как
СоИпТ , , , . „
VA2 = Vai--Sin 0срТ,
m-fj у
где Со—баллистический коэффициент при ц=0; т— время работы дви-
гателя.
0о+0д
вер-----2 ’
Изменение угла тангажа на активном участке определялось интегри-
рованием уравнения (7.19). При этом в него подставлялось значение V,
рассчитываемое по формуле Циолковского. Угол в конце активного
участка траектории определялся из зависимости
g(0A)-g(0o)= - -Jj- [A^aJ-A^o)] , (7.23)
\ р
. ( 0 ., л I; т]=-------начальная тяговооружениость
где g(0)=lntg £т°
ракеты; zзатаоулированная функция. Индекс «О» относится
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,
вычисленные для закона сопро-
тивления (1930 г.) Гарнье-Дю-
пюи и баллистический сборник
Артиллерийской академии, вы-
численный для закона сопротив-
ления Сиаччи [72]. Таблицы со-
держали такие баллистические
параметры, как дальность и вы-
сота траектории, полетное время
и параметры точки падения:
ав, 0в. Входными параметрами
Рис. 7.6. Составляющие полной дальности
НРС
141
являлись: начальная скорость по, угол бросания Оо и баллистический коэф,
фициент с. При расчете участка АВ траектории НРС в такой сборник
нужно было входить, полагая v0=vA, 0о = ОА, с=с\Н(уА)
^У Рв i/д/Рв у = 0’ |
где сА рассчитывался по пассивной массе НРС. Из баллистического
сборника определялись дальность участка ХАВ, а также параметры
в точке В.
Для третьего участка С, ввиду его малости, использовались при-
блнженные методы расчета. В работе [11] авторы, полагая этот участок
Прямолинейным, рекомендовали зависимость
*вс=Уа ctg 0В.
Полная дальность НРС определялась как сумма:
^т = -КА + ХАВ +^ВС-
Исследование колебательного движения НРС. Оценка ожидаемого
рассеивания. Основной научно-теоретической проблемой внешней балли-
стики НРС явилась разработка расчетных методов оценки ожидаемого
рассеивания, позволяющих на этапе проектирования нового образца
предусмотреть меры обеспечения необходимой кучности.
При стрельбе по наземным целям рассеивание НРС характеризуется
срединным отклонением по дальности Вд и боковым отклонением Вб.
Срединное отклонение по дальности определяется как
где , — — коэффициенты влияния соответствующих факторов
на дальность стрельбы, определяемые обычными методами внешней бал-
листики; rf, rt. , re — срединные отклонения, характеризующие раз-
брос баллистического коэффициента с, скорости оА и угла 0А.
Боковое отклонение Вб является результатом проявления незави-
симых факторов, действующих на активном и пассивном участках:
Учитывая доминирующую роль активного участка в боковом разбросе
НРС, большинство исследователей исходило из предположения, что
5б»В6д.
Если обозначить через фА угловое отклонение траектории центра
масс НРС в конце активного участка (рис. 7.7) в плоскости бросания,
составляющей с горизонтом угол 0А, то соответствующее ему средин-
ное боковое отклонение определится как
Вб=
cos 0А
Таким образом, задача предвычисления ожидаемого рассеивания
НРС сводилась к определению характеристик разброса г,, Ау
Ч’ Г*А-
142
Определение разброса гс, обусловленного
главным образом допусками на массы кон-
струкции НРС и заряда, не составляет осо-
бой трудности. Определение г0 связано, кро-
ме того, с учетом разброса удельного импуль-
су /у. Главная трудность состояла в опреде-
лениях разброса угловых отклонений r^A н г0д.
Этн отклонения вызываются в основном од-
ними и теми же факторами, хотя в форми-
ровании рассеивания НРС они ведут себя по-
разному. Именно на решение этой задачи
и направлены были усилия научных коллек-
тивов и отдельных исследователей.
Как уже отмечалось, еще в середине
XIX в. суждения о причинах рассеивания ра-
кет были высказаны К- И. Константиновым,
который в качестве первостепенного фактора
назвал эксцентриситет реактивной силы (см.
гл. 4).
Первые систематические исследования рас-
сеивания оперенных PC были проведены в Со-
ветском .Союзе в 1936—1939 гг. при разра-
ботке PC калибра 82 и 132 мм. Исследо-
вательскую группу по изучению устойчивости
полета оперенных PC и улучшению куч-
ности их боя возглавлял инженер М. К. Тихо-
нравов, получивший впоследствии известность
как ближайший соратник С. П. Королева
и выдающийся советский ученый в области
ракетно-космической техники. Всего было рас-
смотрено 27 факторов, возмущающих полет
НРС как на активном, так н на пассивном
Рис. 7.7. Угловое от-
клонение НРС в полете
участках траектории.
Были 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
dv
dt
= Р;
mo-^-=Pa; • (7.25)
л2
A^L = MA-M„-AfD;
Ф = Ф + а-
Здесь a — угол атаки — угол между касательной к траектории и осью
Ракеты; ф — угловое отклонение — угол между осью пускового станка
и касательной к траектории; ф — угол поворота ракеты в плоскости
Движения, т. е. угол между осью пускового станка и осью ракеты;
А — экваториальный момент инерции ракеты; Л4А — момент, созда-
143
ваемый эксцентриситетом реактивной силы Д(Л4д=Рд); Л4СТ— стаби-
w u v а t п ОС/'
лизирующии аэродинамический момент, равный M„ = mza~-SMi-
Мо — аэродинамический демпфирующий момент, .равный
= m^(ppvSMl2 (1— характерная длина PC); mz, —аэродинамиче-
ские коэффициенты.
Согласно приведенной выше системе уравнений, механизм углового
отклонения PC состоит в том, что момент, создаваемый эксцентриси-
тетом реактивной силы, в случае преобладания над моментами Л1Ст
и Л4Д вызывает поворот ракеты вокруг ёе центра масс. Возникаю-
щий при этом угол атаки а приводит к образованию боковой составляю-
щей реактивной силы Ра, которая уводит ракету в сторону от перво-
начального заданного ей направления полета. Используя характеристи-
ки отрабатываемых образцов и результаты проведенных стрельб,
М. К. Тихонравов решил предложенную им систему уравнений численно.
Это позволило ему на примере конкретных образцов получить каче-
ственную картину колебательного движения PC на активном участке.
Наиболее важный вывод проведенного исследования был М. К- Тихо-
нравовым сформулирован так: «Максимальные отклонения ракетный сна-
ряд получает во время активного полета, причем решающее значение
имеет первая четверть или первая треть этого участка полета, считая
по времени», после чего угол ср 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 выдвига-
лись: уменьшение эксцентриситета реактивной силы; повышение скоро-
сти схода PC с направляющих; увеличение площади (размаха)
стабилизатора.
Последующий важнейший этап в изучении рассеивания PC в Совет-
ском Союзе приходится на годы Великой Отечественной войны. В этот
период (1941—1945 гг.) под руководством академика С. А. Христиане-
вича был проведен большой цикл исследований, в котором весьма
удачно сочетались большие экспериментальные работы в НИИ и на поли-
гонах с фундаментальными теоретическими разработками. Как изве-
стно, практическим выходом этих работ явилось создание PC улуч-
шенной кучности — М-13-УК н М-31-УК- Научным результатом явилась
стройная математическая теория рассеивания оперенных PC, разработан-
ная Ф. 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 сво-
ими выводами и рекомендациями.
Ф. П. Гантмахер н Л. М. Левин исходили из следующей систем*]1
дифференциальных уравнений, описывающей плоские колебания ОС"
m ^- = Pcos a—Cxy-SM + Pi sin а; (7-26>
1
144
tn = P sin a + cy SM—Pi cos a; (7.27)
^^=Ph~rn^^-SMl-m^SMl\ (7.28)
где Pi — боковая слагающая реактивной силы, направленная перпен-
дикулярно оси ракеты.
В 1943 г. ими было предложено преобразование переменных, кото-
рое позволило свести интегрирование приведенной системы к интегри-
рованию линейного дифференциального уравнения 2-го порядка с посто-
янными коэффициентами. Это позволило решение (определение ф) све-
сти к квадратуре.
Заметим, что в раоотах других
исследователей мы встречаемся
с таким же подходом к решению
задачи, отличающимся по суще-
ству лишь способом преобразо-
вания переменных.
Для всех исследований рас-
сматриваемого этапа характер-
но стремление получить анали-
тическое решение задачи в ко-
нечном виде. С этой целью авто-
ра работы [11] провели инте-
грирование системы дифферен-
циальных уравнений при учете
лишь основных сил и момен-
тов: Р, Р&, Мст. В дальнейшем
ими была оценена погрешность,
вносимая такими упрощениями,
и была доказана правомерности
такого подхода.
Ф. П. Гантмахер и Л. М. Ле-
вин исходили из того, что основ-
ными факторами, определяющи-
ми угловое отклонение фА, яв-
ляются эксцентриситет реактив-
ной силы Д и начальные воз-
мущения при сходе ракеты
с направляющей: фо — началь-
ный толчок (начальная угло-
®ая скорость) и фо — началь-
ный угол отклонения. Интегри-
руя систему дифференциальных
Уравнений при неполной систе-
Ме сил и моментов и при на-
личии только одного из ука-
занных возмущающих факто-
ров, исследователи получили за-
8исимости для расчета величи-
8111 Фд, обусловленной действием
^Ждого из возмущающих фак-
Рис. 7.8. Изменение углов а и ф в полете:
а — при наличии экцентриситета; б —
при возмущении <ро; в — при возмуще-
нии
145
В работе [И] было дано четкое определение критического участка
траектории — начальной части активного участка, на которой происхо-
дит нарастание угла ф. Для уяснения этого понятия обратимся к гра-
фикам на рис. 7.8, где показано изменение угла атаки для различ-
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 угда
атаки. На графике (см. рис. 7.8) показано изменение во времени
углового отклонения <р, которое по отношению к углу атаки является
интегральной функцией. Длина пути, отвечающая первой полуволне коле-
бания а, и называется критическим участком траектории. Угол ф возраста-
ет в основном на этом участке, а далее меняется мало.
В ряде работ результаты исследований представляются в виде графи-
ков характеристических функций от безразмерного аргумента. Так, на-
пример, в работе Я- М. Шапиро итогом исследования являются гра-
фики функции — Zo). Здесь характеристическая функция,
§=фААо/тпсрА, где /пср — средняя масса PC. I
где s — путь; So — длина направляющей (рис. 7.9). I
Поскольку формирование отклонения ф заканчивается на критич"
ском участке при (z—Zq=5), график ограничивается по аргументу
этой областью. Обозначая срединные отклонения ф, вызванные ука-
занными факторами, через гф(А), г^(фо), ^(фо) и полагая эти факто-
Рис. 7.9. Зависимость характеристической функции v=-—фА от (Z—Zo) ПРИ
* А*Иср
Z0=const
I ры независимыми друг от друга, величину г* , входящую в формулу
для Во, можно определить как
Г*А= ^(А)Г + [г»(ф)]2 + [^(Фо)]2.
При расчете срединного отклонения по дальности Вд рекомендовалось
принимать гв/=г^.
Как показали проведенные исследования, радикальным способом
снижения рассеивания оперенных PC является придание им вращательно-
го движения вокруг продольной оси, так называемого проворачива-
ния. Поскольку угловая скорость проворачивания в десятки раз меньше
той, которая необходима для стабилизации ракеты посредством гироско-
пического эффекта, последним при расчете колебаний проворачиваю-
щегося ОРС оказалось возможным пренебречь. Для этой цели была ис-
пользована та же система уравнений (7.26) —(7.28), ио только при первом
слагаемом уравнения (7.28) появился сомножитель cos 6, где 6 —
угол поворота плоскости эксцентриситета. Характер зависимости
6(0 или 6($) определяется способом придания ракете вращатель-
ного движения.
Вращение ракеты на активном участке с постоянной угловой ско-
ростью могло быть обеспечено пуском ракеты из винтовых направляющих.
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
иа 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 фо 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 [I I, 18, 74] действие ветра как в боковом,
так и в вертикальном направлениях полагается эквивалентным изме-
нению угла атаки иа угол, равный arctg-^Ц- где — составляю-
щая скорости ветра в рассматриваемой плоскости. Такой подход
позволяет для определения отклонения НРС, вызываемого ветром на
активном участке, использовать с некоторыми изменениями рассмот-
ренную 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.
Решение первой задачи в значительной мере упрощалось тем, что усло-
вие гироскопической устойчивости ТРС на пассивном участке траектории
146
147
совпадает с таковым для обычного артиллерийского снаряда. Это1Н
Волило по аналогии с формулой для определения потребной крутизну
нарезов ствола артиллерийского орудия определить угол наклона сопел
бс, 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 обо-
ротов (от нескольких тысяч до полутора — двух десяков тысяч в ми-
нуту), обеспечивающих гироскопическую устойчивость ТРС, влияние
эксцентриситета тяги сводится к минимуму. Для турбореактивных сна-
рядов 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 началь-
ного угла отклонения фо- При этом следует иметь ввиду простран-
ственный 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 актив-
ного 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 направ-
ляющим и подход к определению начальных возмущений. Наиболее важ-
ным фактором, предопределяющим появление ф0, признано несовпадение
геометрической оси снаряда (оси геометрической симметрии) с его дина-
мической осью, положение которой определяется распределением масс
снаряда. При движении снаряда, ведомого по направляющим центрую-
щими утолщениями, из-за динамической неуравновешенности появляют-
ся центробежные силы, которые при сходе ТРС с направляющих и по-
рождают начальный толчок фо.
В своем развитии внешняя баллистика неуправляемых PC опиралась
иа достижения аэродинамики, используя ее теоретические методы и ре'
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 вы-
ходит за пределы рассматриваемых дисциплин. «а
148
[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 на-
правления 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
п разрабатывавшихся образцов, технических идей и проектов, составляю-
щих историческую картину развития, выразить в обобщенных количест-
венных показателях, содержащих в концентрированном виде главное,
наиболее существенное в движении исследуемого объекта.
Из опыта исследования других областей и объектов техники из-
вестны два вида таких показателей:
критерии развития, характеризующие «внутреннюю логику» развития
рассматриваемого объекта, оценивающие его совершенство с чисто тех-
нической стороны;
критерии эффективности, характеризующие технический объект как
«внешнюю систему», оценивающие степень пригодности его для исполь-
зования по его основному назначению.
Анализ основных закономерностей развития любого объекта техники
строится на общеметодологической основе диалектического и историче-
ского материализма. Однако законы диалектики для каждого из них
имеют свое конкретное выражение в соответствии с его физической приро-
дой и принципиальными конструктивными особенностями. Выявление
специфических форм проявления общих диалектических законов в разви-
тии того или иного технического направления или объекта является
важнейшим элементом решения поставленной задачи.
Хотя объектом исследования является рассматриваемая в целом
ракета на твердом топливе, основным предметом исследования данной
главы является изучение закономерностей развития двигателя этой раке-
ты как элемента главным образом определяющего ее технические возмож-
ности и области применения в период до 1945—50 гг.
8.1. КРИТЕРИИ РАЗВИТИЯ РАКЕТ
НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
Среди множества показателей, характеризующих тот или иной техни-
ческий объект, можно выделить первостепенные, определяющие совер-
шенство его устройства и эффективность функционирования. Для раке-
ты на твердом топливе выбор таких критериев вытекает из рассмотре-
ния двух основных категорий ее показателей: энергетических и массово-
конструктивных.
Основной энергетической характеристикой ракеты на твердом топливе
является удельный импульс тяги /у ее двигателя? Напомним, что на
Начальном этапе развития теории РДТТ в качестве энергетической
Характеристики ракетного двигателя пытались представить работу, произ-
149
Рис. 8.1. Зависимость между макси-
мальной скоростью ракеты, относи-
тельной полезной нагрузкой и крите-
риями развития Jy и а
водимую тягой двигателя при разгбне
ракеты. Однако известно, что работа
выполняемая одним и тем же ракет-
ным двигателем, оцениваемая кинети-
ческой энергией, приобретаемой при
разгоне ракетой, существенно меняет-
ся в зависимости от массы полезного
груза. В- пределе, при двигателе,
установленном на стенде (масса по-
лезного 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 оди-
наковой. Удельный импульс тяги явля-
ется единственной энергетической ха-
рактеристикой, которая входит в зави-
симость для расчета максимальной
скорости ракеты в конце активного
участка траектории. Поэтому исполь-
зование /у как одного из критериев
развития ракеты на твердом топливе
представляется вполне правомерным.
Значение /у в сильной степени за-
висит от индивидуальных особенно-
стей отдельного образца ракетной
техники и может быть учтено для от-
дельных этапов развития твердотоп-
ливной ракеты в значительно осред-
ненном виде.
В качестве основной массово-конструктивной характеристики РДТТ
обычно используют коэффициент массового совершенства двигателя
а=ткл/тг (см. гл. 2 и 5).
Удельный импульс тяги Jy 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 Циол-
ковского, то взаимосвязь между a, vm/Jy и т=тпи/т0 можно пред-
ставить 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 Д. опре-
деляет величину (om)max, обозначающую верхний предел скорости для
ракеты с такими критериями развития. График позволяет оценить совмест-
ное влияние а и Jy на величину vm, что особо важно для случаев,
когда улучшение одной из этих характеристик (а или Jv) достигается
за счет ухудшения другой.
Важнейшие технические решения, определившие главные этапы раз-
вития ракеты на твердом топливе, были связаны с оптимизацией комплек-
са /у, а. !
150
8.2. ИСТОЧНИКИ И «ВНУТРЕННЯЯ ЛОГИКА» РАЗВИТИЯ
РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
При рассмотрении истории развития ракет на твердом топливе обра-
щает на себя внимание революционизирующая роль топлива. Именно
появление нового типа топлива обуславливает создание нового топлив-
но-конструктивного типа двигателя, знаменует начало нового этапа раз-
вития 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
твердеет© топлива, которое, с одной стороны, представляет собой энерге-
тическую систему, с другой — является твердым телом с присущей ему
той или иной механической структурой. С одной стороны, всегда су-
ществует стремление повысить энергетические характеристики топлива
за счет включения в его состав тех или иных химических ингредиентов,
с другой стороны, это часто оказывается недопустимым в реализуемом
на практике твердом континиуме с приемлемыми для эксплуатации ха-,
рактеристиками (механическая прочность, чувствительность к механи-
ческим воздействиям и т. д.), возможностями изготовления заряда
и снаряжения двигателя.
Суть второго противоречия обуславливается тем, что твердое топливо
обладает определенным комплексом баллистических характеристик, пред-
определяющих 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-
бочего процесса в двигателе.
Разрешение этих противоречий на определенной стадии развития
техники (химии и технологии изготовления топлив, общего уровня ма-
шиностроения' и т. д.) достигалось посредством разработки нового ти-
па топлива, а затем и нового топливно-конструктивного типа дви-
гателя.
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-
шая смесь трех компонентов, из которых два — селитра и сера —
встречались в природе в чистом виде, третий — уголь — являлся продук-
том, производимым человеком с древнейших времен. Как отмечалось, на
протяжении веков состав дымного пороха не претерпевал особых из-
менений.
Использованию дымного пороха в ракетной технике в сильной степени
благоприятствовала его способность устойчиво гореть при низких давле-
ниях, 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
Теплоты, выделяемой при сгорании, так и высоким содержанием конден-
сированной фазы в продуктах сгорания.
151
1
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 «обла-
гораживания» 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 стремле-
нием повышения энергетики твердого топлива и его жесткой меха-
нической структурой, в которую «не вписывались» ингредиенты с повы-
шенной чувствительностью к механическим воздействиям (см. гл. 2).
Повышению удельного импульса не благоприятствовали низкие рабо-
чие давления в двигателе и форма кривой давления. При прогрессив-
ном 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, приво-
дило к недоиспользованию даже тех скудных энергетических возмож-
ностей, которыми располагал РДТТ на дымном порохе, на 5—25 %.
Эволюция технологического процесса (применение более мощных
прессов и горячего прессования) не смогла устранить указанного про-
тиворечия: дымный порох по-прежнему оставался энергетической систе-
мой с низкими показателями.
Не так обстояло дело с другим критерием развития — конструктив-
но-массовой характеристикой а. Горящий изнутри заряд всей своей тол-
щей защищал стенки 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 а=0,5—1,1.
Согласно рис. 8.1 для ракеты на дымном порохе при а=0,5 предельно
достижимое (при /пт=0) значение vm/I составляло примерно 1,
Т. е. (tim)max=700—800 м/с.
Максимальный калибр ракеты на дымном порохе определялся возмож-
ностями прессового оборудования первой половины XIX в. и находился
в пределах 100—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, полу-
чивших наименование баллиститного топлива. Их основными компонен-
тами 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 bi екочувствительное к удару взрывчатое вещество,
как нитироглицерин, не проявляет этого свойства, будучи связанным с ми-
152
целлами нитроклетчатки; баллиститные топлива малочувствительны к
ударам и элементы заряда из такого топлива обладают сравнитель-
но высокой прочностью и сами по себе способны воспринимать внеш-
ние 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 — коэффициен-
том а?
Появление нового топлива привело к созданию нового топливно-
конструктивного типа двигателя—двигателя с вкладным зарядом, со-
стоящим из отдельных пороховых элементов.
Рассмотрим недостатки такой схемы, к которым следует отнест-и:
наличие контакта горячего газа (температура газа 2300—3100 К)
с корпусом двигателя по всей его внутренней поверхности, что застав-
ляет либо делать корпус толстостенным (если время работы невелико),
либо применять мощную теплоизоляцию;
наличие специальных устройств для крепления заряда в камере и пред-
отвращения выброса шашек при горении;
низкую степень заполнения камеры топливом.
К этому следует добавить некоторые отрицательные свойства внутрен-
ней баллистики двигателя на баллиститном топливе:
высокое рабочее давление, выбираемое из условия устойчивого го-
рения 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 темпе-
ратурного диапазона использования двигателя, а следовательно, и высо-
кое расчетное давление р^.
Перечисленные факторы обусловили существенное утяжелеиие конст-
рукции РДТТ на баллиститном топливе по сравнению с двигателем
на бездымном порохе.
Для образцов, применявшихся во вторую мировую войну, коэффи-
циент а составил 2,0—2,3. В дальнейшем за счет перехода к одноша-
шечным 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 достижи-
мое значение vm/Jy составляет 0,7, что при /у=2000 м/с дает макси-
мально возможную скорость 1400 м/с. При тйпн=0,2 получаем vn=
= 0,5 Л,,т. е. 1000 м/с. Таким образом, переход к новому типу двига-
теля обеспечил увеличение скорости ракеты на твердом топливе при-
153
мерно вдвое, что значительно повысило ее баллистические возможности'
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 изго-
тавливать пороховые шашки диаметром до 0,5 м, что позволило су-
щественно повысить полезный груз, переносимый одной ракетой, а также
увеличить дальность стрельбы (см. гл. 5).
Однако в процессе развития баллистнтных топлив выявилось, что по-
вышение их энергетических характеристик имеет свой предел, который
в основном определяется максимально допустимым содержанием нитро-
глицерина— компонента с наибольшим энергосодержанием (~43 %).
Было также установлено, что конструктивная схема двигателя с вклад-
ным зарядом не позволяет получить низкие значения а. Итак, невозмож-
ность повышения /у, снижения а и увеличения калибра ракеты обусло-
вили кризис ракеты на баллиститном топливе, который привел к появле-
нию нового топливно-конструктивного типа РДТТ.
Ракета на смесевом топливе. В ходе второй мировой войны появилось
твердое ракетное топливо нового типа, представляющее собой меха-
ническую 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-
дачи, начались поиски новых топлив. В нюне 1942 г. Парсонсом был
предложен состав нз перхлората калия и термопластичного горючего-
связки. После ряда исследований и 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-
фальта н 30 % смазочного масла. Горючее плавилось прн температуре
~ 135 °C, смешивалось с окислителем и заливалось в двигатель. После
остывания смесь отвердевала, образуя скрепленный с корпусом топливный
монолит. Топливо обеспечивало значение Jy=1800 м/с н применялось
в стартовых ускорителях к самолетам ВМС США до конца войны [39|.
Однако термопластичное горючее-связка было неудобно в эксплуата-
ции: оно размягчалось при высоких температурах, становилось хрупким н
трескалось при низких. Поиски более эффективных горючих-связок при-
вели к открытию полисульфиднон резины, которая была использована
для нзготовлення твердых топлив фирмой «Тиокол Кемикал Корпо-
рейшн» [39]. Так осуществился переход к связке термореактнвиого типа
и было положено начало современной технологии изготовления ракет
на смесевом топливе.
Основное внутреннее противоречие твердого топлива было разрешено;
использованием эластичного связующего материала, который, обволакн- •
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.
В настоящее время в качестве окислителя чаще всего используется
перхлорат аммония (NH4CIO4). В качестве горючего-связующего ве-'
щества 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 осе-
вого канала нужного профиля. Перед заливкой топлива на внутреннюю
поверхность корпуса двигателя наносится защитно-крепящий слой, кото-
рый обеспечивает скрепление заряда с корпусом двигателя и его тепловую
защиту в конце горения заряда.
Затем, при нагреве происходит полимеризация связки с обра-
зованием твердого топливного монолита, прочно скрепленного с корпусом
двигателя. После охлаждения двигателя до нормальной температуры
стержень удаляют. В таком двигателе заряд горит изнутри, по поверх-
ности канала. Вследствие этого корпус во время работы двига-
теля изолирован от горячих газов толщей топлива. Поэтому он может быть
выполнен тонкостенным из легких высокопрочных материалов. Скреплен-
ный с корпусом заряд не нуждается в дополнительных устройствах
типа диафрагмы. При таком заряде повышается заполнение камеры
топливом. Снижению расчетного давления благоприятствуют такие бал-
листические свойства смесевого топлива, как низкое значение показа-
теля степени v и малая зависимость скорости горения от темпе-
ратуры заряда. Были определены н использованы на практике про-
фили канала звездообразной формы, обеспечивающие постоянство по-
верхности горения, и следовательно, постоянство давления во время рабо-
ты двигателя.
Благодаря этим особенностям для двигателя, выполненного по дан-
ной 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-
пользованы для создания топливных рецептур. Наряду с обязатель-
ными компонентами: окислитель, горючее-связка, в такие топлива могут
вводиться различные энергоповышающие добавки; горючие металлы и не-
которые 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, тпн=0,2 получаем допустимое зна-
чение ym/Jy=l,2, что при /у=2500—2600 м/с соответствует макси-
мальной скорости одноступенчатой ракеты ит=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 приме-
нение РДТТ в качестве стартовой ступени ракетно-космических си-
стем и космических транспортных кораблей многоразового использования.
155
Троичный цикл отрицания. Как известно, отрицание является неизбеж-
ным и закономерным моментом во всяком развитии.
В рассмотренной нами смене основных топливно-конструктивных типов'
РДТТ весьма четко прослеживается троичный цикл отрицания. Рас-
смотрим 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, отри-
цательное — белым кружком, половинчатое — кружком, зачерненным на-
половину (рис. 8.2).
Двигатель на баллиститном топливе с вкладным зарядом представ-
ляет прямое отрицание двигателя на дымном порохе XIX в.:
использование гомогенного топлива взамен топлива — механической
смеси;
использование вкладного заряда взамен заряда, запрессованного в
корпус;
использование двигателя с соплом взамен бессоплового двигателя.
Рис. 8.2. Кодовая схема влиянии основных факторов на критерии развития ракеты
на твердом топливе. Внизу — сечения двигателей основных топливно-конструк-
тивных типов
156
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 тако-
го 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 допол-
нением к конструкции двигателя. Все это привело к повышению удель-
ного импульса тяги, однако при этом оказалось неизбежным пожертво-
вать 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 дополни-
тельных элементов конструкции, утяжеляющих двигатель. Таким обра-
зом, подтверждается известное положение диалектики о том, что при раз-
витии, прогрессивном в целом, может наблюдаться регресс в отдельных
областях и на отдельных направлениях. Разумеется, такое отрица-
ние стало возможным лишь на определенном этапе развития произ-
водительных 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. е. возвращение к позитивным моментам
изначальной схемы, но уже на ином, неизмеримо более высоком техни-
ческом 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 элемеитам
конструктивного решения. Современная ракета на смесевом топливе,
являющаяся отрицанием отрицания, выступает в роли синтеза этих проти-
воположных форм, преодолевающего и разрешающего противоречия меж-
ду ними. При этом новая форма включает, «удерживает» позитивные
элементы предыдущей формы — сопловое днище со сверхзвуковым соп-
лом.
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 ма-
териалы). При смешении компонентов топлива точность дозировки со-
ставляет 0,05—0,1 % при навеске от 500 до 1500 кг. Процессы полиме-
ризации топлива при снаряжении двигателя производятся с исполь-
зованием АСУ н ЭВМ, управляющих режимами нагрева и охлаждения
157
заряда. Сопло двигателя изготавливается из особых материалов, обес-
печивающих его работоспособность при температуре газов 3400—
3700 К [44].
Как следует из графика рис. 8.1, с ростом vm величина эквивалента а по
удельному импульсу тяги возрастает. Следовательно, все более актуаль-
ным становится требование повышения Jy, даже если это сопряжено
с некоторым (в пределах эквивалентности) утяжелением конструкции
двигателя.
Одним из возможных решений этой проблемы является создание РДТТ
с раздельными компонентами топлива — РДТТ РК. Заряд такого двигате-
ля состоит из отдельных блоков окислителя и горючего (или из топлива с
большим избытком горючего). В РДТТ РК представляется возмож-
ным использовать такие горючие и окислители, применение которых в со-
ставе 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]..
8.3. 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 практиче-
ской задачи, решаемой этим объектом. Для ракеты на твердом топливе
разнообразие решаемых ею задач создает основную трудность в выборе
«глобального» критерия эффективности, с исчерпывающей полнотой ха-
рактеризующего ракеты различных классов и целевого назначения.
Поэтому, для того чтобы проследить развитие твердотопливной раке-
ты в пределах времени до 1945—1950 гг., ограничимся рассмотре-
нием ракет класса «земля — земля» как средства транспортировки
полезного груза того или иного назначения на определенную
дальность.
Изменение критерия эффективности во времени отражает зави-
симость развития рассматриваемого объекта техники как от внешних фак-
торов, так и от внутренних. Тем самым устанавливается связь между
внешними движущими силами и критериями развития. Критерий эффек-
тивности позволяет на основе единых количественных показателей
выразить взаимное влияние сходных по целевому назначению направ-
лений 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 Rt, равный произведению максимальной даль-
ности полета на массу полезного груза, переносимого на эту дальность:
/?1="’пн^тах- (8-1)
Этот критерий характеризует предельные на данной стадии разви-
тия 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 огиевую
мощь в( сочетании с мобильностью. В качестве такого примем
158
Рис. 8.3. График изменения по времени
критерия R\ для первого периода:
кривая 1 — ракета; кривая 2 — орудие;
ж — составные ракеты
RtfKt-KM
Рис. 8.4. График изменения во
времени критерия Rt для 11-го
периода
(8.2)
где Мп у — масса пускового устройства^ и — число снарядов (ракет) в
залпе.
В качестве критерия, характеризующего в известной мере экономичность
решения баллистической задачи ракетой или орудием, примем коэф-
фициент /?з, равный отношению /?, к массе «движущего груза» тлв.
Для ракеты масса тдв равна массе снаряженного двигателя, для
орудия — массе метательного заряда т3.
Следовательно,
для ракеты R — (8.3)
(1+а)тт’
для орудия р — —и5п'а1 (8.4)
тз
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.
I 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 Rt. Графики построены в полулогарифмическом масштабе.
Как следует из графиков, в первой половине XIX в. ракета по показателю
R< примерно в 3—3,5 раза превосходила полевые артиллерийские си-
стемы. Дальность полета ракет при равной массе полезного груза была
примерно в 2—2,5 раза больше дальности орудия. При равных калибрах
159
боевой части ракеты и артиллерийского снаряда первая, за счет продол-
говатой формы, переносила к цели значительно большее количество бое-
вого снаряжения. Более того, при использовании связки из нескольких
ракетных двигателей можно было на дальности артиллерийского огня
переносить тяжелые разрывные заряды для уничтожения фортифика-
ционных сооружений. Приведенное на графике значение R\ для таких
систем соответствует данным составной ракеты К- А. Шильдера.
Графики изменения критерия /?2 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 R? превосходила
орудие образца 1838 г.— основную систему русской полевой артилле-
рии — 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 поло-
вине XIX в. При этом мирились с такими недостатками ракет того време-
ни, как большое рассеивание и низкая надежность. Преимущества ра-
кетного вооружения особенно сказывались при использовании его в гори-
стой труднопроходимой местности, что часто встречалось на театрах воен-
ных действий того времени (Балканы, Кавказ).
Графики изменения критерия R3 представлены на рис. 8.6.
Мощный подъем промышленности во второй половине XIX в. создал
предпосылки для технического переворота в области артиллерии. С се-
редины 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 продолгова-
тые снаряды длиной до 3,0—3,5 калибров. За счет этого повысилась
масса переносимого к цели груза. Улучшение аэродинамических харак-
теристик 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. 8.5. График изменения во времени
Рис. 8.6. График изменения во времени критерия R2'-
критерия Л3 кривая I — ракета; кривая 2 — орудие
160
сталь. Однако подлинный переворот в области артиллерии был обуслов-
лен появлением бездымного пороха с более высокими, чем у дымного, энер-
гетическими характеристиками. Использование в артиллерийских си-
стемах 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 реак-
тивного 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 ис-
пользовать бездымный порох при реактивном способе метания, нужно
было создать принципиально новый топливно-конструктивный тип дви-
гателя, представляющий собой единство нового вида топлива и новой
конструктивной схемы, обеспечивающей эффективное использование это-
го топлива. Кривая изменения R, для ракеты фактически застыла на до-
стигнутом уровне. Из графика видно, что примерно к началу семидесятых
годов полевое орудие превзошло по этому показателю ракеты. Пере-
сечение графиков 7?1 для орудия и ракеты как бы определило «узловую
точку» упадка ракетной техники. Хотя по показателю мобильности ра-
кетное вооружение сохраняло свои преимущества, отношение военных
специалистов к нему изменилось и, как указывалось ранее, в 1886 г. про-
изводство 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. Волов-
ский, предложивший в 1912 г. проект многозарядной ракетной установки
на автомобильном шасси и многозарядное устройство для стрельбы ра-
кетами с самолета. Однако в основе этих проектов лежало использование
ракеты на дымном порохе со всеми присущими ей недостатками: «внут-
ренняя логика» развития твердотопливной ракеты еще не создала необхо-
димых технических предпосылок для решения выдвинутых проблем.
II 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 второй мировой войны,
по показателю R\ превзошел 4-дюймовые ракеты на дымном порохе более
чем в 10 раз. В ходе Великой Отечественной войны ракетное воору-
жение 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 /?, выравнялся с артиллерийскими система-
ми гаубичного типа, имеющими примерно равную с ним массу боевого
груза.
Еще более высокие значения Rt были достигнуты для образцов с тяже-
лой 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 высо-
кими значениями критерия Rt. По отношению к ствольным системам
близкого калибра (122-мм гаубица образца 1838 г.) он оказался выше
примерно в 10 раз.
6 Е. Волков
161
Рассмотрим внешние социально-экономические, политические и орга-
низационные факторы, обеспечивающие столь бурный расцвет отечест-
венной ракетной техники в указанный период.
Решение такой сложной технической проблемы, как создание системы
ракетного вооружения Советской Армии, стало возможным на основе вы-
сокого уровня общественного производства, достигнутого в ходе первых
пятилеток, превративших нашу страну в мощную индустриальную дер-
жаву.
Решение этой проблемы было крайне необходимо для повышения обо-
роноспособности нашей Родины перед лицом готовящейся нацистской аг-
рессии. Для решения этой проблемы потребовался труд большого спло-
ченного единым руководством сообщества специалистов самых различных
профилей: ученых, конструкторов, технологов. Таким сообществом явил-
ся РНИИ, первый в мире Реактивный научно-исследовательский инсти-
тут, созданный в 1933 г. на базе ГДЛ и ГИРД. Это была новая форма орга-
низации 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 взаимо-
действии с артиллерией. Эта взаимосвязь проявилась как в форме кон-
куренции, так и в различных формах компромисса. Одной из компромисс-
ных форм явилось выявление областей применения, в пределах которых
тот или иной вид вооружения в силу своих технических показателей
обладал абсолютным превосходством. Другой формой компромисса яви-
лось создание комбинированных систем, сочетающих активный и реак-
тивный способы метания.
Рис. 8.7. Морфологическая схема метательных устройств
162
Рис. 8.8. Основные типы комбинированных устройств, сочетающих активный и
реактивный способы метания:
а — динамо-реактнвная пушка; б — пуска с активно-реактивным снарядом; в —
газодинамическая пушка
Для выявления всех возможных комбинаций выделим наиболее су-
щественные признаки, которые могут быть положены в основу классифи-
кации 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 метатель-
ного 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, в).
В ГДП сила, движущая снаряд, создается активно-реактивным воз-
действием на его дно газов, истекающих из сопла неподвижного ракет-
ного двигателя. Сектор 10 соответствует активному метательному уст-
ройству, стреляющему снарядом с реактивным двигателем, получившим
название активно-реактивного (АРС) (см. рис. 8.8,6). Сектор 3 соот-
ветствует ДРП с использованием АРС. Сектор 7 соответствует появив-
шемуся недавно кинетическому оружию.
Ill период. Ракета на смесевом топливе. Как отмечалось, переход к
смесевому топливу позволил в начале 50-х годов создать новый топливно-
конструктивный 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 Rt произошел качест-
венный скачок; ракетная техника завоевала области применения, не-
доступные активному способу метания, область, где скорости метания
лежат выше 1500—2000 м/с, а масса полезного груза исчисляется от сотен
килограммов до десятков тонн.
6*
163
Появление ракеты на смесевом топливе вызвало качественный скачок
в изменении критерия /?з. Изменение /?3 по годам для активного и реактив-
ного 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
Но в течение последних сорока лет положение изменилось. Ветвь графика
построенная нами по известным из литературы характеристикам твердо-
топливных баллистических ракет [52], уходит значительно выше пологой
кривой для систем активного метания.
В силу указанных обстоятельств произошли изменения в составе внеш-
них факторов, влияющих на развитие твердотопливных ракет. Если ранее
судьбы ракеты на твердом топливе в значительной мере определились
состоянием артиллерийского вооружения, т. е. активного способа мета-
ния, 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 конструк-
тивно-массовым характеристикам. Однако с появлением смесевых топлив
твердотопливная ракета стала конкурентоспособна с жидкостной, а в
области оперативно-тактического и стратегического ракетного вооруже-
ния почти полностью вытеснила ракету на жидком топливе.
Важнейшим внешним фактором развития, обусловившим, наряду с
рассмотренными, появление «узловой точки» в развитии ракеты на твер-
дом топливе, явилось создание высокоэффективных систем управления
полетом баллистической ракеты. Без такой системы, обеспечивающей
доставку ракеты в заданную точку на поверхности Земли с высокой точ-
ностью, 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 1 ЧАСТИ
1. Андреев К. К. и Беляев А. Ф. Теория взрывчатых веществ. М.: 1960.
2. Артиллерийские пороха и заряды: Пер. с нем. под ред. К. К. Снитко. М.:
1950.
3. Арш М. М. О горении порохов в ракетных камерах // Изв. Артиллерийской
академии им. Дзержинского. М.: 1945. Т. XLVI.
4. Афанасьев Н. М. Первые залпы. М.: 1982.
5. Беляев А. Ф. К вопросу о горении бризантных взрывчатых веществ. М.:
1940.
6. Беляев Т. Ф. Ракетные заряды и пороха к реактивной артиллерии Совет-
ской армии периода Великой Отечественной войны. М.: 1987.
7. 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.
М.-Л.: 1936.
9. Вентцель Д. А. Теория реактивного действия // Изв. Артиллерийской
академии КА. 1933. Т. 3.
10. Вилинбахов В. Б. и Холмовская Т. Н. Огневое оружие средневекового
Китая // Из истории науки и техники в странах Востока. М.: 1960. Вып. I.
11. Гантмахер Ф. Р., Левин Л. М. Теория полета неуправляемых ракет. М.:
1959.
164
12. Глушко В. П. Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР. М.: 1981.
13. Глушко В. П. Путь в ракетной технике. М.: 1977.
14. Граве И. П. Внутренняя баллистика. Л.: 1935. Ч. 3.
15. Граве И. П. Внутренняя баллистика. Л.: 1936.
16. Граве И. П. Внутренняя баллистика. Пиростатика. М.: 1938.
17. Дудаков В. И. Некоторые эксперименты начального этапа применения
в авиации стартовых ракетных ускорителей // Из истории авиации и космонав-
тики. М.: 1972. Вып. 17—18. С. 44—46.
18. Дэвис Л., Фоллин Дж., Блитцер Л. Внешняя баллистика ракет: Пер. с
англ. М.: 1961.
19. Жидкие и твердые ракетные топлива: Сб. переводов. М.: 1959.
20. Зельдович Я. Б. К теории горения порохов и ВВ // ЖЭТФ АН СССР. 1942.
№ 12. вып. 11 — 12. С. 18—29.
21. Зельдович Я. Б., Ривин М. А., Франк-Каменецкий Д. А. Импульс реак-
тивной силы пороховых ракет. М.: 1963.
22. Из истории авиации и космонавтики. М.: 1964—1989. Вып. 1—59.
23. Из истории астронавтики и ракетной техники. М.: 1970—1979.
24. Из истории ракетной техники. М.: 1964. Вып. 1—3.
25. Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетно-
космической науки и техники. М.: 1981 —1989. Вып. 1—7.
26. Каст Г. Взрывчатые вещества и средства воспламенения. М.-Л., 1932.
27. Козловский А. Б. Очерк развития русской артиллерии // Изв. Артиллерий-
ской академии им. Дзержинского. Юбилейный выпуск. (1889—1939) . М.: 1940.
С. 33—46.
28. Константинов К. И. О боевых ракетах. Из 2-й части курса артиллерии
генерал-лейтенанта Бесселя. СПб.: 1856.
29. Константинов К. И. О боевых ракетах. Лекции, читанные автором в Ми-
хайловской академии в 1860 г. СПб.: 1864.
30. Костылев П. М. Ракетные снаряды (Исторический очерк) // Морской
сборник. 1937. № 1. С. 56—73.
31. Кузнецов К. М. История ракетного оружия и его боевого применения.
М.: 1972.
32. Лаигемак Г. Э. Проектирование реактивных снарядов И тяговых ракет.
Л.: 1934.
33. Лаигемак Г, Э., Глушко В. П. Ракеты, их устройство и применение.
М.-Л., 1935.
34. Латухин А. Н. Современная артиллерия. М.: 1970.
35. Лей В. Ракеты и полеты в космос. М.: 1961.
36. Мазинг Г. Ю. О некоторых закономерностях развития ракетных двига-
телей на твердом топливе // Исследования по истории и теории развития авиа-
ционной и ракетно-космической науки и техники. М.: 1985. Вып. 4. С. 194—207.
37. Мазинг Г. Ю. Сравнительный анализ развития активного и реактивного
разгона тела до заданной скорости // Исследования по истории и теории разви-
тия авиационной и ракетно-космической науки и техники. М.: 1986. Вып. 5. С. 44—
55.
38. Мазинг Г. К). Реставрация тягово-баллистических характеристик ракет
XIX в. // Из истории авиации и космонавтики. М.: 1983. Вып. 47. С. 14—25.
39. Малина Ф. Д. Программа исследований реактивных двигателей военно-
воздушного корпуса армии США на период 1939—1946 гг. // Из истории астронав-
тики и ракетной техники. М.: 1979. Вып. 2—3.
40. Маркс К., Энгельс Ф. Сочинения. Изд. 2-е. М.: 1955. Т. 4.
41. «Морской сборник», 1856. № 8. Ч. III.
42. 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.
44. Орлов Б. В., Мазинг Г. Ю. Термодинамические и баллистические основы
проектирования ракетных двигателей на твердом топливе. М.: 1979.
45. Оружие победы. М.: 1988.
165
46. Перельман Я. И. История пороховой ракеты // Я. И. Перельман. Меж-
планетные сообщения. М.: 1935. С. 74—85.
47. Пионеры ракетной техники. Гансвиндт, Годдард, Эсно-Пельтри, Оберт
Гоман. Избранные труды (1891 — 1938). М.: 1977.
48. Победоносцев Ю. А. Краткий исторический обзор боевого применения,
ракет. М.: МВТУ, 1949.
49. Победоносцев Ю. А. Подбор сопла к ракетному заряду // Ракетная тех-
ника. 1939. Вып. 7. С. 63—81.
50. Победоносцев Ю. А., Кузнецов К. М. Первые старты. М.: 1972.
51. Применко А. Е. Реактивные двигатели, их развитие и применение. М.; 1947.
52. Разумеев В. Ф., Ковалев Б. К. Основы проектирования баллистических
ракет на твердом топливе. М.: 1976.
53. Ранкин Р. А. Математическая теория движения неуправляемых ракет
М.: 1951.
54. Ровинский Д, А. Описание фейерверков и иллюминаций. СПб.: 1903.
55. Россер Д. В., Ньютон Р. Р., Гросс Г. А. Математическая теория полета
неуправляемых ракет. М.: 1950.
56. Рыиин Н. А. Ракеты и двигатели прямой реакции (история, теория, тех-,
ника). Л.: 1929.
57. Серебряков М. Е. Выдающийся ученый и педагог (Творческий портрет
И. П. Граве) // Воеино-исторический журнал. 1971. № 2. С. 92—94.
58. Серебряков М. Е. Метод исследования горения порохов с соплом и прак-
тическое его применение // Бюллетень Начальника вооружений РККА. 1932.
59. Серебряков М. Е,, Гретен К. К., Оппоков Г. В. Внутренняя баллистика
М.-Л.: 1939.
60. Скууг А. И. Вильгельм Теодор Унге и его вклад в ракетную технику //
Из истории астронавтики и ракетной техники. 1979. Вып. 2—3.
61. Слухоцкий. Баллистика ракетиых снарядов. М.: 1936.
62. Сокольский В. Н. Ракеты на твердом топливе в России. М.: 1963.
63. Сокольский В. Н. Основные направления развития ракетно-космической
науки и техники // Исследования по истории и теории развития авиационной и
ракетно-космической науки и техники. М.: 1983. Вып. 2. С. 140—162.
64. Сонкин М. Русская ракетная артиллерия. М.; 1952.
65. Тихонравов М. К. Исследование факторов, влияющих на кучность боя
ракетных снарядов // Ракетная техника. 1938. Вып. 7. С. 3—62; Вып. 8. 1939.
С. 37—60.
66. 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.
67. Уимпресс Р. Н. Внутренняя баллистика пороховых ракет. М.; 1952.
68. Феодосьев В. И. и Синярев Г. Б. Введение в ракетную технику. М.: I960.,
69. Цытович П, Очерк истории пиротехнии // Опыт рациоиальной пиротех-
нии; руководство для изучения и практики фейерверочного искусства. СПб.: 1894.
Ч. П. С. 641—679.
70. Челеев Ф. Полиое и подробное наставление о составлении увеселитель-
ных огией, фейерверками именуемых. М.: 1824.
71. Шапиро Я- М. Баллистика и основания устройства ракетных снарядов.
М.: 1944.
72. Шапиро Я- М. Внешняя баллистика. М.; 1946.
73. Шапиро Я- М. Исторический очерк развития реактивных снарядов //
Я. М. Шапиро. Пороховые реактивные снаряды. М.; 1951. С. 6—55.
74. Шапиро Я- М„ Мазинг Г. Ю., Прудников Н. Е. Основы проектирования
ракет на твердом топливе. М.: 1968.
75. Шапиро Я- М„ Мазинг Г. Ю., Прудников Н. Е. Теория ракетного двига-
теля на твердом топливе. М.: 1966.
76. Шиллинг Н. А. Курс дымных порохов. М.: 1940. _
77. Шишков А. А., Лапин С. Д., Румянцев Б. В. Рабочие процессы в РДТТ-
М.; 1989.
166
78. Щетинное Е. С. Развитие крылатых ракетных аппаратов в СССР в
1900—1939 гг. // Из истории астронавтики и ракетной техники. М.: 1970. С. 191 —
I
7$. Эвальд А. Летательные машины. Опыты и наблюдения. СПб.: 1897.
80. Эгерштром Н. Ф. Из истории великих открытий и изобретений. Об изо-
бретении пороха н огнестрельного оружия. СПб.; 1875.
81. Андреев. Боевые ракеты с трубчатым хвостом. Архив ВИМАИВС, ф. Артко-
ма. Оп. 39/3. Д. 246. ЛЛ. 245—248.
82. 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.
83. Выписка из журнала Артиллерийского комитета № 277 за 1909 г. //
Архив ВИМАИВС Ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 704. Л. 243.
84. Галковский В. Н. Родословная «Катюши». Рукопись //.Архив автора.
85. Герасимов Н. Жнроскопическая ракета // ВИМАИВС. Ф. Арткома. Оп.
39/3. Д. 577.
86. Граве И. П. Боевая, или светящаяся ракета, отличающаяся применением
взамен форсового состава, прессованного цилиндра из желатинизированной нитро-
клетчатки с примесью стабилизирующих веществ. Заявочное свидетельство
№ 746 от 14 июля 1916 г.
87. Докладная записка, представленная М. М. Поморцевым в апреле 1905.г.
в Артиллерийский комитет // Архив ВИМАИВС. Ф. Арткома. Оп. 39/4. Д. 417.
88. Докладная записка И. В. Воловского от 19 апреля 1912 г. Арх. АИМ.
Ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 704.
89. Журнал Артиллерийского Комитета № 12 от 16 января 1886 г. // ЦГВИА.
Ф. 504. Оп. 8. Д. 1354.
90. Журнал Артиллерийского Комитета № 62 от 27 января 1906 г. // ЦГВИА.
Ф. 504. Оп. 8. Д. 1445-.
91. Журнал Артиллерийского Комитета № 357 от 5 апреля 1908 г. // Архив
ВИМАИВС. Ф. Арткома. Оп. 39/8. Д. 585.
92. Журнал Артиллерийского Комитета № 86 от 27/1 —1910 г. // Архив
ВИМАИВС. Ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 585.
93. Журнал заседания Комиссии от 3 июля 1912 г. // Архив ВИМАИВС.
Ф. Арткома. Оп. 39/9. Д. 577.
94. Журнал Артиллерийского Комитета № 1254 от 3 декабря 1912 г. // Архив
ВИМАИВС. Ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 704. Л. 243.
95. Засядко А. Д. О зажигательных ракетах. Рукопись. ЦГВИА. Ф. 35.
Оп. 4/245. Св. 188. Д. 65.
96. Из доклада Военно-учеиого комитета от 18 июля 1818 г. // ЦГВИА.
Ф. 35. Оп. 4/245. Св. 188. Д. 65.
97. Из доклада военного инженера Герасимова // Архив ВИМАИВС. Ф. Арт-
кома. Оп. 39/3. Д. 577.
98. Поморцев М. Опыты по применеиию разной формы поверхностей к дви-
жущимся ракетам // Архив ВИМАИВС. Ф. Арткома. Оп. 39/3. Д. 349.
99. Appier J. Pyrotechnie de Hanzelet Lorrain... Pont-a-Mousson, 1630.
100. Bern J. Erfahrungen uber die Congrevschen Brand-Raketen bis zum
Jahre 1819... Weimar, 1820.
101.
102.
103
104.
105.
Biringuccio 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 Societe d’encouragement N CXX. Paris, 1814.
Carman W.-Y. A History of firearms from earliest times to 1914. London,
107. Collando L. Platica manual de artilleria... Milano, 1592.
„ 108. Congreve W. Concise Account on the Origin and Progress of the Rocket
Astern Details. Dublin, 1817.
109. Congreve W. The details of the Rocket System. London, 1814.
167
110. Congreve W. Treatise on the Rocket System. London, 1827.
111. Constantinoff K. Lectures sur les fusees de guerre faites eri 1860... Paris
1861.
112. Correard H. Historic des fusees de guerre. Paris, 1841.
113. Damblanc L Les fusees autopropulsives aexplosives // Aerophiie. T. 43
1935. PP. 205—209, 241—247.
114. Essays on the History of Rocketry and Astronautics. Vol. 1.
115. Essenwein A. Quellen zur Geschichte der Feuerwaffen. Leipzig, 1877.
116. Fave. Etudes sur le passe et i’avenir de’artillerie. Paris, 1871.
117. First Steps Toward Space. Washington, 1974.
118. Frezier A. F. Traite des feux d'artifice. Paris, 1707.
119. Fronsperger L. Von Geschiitz und Feuerwrk... Frankfurt am Main, 1557.
120. Geissler Ch. F. von Neue curiese und volkommene Artillerie... Dresden
1718.
121. Goddard R. A Method of Reaching Extreme Altitudes. Smithsonian
Miscellaneous Collections. Vol. 71. Washington, 1919.
122. Hale W. Treatise on the Comparative Merits of a Riffle Gun and Rotary
Rockets... London, 1863.
123. Hoyer J. G. Die Brandraketen von Congreve und anderen. Leipzig, 1827.
124. Hoyer J. G. Geschichte der Kriegskunst. Bd. 1. Gottingen, 1797.
125. Hoyer J. G. Geschichte der Kunst und Wissenschaften seit der Niederstel-
lung derselben. Gottingen, 1797.
126. Hoyer J. G. Sistem der Brandraketen nach Congreve und Anderen. Leipzig,
1827.
127. Jahns M. Geschichte der Kriegwissenschaften vornehmlich in Deutschland.
Munchen und Leipzig, 1889—1891.
128. Ley W. Grundriss einer Geschichte der Rakete. Leipzig, 1931.
129. Ley W. Rockets, Missiles and Men in Space. N.-Y., 1968.
130. Malinovsky L, Bonin R. Geschichte der brandenbungischpreussischen
Artillerie. Th. II. Berlin, 1841.
131. Memoires concernant 1 histoire, les sciences, les arte, les moeurs, les
usages des Chinois, par les Missionaires de Pekin. Tome VIII. Paris, 1782.
132. Meyer M. Handbuch der Geschichte der Feuerwaffen-Technik. Berlin, 1835.
133. Montgery. Traite des fusees de guerre, nominees autrefois rockettes et
maintenant fusees a la Congreve. Paris, 1825.
134. M—-e W. On the motion of rockets both in nonresisting and resisting me-
diums // A Journal of Natural Philosophy. Chemistry and Arts, (ed.) by W. Nichol-
son. Vol. XXVII. 1810; vol. XXVIII and XXIX, 1811; vol. XXX, 1812.
135. Munroe I. A Nrative of the Milirary Operations, on the Coromandel Coast...
London, 1789.
136. Partington J. R. A History of Greek Fire and Gundpowder. Cambridge,
1960.
137. Romocki S. J. Geschichte der Explosivstoffe. Geschichte der Sprengstof-
fchemie, der Sprengtechnik und Torpedowesens. Bd. 1. Berlin, 1895.
138. Sclipper. Beschreibung Kartetschgranaten und Kriegeraketen von einem
deutschen Artillerie-Officier. Leipzig, 1838.
139. Schmidlap J. Kiinstliche und rechtschaffene Feuerwerck. Niirenberg, 1591.
140. Siemienowicz K- Artis magnae artilleriae, pars prima. Amsterodami, 1650.
141. Sokolsky V. N. Russian Solid-Fuel Rockets (NASA TT-F-415). Washing-
ton, 1967.
142. Stemmer J, Die Entwicklung des Raketenantriebs in allgemeinverstand-
licher Darstellung. Zurich, 1944.
143. The Papers of R. H. Goddard. Vol. 1. N. Y„ 1970.
144. Todericiu D. Preistoria rachetei moderne manuscrisul de la Sibiu (1400—
1569). Bucuresti, 1969.
145. Winter F. H. A history of Italian rocketry during the 19th century. Torino,
1965.
168
Часть II
РАЗВИТИЕ РАКЕТ
НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
ВО ВТОРОЙ ПОЛОВИНЕ XX в.
Глава 9
РАКЕТЫ СТРАТЕГИЧЕСКОГО
НАЗНАЧЕНИЯ.
ПРИНЦИПЫ УСТРОЙСТВА
9.1. 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 приме-
нения 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 военно-
го и военно-экономического потенциала противника путем поражения
целей военного назначения (ракетные, военно-морские и авиационные
базы, объекты ПВО и ПРО, пункты управления войсками и пр.), ад-
министративно-политических и военно-экономических центров, предприя-
тий промышленности, энергоснабжения, транспорта, связи; для наруше-
ния управления государством и вооруженными силами, дезорганиза-
ции 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 даль-
ности (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 )0—12 тыс. км, хотя каких-либо
технических ограничений на создание РСН с еще большими дальностями
не существует. Запуск РСН может осуществляться из пусковых уста-
новок, расположенных на суше, море, воздухе. В настоящее время на
вооружении находятся РСН 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
169
ограниченного числа 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 назем-
ного и морского базирования, Великобритания — РСН только на подвод,
ных лодках, Китай, — в основном РСН наземного базирования и сред-
ней, 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 состав-
ляют стратегические наступательные вооружения (СНВ).
РСН входят в состав ракетных комплексов (РК), под которыми по-
нимается совокупность ракеты и других функционально связанных
средств и систем, предназначенных для содержания ракеты в готовности
к пуску и его осуществления. РК наземного базирования включают ра-
кеты и различные виды наземного оборудования (пусковые установки,
оборудование для перевозки ракет, их проверок и др.); РК морского бази-
рования — ракеты и специальное оборудование подводных лодок.
К концу второй мировой войны на вооружении армий воюющих
государств состояли ракетные снаряды (PC) различных типов. Наиболь-
шую дальность имела немецкая ракета И-2 с двигателем на жидком топ-
ливе, 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 приня-
той в настоящее время классификации должна относиться к числу РСН.
Такая ракета не была создана, и, более того, можно с уверенностью ска-
зать, что если бы даже немецкие конструкторы и имели еще время для ра-
боты над межконтинентальной ракетой,— они не смогли бы ее тогда соз-
дать. Уровень развития ряда областей науки и техники, обеспечивающих
создание ракетного оружия, в середине 40-х годов XX в. был для этого не-
достаточно высоким. Вместе с тем результаты разработки ракетного ору-
жия в период второй мировой войны и имевшиеся научные данные под-
тверждали возможность создания в будущем боевых ракет с характери-
стиками, существенно превосходящими достигнутые к тому времени. К чи-
слу 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 ограни-
ченную дальность полета, была подвержена воздействию средств ПВО
и обладала рядом других недостатков. Поэтому одним из основных на-
правлений развития ракетного оружия в послевоенные годы стало созда-
ние ракет все больших дальностей. Работы над ними были развернуты
сразу же после окончания войны и велись в быстром темпе. К середиие
50-х годов были созданы ракеты с дальностью в несколько тысяч км,
т. е. относящиеся к РСД, а к концу этого десятилетия — и межкон-
тинентальные ракеты. Создание РСН проводилось в те годы в США и Со-
ветском Союзе. Следует отметить, что первые образцы РСН имели жид-
костные двигатели. Это было связано с тем, что ряд вопросов, которые
должны были быть решены для увеличения дальности ракет, легче реша-
170
||
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 1 А») — в 1962 г. Обе ракеты относились к ракетам
наземного базирования. В 1960 г. была принята на вооружение РСД мор-
ского базирования «Поларис А1» (дальность 2200 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 американ-
ским 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, появи-
лись в Вооруженных Силах Советского Союза и современные стратеги-
ческие бомбардировщики. В 1970—1980 гг. был достигнут паритет (пример-
ное равенство боевых возможностей) в состоянии СНВ Советского Союза
и США.
На начало 1988 г. СНВ США включали 1000 пусковых уста-
новок (ПУ) МБР наземного базирования, 672 ПУ БРПЛ и 588 тяжелых
бомбардировщиков (всего 2260 единиц), на которых имелось примерно
14000—16000 ядерных зарядов (боеголовки ракет, крылатые ракеты и др.
виды авиационных боеприпасов). В Вооруженных Силах Советского Сою-
за имелось соответственно («Правда» 8.02.1988 г.) 1390, 942 и 162единицы
разных носителей СНВ (всего 2492 единицы, примерно 10000 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 сокра-
щении СНВ. В 1972 г. было заключено соглашение ОСВ-1, которым за-
прещалось наращивание числа ПУ с МБР и БРПЛ. В 1972 г. был подпи-
сан (но не вступил в силу, так как не был ратифицирован в США) договор
ОСВ-2, которым предполагалось общее число носителей ограничить преде-
лом 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 пятидесятипроцентном сокращении СНВ,
которым установлено предельное число носителей для каждой страны
в 1600 единиц, число ядерных зарядов — 6000 единиц. Введены ограниче-
ния и по видам СНВ. Заключение этого договора имеет большое военное
и политическое значение — впервые за всю историю СНВ этот наиболее
Мощный вид современного вооружения стал не расти, а сокращаться.
Возможно и дальнейшее сокращение СНВ. За основу оценки этой возмож-
ности принимаются исследования условий, при которых СНВ могут выпол-
нять роль средства, сдерживающего агрессора от развязывания ядер-
171
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 сокра-
щаться одновременно и согласованно. В январе 1986 г. М. С. Горбаче-
вым были изложены предложения Советского Союза по последовательно-
му, поэтапному сокращению СНВ Советского Союза и США, а в дальней-
шем и других ядерных держав с полной ликвидацией ядерного оружия
к 2000 г.
Все современные РСН оснащены боеголовками с мощными термо-
ядерными зарядами (на ракетах США от 0,10 до 1,5 Мт). Следует от-
метить, 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 бое-
головок 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 пло-
щади. Учитывая высокую стоимость пуска ракет (измеряется миллионами
долларов), вряд ли можно считать боевое применение таких ракет оправ-
данным. Радиусы же поражения целей ядерными боеприпасами изме-
ряются сотнями метров — километрами, т. е. могут превосходить откло-
нения боеголовок от точки прицеливания, что резко повышает эффек-
тивность действия РСН по всем видам целей. Можно сказать, что соедине-
ние 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 этим применение РСН возможно до ракетного
нападения противника, в ходе этого нападения или после его оконча-
ния.
Соответствующие формы ядерных ударов, осуществляемых РСН, на-
зывают 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-
иы.х ударов. Осуществление ответно-встречного удара предполагает пуск
РСН до падения или в ходе падения боеголовок ракет противника в райо-
нах, 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. Оче-
видно, что такой пуск возможен только в том случае, если РСН нахо-
дятся на боевом дежурстве в постоянной высокой готовности к пуску.
Такое состояние и характерно для большинства современных ракет стра-
тегического назначения. Для организации боевого дежурства и приме-
нения РСН требуются определенные обеспечивающие системы. Наиболее
важной из них является система боевого управления, с помощью кото-
рой осуществляется непрерывный контроль за состоянием РСН, находя-
щихся на боевом дежурстве, и доведение до них с высокой надежно-
172
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, обра-
зуемую 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 совре-
менных технических систем.
Все упоминавшиеся до сих пор РСН относятся к классу баллистиче-
ских ракет. Вместе с тем в первое послевоенное десятилетие раз-
рабатывались 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 твер-
дотопливные стартовые ускорители. В 1957 г. ракета «Снарк» поступила
на вооружение.
Однако вскоре стало ясно, что крылатые межконтинентальные ракеъы
не могут конкурировать с баллистическими (время полета до це-
ли 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 основ-
ные 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 ре-
зультате коренного изменения их схемы, конструкции и характеристик по
сравнению с твердотопливными ракетами, применявшимися в период вто-
рой мировой войны. Увеличение дальности с десятков до тысяч километ-
ров, 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-
лений твердотопливных боевых ракет показывают, что общим у них оста-
лся практически лишь один принцип движения — под действием твер-
дотопливного ракетного двигателя.
173
9.2. ПРИНЦИПЫ УСТРОЙСТВА РСН
НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
Схема. РСН. Типовая схема трехступенчатой РСН приведена на рис.
9.1.Ракета включает несколько ступеней, основу которых составляют дви-
гатели 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, специаль-
ную двигательную установку (двигатель) разведения боеголовок. Голов-
ная часть закрыта обтекателем. Все ступени ракеты и РГЧ имеют
органы управления — устройства, позволяющие изменять траекторию
полета.
Особенности траектории полета трехступенчатой ракеты с РГЧ пока-
заны на рис. 9.2. Ракета стартует вертикально под действием силы тяги
двигателя первой ступени; по командам с системы управления разво-
рачивается в плоскости стрельбы до нужного угла наклона. После окон-
чания работы двигателя первой ступени ступень отбрасывается (траекто-
рия OCi) и включается двигатель второй ступени. Аналогично происхо-
дит переход к работе третьей ступени. Под действием тяги двигателя этой
ступени параметры движения головной части достигают значений, обе-
спечивающих попадание ее в первую цель (Сз)128. В точке Ai (конец
активного участка траектории — АУТ) головная часть отделяется от
третьей ступени, а от головной части — первая боеголовка и сопровож-
дающие ее элементы КСП ПРО. Боеголовка начинает самостоятельное
движение к первой цели. Под действием двигательной установки разве-
дения головная часть совершает сложный маневр (участок А ,А2),в резуль-
тате чего параметры движения ГЧ становятся такими, что вторая боего-
ловка, отделенная в точке Аг, направляется ко второй цели (С4) и т. д. Це-
ли лежат, как правило, не в одной плоскости, поэтому маневры ГЧ имеют
пространственный характер.
Основные параметры траектории РСН при дальности полета боеголо-
вок в 10000 км составляют;
максимальная высота траектории .......................1450 км;
дальность и высота конца активного
участка траектории............................... 380 и 205 км;
время полета ракеты на АУТ.....................примерно 3 мии;
полное время полета боеголовок ........ около 35 мин;
угол наклона вектора скорости ракеты |
к горизонту в момент отделения ГЧ..........................23°.
Современные РСН сложны по устройству и характеризуются многими
параметрами. Отметим основные из них;
п — число ступеней ракеты;
mGi — стартовая масса ракеты (масса в момент отрыва от пускового
устройства);
128 В некоторых РСН для доведения параметров движения ГЧ до требуемых
значений после работы двигателя последней ступени используется двигательная
установка разведения боеголовок.
174 Г
Рис. 9.1. Схема трехступенчатрй МБР с РГЧ:
1,2,3 — двигатели первой, второй и третьей ступеней; 4 — приборы
системы управления; 5 — двигательная установка разведения бое-
головок; 6 — боеголовки; 7 — обтекатель
Рис. 9.2. Траектория трехступенчатои МБР
с РГЧ
тп„ — масса полезной нагрузки, равная массе головной
части в момент отделения ее от последней ступени ра-
кеты;
тТ—масса топлива двигателей ракеты;
— секундный расход топлива;
Р — тяга двигателя, Р° — тяга у Земли, Рп — тяга
в пустоте;
, Р
у — удельный импульс тяги; /у= .
“ и /" — удельный импульс у Земли н в пустоте.
Отличительным признаком всех РСН является большая
дальность полета боеголовок. Обеспечение больших даль-
ностей было первой задачей, которую пришлось решать
при создании РСН.
Обеспечение необходимой дальности полета боеголовок. Дальность по-
лета боеголовки баллистической ракеты определяется параметрами тра-
ектории ее движения в момент отделения (в конце АУТ): высотой Лк и
Дальностью /к точки отделения, скоростью vK и углом наклона скорости
к горизонту (углом бросания) Q:
L=L(vk, 0К, ftK. /к).
Изменять дальность с помощью hK и 1К практически невозможно, так как
°ни слабо влияют на дальность. Можно было бы менять дальность,
варьируя угол бросания (заметим, что именно этот способ наиболее упо-
тРебителен для артиллерийских орудий и реактивных снарядов малой
Дальности), однако в применении к РСН и этот вариант неудобен — в слу-
чае его использования пришлось бы всякий раз менять программу
Управления полетом ракеты на АУТ. Поэтому обычно угол выдер-
живается одним и тем же для определенного диапазона дальностей. Он
близок к оптимальному углу бросания — такому, при котором данная
175
ракета обеспечивает максимальную дальность полета боеголовок. Чем |
больше дальность, тем меньше оптимальный угол бросания. Для МБР |
этот угол составляет около 20°. Угол бросания принимается для МБР |
на несколько градусов большим, так как это способствует повышению!
точности попадания боеголовок. 1
В этих условиях управление дальностью полета боеголовок осущест- я
вляется чаше всего изменением их скорости ок в момент отделения. При !
типовых характеристиках траекторий РСН дальность в 4000 км обеспечи-1
вается при ук=5250 м/с (0к=35°), дальность в 14 000 км — при ;к=г|
=7400 м/с (0К=2О°). Заметим, что при больших дальностях РСН ско-,1
рость ск близка к первой космической скорости (7900 м/с), обеспечиваю-!
; щей вывод на орбиту искусственного спутника Земли. Это означает, что!
' 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 реактив-
ных снарядов периода второй мировой войны. Причем эти скорости долж-
ны сообщаться элементам, масса которых чаще всего измеряется тоннами.
Скорость ракеты в конце активного участка траектории может быть
приближенно найдена по выражению
ук=укц/Аи>
где укц — скорость, определяемая по формуле К. Э. Циолковского; М, —
коэффициент снижения скорости за счет действия факторов, не учитывае-
мых формулой К. Э. Циолковского (притяжение Земли и сопротивление
атмосферы). Для МБР Аи=1,15—1,25.
Если принять, что значение удельного импульса по траектории ие ме-
няется и составляет /£р, то для одноступенчатой ракеты
uKu=Vln
~ т, , , Ж
Здесь цк=^- — коэффициент заполнения ракеты топливом. Щ
Для многоступенчатой ракеты
Пки=/уР1П -г-.--г п------Г=ЛР1 П
U У (1-НкО- -О- РкД У
П (1— nKi)
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=moi—
где /тгк — масса конструкции, в которую входят масса полезной нагрузки
т„и и масса двигателей с дополнительными элементами /ид: пгк=/пиЯя||
Я
При этом Я
Нк=1
тпн
moi moi
176
увеличение щ необходимое для повышения скорости ракеты, при данной
ее стартовой массе moi может быть достигнуто уменьшением массы по-
лезной нагрузки тпи или собственной (без топлива) массы двигателя,
уменьшение тпн ведет к снижению массы боеголовок, системы управле-
ния и других элементов, входящих в головную часть ракеты и, естественно,
нежелательно. Более того, при создании РСН стремятся к увеличению
коэффициента т ПИ- , 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 по-
вышения коэффициента заполнения ракеты топливом является уменьше-
ние собственной массы двигателей. Обычно массовое совершенство
двигателей твердого топлива определяется не величиной тл/то\, а свя-
занным с этой величиной коэффициентом адв = тд/тт. Чем меньше адв,
тем больше рк.
Из сказанного следует, что должна существовать связь коэффициен-
та шт с дальностью полета боеголовок L, числом ступеней ракеты п,
коэффициентом массового совершенства двигателей адв и их удельным им-
пульсом тяги /у.
На рис. 9.3 приведены графики, иллюстрирующие зависимость
mm. = i(L, п) при адв = 0,095 и/ур = 2900 м/с. Принятая для расчетов вели-
чина /у является довольно высокой даже для современных РДТТ. Но и
при такой величине удельного импульса достижение межконтиненталь-
ных дальностей с помощью одноступенчатых ракет невозможно. Предель-
ной дальностью для них является дальность 3—4 тыс. км. Большие даль-
ности могут быть достигнуты только прн использовании многоступен-
чатых (п>2) ракет. При дальностях порядка 10 000 км наиболее выгод-
ным является использование трехступенчатых твердотопливных РСН, что
позволяет получить достаточно большое значение т,|н без дополни-
тельного (за счет наличия четвертой ступени) усложнения конструк-
ции ракеты.129 Из графика следует, что в случае использования трех-
ступенчатых межконтинентальных твердотопливных ракет и при принятых
значения У'у₽ и адв величина пгпн 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 /ур=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.
При этом, в зависимости от дальности и параметров двигателей, для
«их может быть получено тпн = 0,05 и больше.
Таким образом, достижение больших (вплоть до межконтиненталь-
ных) дальностей полета боеголовок, без чего было невозможно созда-
ние РСН, обеспечивалось:
использованием многоступенчатой конструкции ракет;
повышением удельного импульса тяги двигателей;
129 Для межконтинентальных ракет с ЖРД, имеющих лучшие характеристики
° массе конструкции и удельному импульсу тяги, оптимальной является двухсту-
пенчатая схема.
177
Lmuc. км
Рис. 9.3. Зависимость дальности
полета боеголовок твердотоплив-
ной РСН от числа ступеней и от-
носительной массы полезной на-
грузки
2ц, м/с Рт,кг/{
2600
2S00
2400
2300
1950 I960 1970 1980гоОн
Рис. 9.4. Повышение удельного
импульса тяги РДТТ и плотно-
сти 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 со-
вершенствованием двигателей твердого топлива. Их массовые и энергети-
ческие характеристики должны были быть резко повышены по сравнению с
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, ха-
рактеризуемой отношением давления газов в камере и на срезе сопла
Рк/ра (это отношение определяет степень использования располагаемой
энергии топлива).130 Отношение давлений рк/ра, в свою очередь, опреде-
ляется степенью расширения сопла d3/d^, где </а и <7ир — диаметры выход-
ного и критического сечений сопла.
Для сравнения энергетических характеристик топлива используется
стандартный удельный импульс тяги J ,, определяемый при рк=4 МПа,
Ра=Рн=0Л МПа и без учета потерь. Для лучших баллиститных по-
рохов конца второй мировой войны стандартный удельный импульс
составлял Уу1=2100—2150 м/с. Решающее значение в повышении удель-
ного импульса сыграл переход к смесевым топливам, представляющим
собой механическую смесь горючего и окислителя. В большинстве слу-
чаев такое топливо состоит из трех основных компонентов — полимер-
ного горючего-связующего, кристаллического окислителя и металличе-
ской добавки. В качестве связующих используются полимеры (напри-
130 Кроме того, удельный импульс зависит от давления в камере, полнот*1
горения топлива, давления окружающей среды и ряда других факторов. Одна*0
решающее значение в повышении /у имели в процессе развития РСН улучшенн1'
характеристик топлива и повышение отношения рк/ря.
178
„ полиэфирные или эпоксидные смолы) и каучуки. Как окислитель
отменяется часто перхлорат аммония. Из металлических добавок
аибольшее распространение получил алюминий, введение которого поз-
Ирляет повысить энергетические характеристики топлива. Один из ва-
пиантов состава смесевого топлива включает, например, 68 % перхлора-
та аммония, 17 % полиуретана и 15 % алюминия.
Применение смесевых топлив без добавки алюминия позволило
поднять /у! 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 (умень-
шает адв), так как позволяет разместить одну и ту же массу топлива в
камере двигателя меньших размеров. Данные об изменении плотности
топлива также см. на рис. 9.4.
Топлива на основе перхлората аммония были использованы при
создании ряда РСН, состоящих на вооружении до сих пор. Следует отме-
тить, что действительный импульс РДТТ (с учетом реальных значе-
ний рк, Рз и р„) обычно заметно выше стандартного удельного импульса.
Так, при /у1=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 состав-
ляющих 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. При этом
значение /у может быть повышено примерно до 2900 м/с, а плотность топ-
лива — 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-
ным путем для этого служит повышение давления газов рк в камере при
сохранении ра неизменным. Этот путь был использован для улучшения
характеристик ракет с двигателями на жидком топливе. Однако для
твердотопливных 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-
личением этого давления масса двигателя растет очень заметно. В ре-
зультате этого влияние давления в камере на характеристики ракеты
(например, на достигаемую ею скорость) двояко. С одной стороны, при
Обличении рк растет удельный импульс тяги, что способствует
Повышению скорости, с другой — увеличивается коэффициент весо-
Вог° совершенства адв н скорость соответственно уменьшается. Сущест-
вует оптимальное значение рк, обеспечивающее максимальное при прочих
равных условиях значение скорости (и следовательно, дальности). Это
179
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 проч-
ность ов/р, где ое — предел прочности, р — плотность материала. Совер.
шенствование РСН в процессе их развития было связано с улучше-
иием конструкционных материалов и прежде всего с повышением их удель-
ной прочности, которая составляет в МПа-м3/кг;
для высокопрочной стали....................................2,6
титанового сплава..........................................2,0
стеклопластика ............................................5,0
углепластика...............................................8,0
органопластика . ... .....................................(0,0
Переход на материалы, имеющие высокую удельную прочность,
означал и повышение оптимального значения давления в камере.
Улучшению массовых характеристик двигателей при использовании пла-
стиковых корпусов способствовало применение новой технологии их изго-
товления, обеспечивающей более полное использование запасов прочно-
сти материалов. Широкое распространение получили пластиковые корпу-
са РДТТ типа «кокон», изготавливаемые методами намотки нитей, про-
питанных полимерной связкой, на технологические оправки определен-
ных форм.
Давление в камере принимается различным для двигателей раз-
ных ступеней ракет. Известно, что максимальное значение удельного
импульса достигается в случае, если давление газов на срезе сопла равно
давлению окружающей среды (ра = р„). В связи с этим для двигателей
первых ступеней значение ра принимается близким к 0,1 МПа, повыше-
ние рк/ра в этих условиях за счет уменьшения ра практически невоз-
можно. 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 выход-
ного сечения, который достигает в конце концов значения диаметра раке-
ты, больше которого он, естественно, быть не может. При этом величина
ра имеет порядок 0,01 МПа. Очевидно, что в этом случае высокие значе-
ния 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-
низм перемещения подвижной части (пока-
зан условно); 3 — подвижная часть сопЛа
180
jO 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-
жет 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 импульса 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-
ты), 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 управ-
ления. Для РСН действие столь высоких перегрузок недопустимо. Уста-
новлено, что наилучшне энергомассовые характеристики трехступенчатой
РСН достигаются в том случае, если в момент ее старта Л = 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 состав-
ляет около минуты. Достижение такого большого (для РДТТ) времени
работы, в свою очередь, потребовало решения многих сложных вопро-
сов — обеспечения определенных скоростей горения топлива, разработ-
ки новых форм зарядов, отыскания способов сохранения сопел в усло-
виях длительного воздействия продуктов сгорания на их стенки и т. п.
Как правило, в двигателях РСН применяются заряды с одним централь-
ным каналом, имеющие форму, при которой поверхность горения мало
меняется в процессе работы двигателя. Форма заряда, схемы его раз-
мещения в камере выбираются с учетом необходимости достижения
максимального заполнения камеры топливом (уменьшение адв). Значи-
тельные трудности представляет собой обеспечение термостойкости со-
пел. Переход на новые топлива, имеющие более высокие температуры го-
рения, и повышение давления в камере привели к резкому увеличе-
нию удельных тепловых потоков, действующих на стенки конструк-
ции (максимум этих потоков находится в критическом сечении сопла).
Этн тепловые потоки достигали значений, сопоставимых с теми, что
имеют 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-
струкция, 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-
ном объеме в применении к ракетным снарядам прежних поколений,
у-ля РСН необходимо было решить две задачи — прекращение действия
'выключение) двигателя последней ступени ракеты в момент достижения
18(
требуемого значения скорости и управление положением ракеты gf
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 снабже-
ны сопловыми раструбами. При этом открытие отверстий ведет к созда-
нию 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 раз-
личными способами. Назовем только основные из них:
использование поворотных сопел; в районе критического сечения сопла
устанавливается гибкое герметичное соединение, в результате чего выход-
ной 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 уси-
лия, «разворачивающего» камеру и, следовательно, ракету;
использование дополнительных управляющих сопел, через которые в
нужном направлении могут истекать продукты сгорания топлива двига-
телей или специального газогенератора. Этот способ выгоден при неболь-
ших потребных управляющих усилиях. Управляющие сопла иногда назы-
ваются газоструйными рулями;
ввод в закритическую часть сопла продуктов сгорания твердо-
го топлива или жидкости (обычно фреона). При этом в месте ввода обра-
зуется 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 обе-
спечить создание необходимых усилий при наименьших массовых затра-
тах на органы управления и достижении их высокой надежности.
Возможная схема современного РДТТ показана на рис. 9.6. Созда-
ние 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 и
182
I
-1
Рис 9.6. Схема РДТТ с регулированием
ектора тяги путем ввода компонента в
в закритическую часть сопла:
I __ воспламенитель; 2 — заряд топли-
1 д___щели в заряде; 4 — утопленное
сопло; 5 — трубопровод подачи компо-
нента; "6 — регулятор; 7 — отверстия
для ввода компонента
другие меры — например, применяются управляющие сопла, работаю-
щие от газогенератора.
Все указанные и ряд других конструктивных решений, реализован-
ных при создании РДТТ РСН, принимались с учетом необходимости
уменьшения коэффициента массового совершенства двигателей. В настоя-
щее время для крупногабаритных РДТТ этот коэффициент составляет
адв = 0,06—0,08, что значительно меньше значений этого коэффициента
первых образцов РДТТ РСН.'
Таким образом, в процессе развития РСН были достигнуты сущест-
венное повышение удельного импульса тяги двигателей и улучшение
их массовых характеристик. Это позволило поднять основной показатель
энергомассового совершенства МБР — 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 элемен-
ты головной части (боеголовки и средства преодоления ПРО), достигаю-
щие целей. К характеристикам боевого оснащения относят число боеголо-
вок на ракете Лег, 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 удель-
ной мощности, под которой понимается отношение мощности заряда к мас-
се боеприпаса увп = <7/Щвп 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 коэф-
фициент у6п составлял примерно 0,01. В настоящее время для американ-
ских РСН этот коэффициент достигает значений I—3 Мт/т. При этом
масса боеголовок с зарядом мощностью до 0,5 Мт составляет при-
мерно 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
Моноблочной ГЧ такой же массы, как и разделяющаяся головная часть,
‘•оэтому эффективность поражения целей при переходе к такой РГЧ
Не увеличивалась. В. связи с этим от ГЧ такого типа отказались и пере-
183
шли к РГЧ, боеголовки которых могли наводиться индивидуально
разным точкам прицеливания, отстоящим друг от друга на десятки и сот-
ни км. Этот тип РГЧ получил индекс МИРВ. Принцип функциониро.
вания РГЧ «МИРВ» (разведение боеголовок) рассмотрен выше. Ррц
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 осна-
щения 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 приме-
нялись на американских РСН. С целью повышения точности попадания
или повышения вероятности преодоления ПРО траектория полета такой
боеголовки может быть изменена. Схема неуправляемой боеголовки при-
ведена на рис. 9.7. Внутри корпуса, имеющего конусообразную форму,
размещаются ядерный заряд и автоматика его подрыва. Корпус изго-
тавливается в виде тонкостенной оболочки, при входе в атмосферу защи-
щенной 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 управ-
ления их полетом.
Как уже отмечалось, разведение боеголовок по различным целям осу-
ществляется с помощью специальной двигательной установки, входящей
конструктивно в головную часть. Чтобы обеспечить попадание боеголовок
в цели, двигательная установка разведения должна сообщать им необ-
ходимые значения скорости с высокой точностью. Для этого требуется
управлять работой двигательной установки — включать и выключать
ее многократно, изменять тягу. Для твердотопливных двигателей мно-
гократное включение и регулирование тяги осуществляется значительно
труднее, чем для ЖРД. Поэтому на ряде современных твердотоплив-
ных РСН в качестве двигателей разведения применяются ЖРД на
высококипящем топливе, пригодные для длительного хранения в состоя-
нии готовности к работе. Характеристикой ракеты с РГЧ являются
размеры зоны разведения боеголовок. Под этой зоной понимается пло-
щадь (прямоугольник, круг и т. п.), внутри которой любым образом
могут располагаться цели, которые достигаются боеголовками. Оче-
видно, что увеличение размеров зоны разведения позволяет при пла-
нировании боевого применения РСН «обслуживать» большее число целей.
Рис. 9.7. Схема неуправляемой
боеголовки:
/ — наконечник; 2 — корпус;
3 — заряд; 4 — автоматика за-
ряда
184
Однако, чем больше зона, тем больший запас топлива должен быть в
головной части для двигателя разведения и тем, следовательно, меньше
доля массы ГЧ, используемая для боеголовок. Комплекс средств преодоле-
ния ПРО в настоящее время рассчитывается, главным образом, на то,
чтобы затруднить радиолокационным станциям ПРО обнаружение боего-
ловок на траектории. Системы ПРО, которые отрабатывались до сих пор,
имели 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 др.), 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 незначитель-
ные массу и габариты в сложенном состоянии (несколько кг и дм3),
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 работо-
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 рабо-
ты РЛС.
Характеристики боевого оснащения выбираются из условия нанесе-
ния целям максимального ущерба. Выбор этот крайне сложен, так как
характеристики в разных условиях проявляются по-разному и в то же вре-
мя связаны между собой. Если считать, что масса полезной нагруз-
ки (ГЧ) неизменна, то при увеличении, например, числа боеголовок
Пбг приходится уменьшать мощность их зарядов q и размеры зоны разве-
дения 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 п6г=1 —10, мощность зарядов 7 = 0,1 —1,5 Мт.
Эффективность ракет стратегического назначения. Под боевой эффек-
тивностью (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 фак-
торов (ПФЯВ): световое излучение, проникающая радиация, воздушная
ударная волна (ВУВ), электромагнитный импульс и др. Для оценки эф-
фективности РСН в большинстве случаев учитывается действие только
ВУВ, интенсивность которого оценивается по давлению во фронте волны
Дрф. Для каждого объекта может быть установлено давление ДрфЦ, выво-
дящее объект из строя. Так, для городских строений Дрфц = 0,02—
185
—0,05 МПа, для пусковых установок американских МБР Арфц=7 МПа
и т. д. Если Дрф^Дрфц, объект (цель) считается пораженным.
Как известно, давление во фронте ударной волны, возникающей
при ядерном взрыве в атмосфере, зависит в основном от мощности (тро-
тилового эквивалента) q взрываемого заряда и расстояния R до эпицентра
взрыва. Зависимости Дрф = /(р, 7?) аппроксимируются в виде
/?3=/<Ж
где /?з — радиус зоны поражения цели, т. е. расстояние, иа котором
Дрф = Дрфц при данном q и при данной защищенности цели; Ка — коэффи-
циент защищенности цели, зависящий от ДрфЦ.
Для приближенных расчетов принимают
Кц=О,78Дрфц- 0"5 при Дрфц<0,2 МПа;
Кц=0,98Дрфц-°’3 при 0,2<АРц<10 МПа.
На основании приведенных зависимостей можно, например, опреде-
лить, что при <7=1 Мт и ДрфЦ = 0,035 МПа 7?з составляет 5 км, а при
Дрфц = 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 защи-
щенности. Различают цели малоразмерные, размеры которых существен-
но меньше радиуса поражения (пример — стационарные ПУ МБР),
имеющие поперечные размеры порядка 10 м, и площадные (пример —
города). Первые могут иметь, как указывалось, высокую защищен-
ность.
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
Арф Арфц,
математическое ожидание пораженной части площадных целей (части
площади, попадающей в зону, где Арф>Дрфц).
В теории эффективности устанавливается (при некоторых упрощаю-
щих предположениях), что вероятность поражения малоразмерной цели,
иа которую направляется и?г одинаковых боеголовок, имеющих заряд
мощностью </ и точность попадания, характеризуемую среднеквадрати-
ческим отклонением точек падения боеголовок от точки прицеливания
оп, составляет
Р=1—ехр (-^) =1—exp • <9-2)
Для оценки влияния на эффективность РСН различных характеристик
ракет и комплексов определим из приведенного выражения число боеголо-
вок, необходимое для поражения данной цели с требуемой вероятностью
Ртр,
* 2<Тп । 1
л?г т₽~ |п •
185
Если на ракете установлено п6г боеголовок, то потребное-число ракет
2п2 1
n*-=w^lnr=/v <9-3>
установленное число боеголовок должно достичь цели. Количество же
боеголовок (и ракет), которое необходимо иметь в составе группировки
РСН, будет отличаться от п&, тр, так как:
часть боеголовок не достигнет цели вследствие того, что надеж-
ность комплексов (вероятность нормального старта и полета ракеты и
боеголовок) Р„ < 1;
часть ракет может быть уничтожена противником до их старта или
на активном участке траектории, что учитывается показателем живу-
чести Рж^1 (вероятность сохранения ракет при воздействии против-
ника);
часть боеголовок может быть уничтожена системой противоракет-
ной обороны противника (вероятность преодоления системы Рпр0^1).
С учетом этого число ракет в группировке РСН, потребное для пораже-
ния цели,
2о2 .1 .
nP-т₽ K2a2/inr. PPP П 1___Р ’ (9-4)
*\ц</ '!бгГнГЖГпрО 1 ' тр
Чем меньше ир. тр, тем выше эффективность РСН. Отсюда следует, что
основными направлениями повышения эффективности РСН являются:
повышение точности ракет (уменьшение о„);
увеличение числа боеголовок на ракете и мощности их зарядов;
повышение надежности и живучести комплексов;
обеспечение высокой вероятности преодоления боеголовками противо-
ракетной обороны противника.
Кроме отмеченных на эффективность РСН в определенных условиях
их применения влияют и другие характеристики ракет и комплексов и,
в частности:
боеготовность комплекса т6г, под которой понимается время, потреб-
ное для старта ракеты по получении команды на пуск;
возможности переприцеливания ракеты, характеризуемые числом це-
лей ипер, по которым в течение определенного времени может быть произ-
веден пуск данной ракеты.
Нами установлено, от каких характеристик ракет и комплексов
зависит эффективность поражения малоразмерных целей. Можно пока-
зать, 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
№(п6г, q, оп, Рн, Рж, Р||ро, тбг, ип(,р,...). (9.5)
Улучшение всех перечисленных характеристик и составляло в основ-
ном содержание мер по совершенствованию РСН в процессе их разви-
тия. Хотя относительная значимость улучшения отдельных характери-
стик 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) характе-
ристики, так как РСН являются универсальным оружием, т. е. рассчита-
ны на применение во всех возможных условиях.
Улучшение большинства характеристик, влияющих на эффектив-
ность ракеты, достигается тем легче, чем больше полезная нагрузка
т„и. Так, очевидно, что увеличением пгт прямо создаются условия
для повышения пцг и q. Благоприятно это. сказывается и на повышении
Рпро (развитием КСП ПРО), на увеличении точности (позволяет повысить
массу системы управления и т. п.). Поскольку всегда существуют
ограничения на стартовую массу ракеты moi, то увеличение массы полез-
ной нагрузки стремятся обеспечить повышением коэффициента энерго-
массового совершенства ракеты тпн. Поэтому реализация всех рассмот-
ренных выше мер по увеличению этого коэффициента в процессе разви-
тия РСН имела большое значение для повышения эффективности ракет
этого класса. Особое значение для повышения эффективности ракет стра-
тегического 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 щ, 0К, 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 ве-
роятных) значений, которые принимались при расчете. Это определяет
неизбежность отклонений точек падения боеголовок от точки прицели-
вания. Если не принять специальных мер по снижению этих откло-
нений, 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 (1/500—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 расстоя-
ния 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, дости-
гается 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 мощ-
ность заряда будет ниже принятой в расчете, то это расстояние стано-
вится еще меньше. Отсюда можно заключить, что отклонения боеголовок
современных РСН от точки прицеливания должны измеряться не более
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
для 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) а„=^у-^, где oL и
Ог — СКО по дальности и в боковом направлении. На практике за харак-
теристики точности РСН принимаются круговое вероятное отклонение
КВО = 1,18о„ или предельное отклонение 6 = 2,7оп. И ту, и другую величи-
ну можно трактовать как радиус круга, в который попадает определен-
ная (для КВО — 50 %, для 6 — 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 значитель-
ные изменения. На первых образцах МБР, например, применялись си-
стемы, 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 соответ-
ствующих 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 траек-
тории по картам местности.
На всех современных МБР применяется первый из перечислен-
ных 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 информа-
ции 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 уп-
равления после пуска с возможно большей точностью обеспечивала
Движение ракеты по этой траектории. Для этого необходимо было обе-
спечить:
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-
нием 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-
стигнет определенного значения. Для решения всех этих задач система
Управления должна включать устройства, позволяющие записывать и
189
хранить расчетную программу изменения параметров, определяющих дви-'
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 изме-
нения угла тангажа; в полете измеряются эти параметры и углы
рыскания и крена. В качестве измерителей углов используются гиро-
скопические приборы, определение скорости основывается на измере-
ниях линейных ускорений с помощью специальных приборов — акселеро-
метров. В приборах для измерения параметров движения ракеты исполь-
зуется 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 рассчи-
тывается. В этом случае в СУ вводятся данные (координаты точки стар-
та 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 инерци-
альную СУ, являются:
комплекс командных приборов, обеспечивающий измерение парамет-
ров движения и сравнение их с требуемыми;
бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ), устройство
памяти которой содержит всю необходимую информацию для реше-
ния задачи управления полетом и которая производит соответствую-
щие вычислительные операций;
аппаратура прицеливания, обеспечивающая требуемую предстарто-
вую ориентацию ракеты;
бортовые источники электроэнергии, средства коммутации, устрой-
ство формирования команд для исполнительных органов, системы
контроля за состоянием СУ и т. п.
Функционирование СУ при пуске ракеты осуществляется по стро-
го определенной программе и полностью автоматизируется. Пуск МБР
осуществляется в короткое (для американских МБР примерно 30 с)
время, для чего гироскопические приборы во время дежурства не-
прерывно задействованы.
Система управления является самой сложной и одной из самых
дорогих систем современных РСН. Масса приборов управления совре-
менных РСН составляет 100—200 кг.
Точность попадания боеголовок РСН, характеризуемая их рассеи-
ванием относительно точки прицеливания, при использовании автоном-
ных СУ зависит от многих факторов. Составляющие рассеивания при-
нято делить:
на техническое рассеивание, обусловленное неточностями управле-
ния полетом ракеты и разведения ее боеголовок, а так же рассеива-
нием их на конечном участке траектории при движении в атмосфере;
рассеивание вследствие погрешностей астрономо-геодезического обес-
печения пуска и полета ракет.
Первая группа составляющих рассеивания (ошибок) определяется
в основном несовершенством конструкции и неточностью изготовления
190
приборов СУ, упрощением алгоритмов вычис-
ления параметров движения ракеты и реше-
ния задачи управления ее полетом, погреш-
ностями механизмов отделения боеголовок,
а также разбросом конструктивных характе-
ристик отдельных боеголовок, вследствие кото-
рого они движутся при входе в атмосферу
по разному.
Вторая составляющая рассеивания возни-
кает вследствие того, что с ошибками опре-
деляются координаты точки старта и цели,
недостаточно точны используемые при реше-
нии задачи управления полетом зависимости,
описывающие форму Земли, ее гравитационное
поле и т. д. Рис. 9.8. Изменение точно-
Повышение точности РСН с автономными сти РСН в процессе их
СУ в процессе их развития достигалось сни- развития
жением всех составляющих рассеивания. О том, какие результаты бы-
ли достигнуты при этом, можно судить по данным рис. 9.8.
Принятая на вооружение в 1962 г. ракета «Минитмен 1» име-
ла 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 заклю-
чить, что повышение точности РСН сыграло заметную роль в увели-
чении их эффективности.
Приведенные данные относятся к РСН наземного базирования. Для
ракет этого класса использование автономных инерциальных СУ наибо-
лее 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), приме-
нение автономных СУ связано с необходимостью определять перед
пуском ракеты ее местоположение, что может представлять опреде-
ленные трудности. На первых образцах БРПЛ применялись автоном-
ные инерциальные системы управления. При этом предельные откло-
нения точек падения боеголовок этих ракет были больше, чем откло-
нения боеголовок ракет наземного базирования, основной причиной
чего были неточности определения местоположения подводной лодки
в момент старта ракеты.132
Для РСН, точки старта которых меняются, может оказаться бо-
лее целесообразным применение СУ с коррекцией полета ракеты на
АУТ. Такие системы были освоены в процессе развития БРПЛ. Они
основаны на использовании информации от внешних источников. Пер-
вым 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-
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-
ки. В противном случае требуется вводить поправку на дальность.
191
добная СУ не может решить все задачи по управлению полетов
Поэтому на ракете имеется и инерциальная система управления, что!
дало основание назвать СУ таких ракет астроинерциальными.
Второй вариант СУ данного типа основан на использовании ин-
формации от специальной космической системы. Эта система включает
несколько космических аппаратов, передающих радиосигналы об их
положении, привязанные ко времени. Система «Навстар» США пред-
полагает наличие на орбитах высотой около 20 000 км одновремен-
но до 24 космических аппаратов (КА). На ракетах устанавливает-
ся аппаратура, позволяющая принимать сигналы космической навига-
ционной системы и обрабатывать их (антенно-фидерные устройства,
специализированные 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 предыду-
щем 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 ос-
новании информации об участке земной поверхности, над которым
движется боеголовка. Наиболее известными являются СУ, использую-
щие радиолокационные изображения или данные о профиле рельефа
определенных участков местности по траектории полета. В СУ закла-
дываются заранее подготовленные эталонные карты этих участков. В про-
цессе полета боеголовки снимаются действительные признаки местности.
Сравнение их с эталонными позволяет определить и устранить ошиб-
ки траектории, т. е. повысить точность попадания. В данном случае
система управления должна быть установлена на каждой боеголовке.
В нее входят комплекс инерциальных приборов, БЦВМ, радиотехни-
ческие системы коррекции, источник электропитания, приводы и испол-
нительные органы. Использование подобных СУ связано с увеличе-
нием массы боеголовок и неудобств из-за необходимости заранее го-
товить для каждой цели карты местности. Однако точность попада-
ния может быть_ повышена до 0,07—0,08 км (2,7 оп).
В заключение отметим, что с помощью систем управления реали-
зуются и требования по переприцеливанию ракет. В отличие от ра-
кет малых дальностей, для которых смена целей не составляет пробле-
мы, для РСН перемена точек прицеливания боеголовок требует про-
ведения больших и сложных работ. Должны быть введены в СУ ко-
ординаты новых целей, подготовлены все данные по управлению по-
летом ракеты в новых условиях. Для ограниченного числа целей это
может быть сделано заранее. Все необходимые данные в этом слу-
чае вводятся в СУ заблаговременно и хранятся в ее БЦВМ. Одно-
временно 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 вре-
мя старта ракеты и реализуется самой СУ. Однако число плановых
целей по возможностям СУ ограничено. Для МБР США оно состав-
ляет в настоящее время 4^—8 для одной ракеты. В процессе разви-
192
тия 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-
ливания 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 против-
ника. 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 воздей-
ствия противника — маскировка занимаемых позиций, смена их и др.
Однако в применении к РСН важность обеспечения достаточной жи-
вучести особенно велика. Это объясняется тем, что потеря каждой
ракеты ввиду исключительных ее боевых возможностей и ограничен-
ного числа ракет может привести к недопустимому снижению эффек-
тивности группировки РСН. Живучесть зависит от многих случайных
факторов и оценивается поэтому вероятностными показателями. Ча-
ще всего понятие живучести рассматривается по отношению к группи-
ровке однотипных РСН. В этом случае в качестве показателя жи-
вучести используется математическое ожидание доли ракет, сохранив-
шихся после воздействия,
Урс АУР
р*= МГ = 1~ *7’
где Урс — математическое ожидание числа сохранившихся ракет; Ури —
исходное число ракет в группировке; ДУР — математическое ожида-
ние 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 оди-
наковое воздействие противника, то математическое ожидание доли
сохранившихся ракет равно вероятности непоражения одной раке-
ты, т. е.
Рж = 1 — Р пор,
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 ком-
плексам, а не ракете. Сохранность ракеты, находящейся вне пусковой
установки (например, подвергающейся воздействию противника в период
полета на АУТ), принято связывать с ее стойкостью — свойством со-
хранять боевые качества в условиях действия определенного поражаю-
щего 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 отноше-
нию к воздушной ударной волне составляет несколько сотых МПа,
7 Е. Волков
193
а защищенность этих ракет в стационарных ПУ доходит до 7 и бо-
лее МПа.
Живучесть проявляется в различных формах боевых действий, од-
нако 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, осущест-
вляемом с помощью РСН, агрессору будет нанесен недопустимый
для него ущерб. Очевидно, что возможность реализации такого от-
ветного удара основывается прежде всего на обеспечении для РК до-
статочно высокой живучести. Весь процесс развития РСН характери-
зуется поисками и реализацией мер по повышению их живучести.
Часто именно обеспечение достаточной живучести РСН требовало
наибольших усилий и затрат. Само построение стратегических насту-
пательных 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 стрем-
лением обеспечить достаточную живучесть СНВ.
Живучесть РК с РСН наземного и морского базирования обеспе-
чивается существенно различающимися мерами, поскольку различны
сами ракетные комплексы этих двух типов и условия их применения.
Основы обеспечения живучести и соответствующие изменения в осо-
бенностях РК и ракет в процессе развития РСН рассмотрим внача-
ле на примере комплексов наземного базирования.
В соответствии с современными взглядами на возможный харак-
тер будущей войны предполагается, что ее ядерному периоду может
предшествовать период ведения боевых действий обычными (неядерны-
ми) средствами. РСН как ядерное оружие в этот период не будут
применяться, однако сами они будут несомненно оцениваться против-
ником 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 под-
вергаются нападению с применением неядерных средств, и период воз-
действия по ним ядерных боеприпасов. Неядерное воздействие воз-
можно с использованием управляемого авиационного оружия и крыла-
тых ракет, а также при действиях диверсантов. Защита от этих ви-
дов воздействия реализуется различными способами (противовоздуш-
ная оборона, борьба с диверсантами и др.). Эта защита крайне важ-
на, 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 ра-
кетам, находящимся в пусковых установках, и воздействие по раке-
там, стартовавшим и движущимся на АУТ. РСН, находящиеся в ре-
жиме 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 уста-
новкам с ракетами. Наиболее опасными средствами ядерного уда-
ра являются боеголовки баллистических ракет. Число их'таково, что при
необходимости по одной ПУ могут быть нанесены удары и несколь-
кими боеголовками.
194
Таким образом, решение проблемы живучести РСН в период ядерной
войны 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
по 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 при-
цельное поражение ПУ;
использование систем противоракетной обороиы, уничтожающих
боеголовки ракет противника;
вывод ракет из-под удара осуществлением пуска ракет до паде-
ния боеголовок.
Решение проблемы живучести РСН наземного базирования связа-
но с выбором типа ракетного комплекса, в который входят эти ра-
кеты. РК делятся на две основные группы; стационарные и подвиж-
ные. ПУ РК первого типа не меняют местоположения и для обеспе-
чения их живучести могут быть использованы все перечисленные спо-
собы, кроме второго. Этот тип РК является единственным используе-
мым в настоящее время для всех МБР США. Пусковая установка
стационарного РК представляет собой заглубленное сооружение, осно-
ву 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 колеба-
ний 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 кото-
рого передаются на подземные командные пункты, где непрерывно
несут дежурство боевые расчеты. По получении команды на пуск от-
крывается 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 оди-
наковое 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),
Рж=ехр (
^Л2/3
2<4
(9.6)
Здесь А„у =[(Дрф. пУ).
На рис. 9.9 приведена зависимость живучести РК стационарного
базирования от защищенности ПУ и точности попадания боеголовок
при <7 = 0,5 Мт и однократном воздействии по ПУ. Из приведенных
195
Рис. 9.9. Зависимость живучести’’
стационарного РК от степени защи-
щенности ПУ и точности попадания
боеголовок противника
если 2,7<Тп2>0,5 км, а <Ш,5 Мт, то
данных следует, в частности, что
при Дрф Пу около 10 МПа живучесть составляет 0,25—0,5. Приведен-
ные характеристики ракеты и ПУ свойственны МБР США, состояв-
шим на вооружении до 1986 г. Указанные значения живучести мо-
гут быть оценены как высокие, поскольку они позволят сохранить
до 50 % ракет. Это давало основание считать способ обеспечения жи-
вучести использованием высокозащищенных шахтных ПУ достаточно
эффективным. Однако с появлением в 1986 г. новой МБР США MX,
имеющей значительно более высокую точность, чем ракеты прежних
образцов (2,7 оп =0,3 км), положение резко изменилось. Теперь живу-
честь стационарного РК при воздействии одной боеголовки МБР MX
на ПУ составляет менее 0,05, что явно недостаточно. Положение усу-
губляется 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 п$г
боеголовок составляет
(9.
/ Any q2'3
Рж=ехр --------—----
' 2оп
Нетрудно видеть, что уже при п?г=2 живучесть для рассмотренные
нами условий понизится в несколько раз по сравнению с той, чта
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 вы-
ше условие «независимости воздействия по ПУ нескольких боеголовок»
может в реальных условиях не выполняться. Боеголовки, направлен-
ные на одну цель, подходят к ней в силу высокой точности попа-
дания 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 не-
сколько секунд для второй боеголовки становятся опасными воздуш-
ная ударная волна, огненный шар над местом взрыва, разлет грунта.
196
Еще позднее над целью формируется пылевое облако, при движении
через которое боеголовка сталкивается с твердыми частицами, в ре-
зультате чего наблюдается эрозия материала стенок, и особенно на-
конечника 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.
Если 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 n?r > 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 «братоубий-
ственным» эффектом), вероятность их сохранения определяется мето-
дами 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 поражаю-
щих факторов взрыва на боеголовки. В итоге устанавливаются вероят-
ности 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 повы-
шения 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 сообще-
ниям 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 возмож-
ности, в связи с чем наряду с Исследованиями путей повышения за-
щищенности шахтных JTY ведутся 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 реа-
лизация этой идеи была осуществлена в США лишь в 70-е гг.— и то
только для ракет средней дальности. Что же касается межконтинен-
тальных ракет США, то для них до последнего времени велись науч-
ные 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 исследо-
ваний возможностей повышения живучести американской МБР MX
рассмотрено около тридцати возможных вариантов комплексов, боль-
шинство из которых относится к типу подвижных. Обеспечение жи-
вучести любого варианта подвижного РК базируется на том, что про-
тивнику неизвестно на момеит нанесения им ядерного удара местопо-
ложение ракеты. С целью определения этого местоположения против-
ник может, использовать различные средства разведки. Наиболее эф-
197
Рнс. 9.10. Зависимость жи-
вучести ПЗРК от числа
укрытий н их защищен-
ности
фективной для этих целей является космиче-
ская разведка, базирующаяся на использова-
нии космических аппаратов с установленными
на них средствами обнаружения объектов на
поверхности Земли н передачи информации на
командные пункты. По характеристикам косми-
ческой разведки США можно заключить, что
в качестве средств наблюдения могут использо-
ваться приборы различных видов — оптиче-
ские, радиолокационные, инфракрасные и др.
Наиболее точные из них (работающие в опти-
ческом диапазоне волн) позволяют обнаружи-
вать и идентифицировать в условиях хоро-
шей освещенности и при отсутствии облач-
ности объекты размером в несколько метров,
т. е. такие, к которым относятся РСН и,
тем более, пусковые установки с этими ра-
кетами. Орбиты КА проходят на высотах в несколько сотен километ-
ров; при использовании нескольких КА любой участок земной поверх-
ности 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 характеристи-
ки, что определяет существенные трудности в решении проблемы
скрытия от разведки ракет подвижных комплексов.
В качестве примеров, иллюстрирующих возможные схемы и осо-
бенности подвижных комплексов, мы рассмотрим два их варианта —
наиболее изученные и реальные в настоящее время. Начиная пример-
но с 1970 г. в зарубежных источниках стали появляться сообще-
ния об исследованиях в области определения конструктивного облика
и оптимальных характеристик комплексов, где ракета размещается в од-
ном из нескольких создаваемых для нее укрытий. Укрытия могут быть
горизонтальными (типа ангаров) или вертикальными (типа шахтных
ПУ). Если для одной ракеты создается Л\кр укрытий, а противник
может выделить для ее поражения боеголовок, то в случае, когда
противнику неизвестно, в каком укрытии находится ракета и <
<АУкр, гарантированное уничтожение ракеты не обеспечивается. Жи-
вучесть РК, как нетрудно видеть, определяется простой зависимостью
Рж = 1-
/ К-кр ?2/3
' 2а?
Уукр
(9.8)
Сомножитель в квадратных скобках учитывает вероятность поражения ;
одного укрытия. Чем больше защищенность укрытия (меньше Кукр).;
тем выше живучесть. С уменьшением числа укрытий при данных ха-'
рактеристиках налета (и?,, q, о„) живучесть падает и для случая.
D ( ^р92/з\ л ' ;
/vyKp=nJr составляет рж=ехр^----------—). Легко видеть, что это — жи-;
2а., 1
вучесть стационарного комплекса. На рнс. 9.10 приведена зависимостью
198
живучести от Nyilp и Дрф укр при р=0,5 Мт, 2,7 ап=0,6 км и
п*
Таким образом, для обеспечения живучести РК данного типа необ-
ходимо в основном выполнение двух условий — превышения числа
укрытий над числом боеголовок, которое может быть выделено про-
тивником 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-
ным выделение по всем возможным признакам (тепловым, радиацион-
ным 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 боль-
шим числом укрытий близки траншейные комплексы, в которых ра-
кета размещается в закрытой траншее приповерхностного залегания
и периодически и скрытно от противника перемещается по ее длине.
Для гарантированного поражения ракеты противнику необходимо унич-
тожить всю траншею, чего можно избежать, выбрав достаточную ее
длину.
Следующим из рассматриваемых типов РК является комплекс, раке-
та которого размещена на транспортном устройстве (подвижной пуско-
вой установке), которое может менять свое местоположение произволь-
но в определенном районе базирования. В зависимости от типа транс-
портного устройства такие РК могут быть железнодорожными (ра-
кета перевозится в железнодорожном вагоне и стартует из него), шос-
сейными (ПУ перемещается по шоссейным дорогам), грунтовыми (ПУ мо-
жет двигаться по бездорожью) и др. Помимо того, рассматривались
многие варианты РК, в качестве транспортных средств которых пред-
полагалось 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 наземны-
ми ПУ) представляет сложную задачу. С одной стороны, необходи-
мо обеспечить скрытность ракеты от космической разведки противни-
ка, для чего желательно, чтобы ПУ перемещалась с одной позиции
на другую возможно чаще, с другой — частые перемещения ПУ тре-
буют высоких значений ресурса хода транспортных устройств, связа-
ны с усложнением эксплуатации РК, боевого управления ими, охра-
ны пусковых установок с ракетами и пр. Предполагается, что РК
может находиться в нескольких основных состояниях — быть разме-
тенным на какой-то базе в готовности к немедленному выходу илн
в режиме проверок, ремонта и т. п., перемещаться в районе базирова-
ния и, наконец, нести боевое дежурство на одной из позиций. По-
скольку обеспечить высокую защищенность подвижных ПУ с ракетами
практически невозможно, а положение базы будет известно противни-
199
ку, можно считать, /то ПУ с ракетами, застигнутые ядерным уда-
ром на базах, будут уничтожены. Поэтому предусматриваются раз-
личные меры по уменьшению вероятности этого варианта воздействия
противника и, прежде всего, своевременный (а в условиях начавше-
гося 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 определяет-
ся многими характеристиками самого РК, района базирования, воз-
действия противника, средств его космической разведки, а также особен-
ностями 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,
ведения космической разведки, планирования противником ядерного уда-
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 Sn 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-
шади: 5пор
. ' Ж- С ’
П
где •Snop=«6rSinoP; s1„Op=^^y^2/3;Sll,op - площадь, поражаемая одной
боеголовкой.
Из приведенных зависимостей, в частности, следует, что живучесть бу-
дет тем выше, чем больше площадь несения пусковой установкой боево-
го дежурства S„ и чем выше ее защищенность (меньше Кпу и, следователь-
но, Sj пор). Используя эту зависимость, можно определить, что для
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,
что поскольку ПУ современных подвижных РК имеют низкую защищен-
ность, для прицельного поражения их с большой вероятностью доста-
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-
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
достаточно часто и с необходимой скоростью менять свое местополо-
жение, скрытностью — свойство противостоять действиям разведки
противника по обнаружению местоположения объекта. j
200 i
Мобильность пусковой установки, в свою очередь, зависит от многих
ее характеристик — проходимости по используемым дорогам, ресурса
шасси 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 реали-
зуется 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 MX, 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 относитель-
но 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 ос-
новном 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 исполь-
зовались в процессе развития РСН. Помимо их, как указывалось, возмож-
ны и другие способы и меры повышения живучести, в частности при-
крытие районов базирования РК и их ПУ системами ПРО и вывод
ракет из-под ядерного удара. Прикрытие РК системами, уничтожаю-
щими боеголовки ракет противника, позволяет значительно повысить жи-
вучесть 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, обеспечиваю-
щим прикрытие всей территории страны, так и по системам, предназна-
чаемым 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 против-
ника. 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
полета МБР составляет около 35 мин, предупреждение о их старте от
космического рубежа системы предупреждения приходит через несколько
Минут после пуска, т. е. примерно за 25—30 мин до падения боеголовок.
Система наземных РЛС обнаруживает полет боеголовок РСН позднее
201
космических средств. Таким образом, при использовании противником
для ядерного удара МБР остается порядка 20 мин для принятия реше-
иия 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 рассмотрен-
ными методами, однако реализация встречного удара представляет крайне
сложную техническую (и не только техническую) задачу и не может
считаться гарантированной. Поэтому развитие РСН наземного базирова-
ния 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. повы-
сить их боеготовность. Кроме того, в условиях встречного удара сущест-
вует 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 отно-
шению 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 им-
пульс — ЭМИ, жесткое рентгеновское излучение). Повышение стойкости
ракет обеспечивается увеличением их механической прочности, нанесе-
нием на корпус специальных покрытий, увеличением стойкости элемент-
ной 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 косми-
ческие аппараты, несущие средства поражения РСН на АУТ, и системы,
обеспечивающие обнаружение ракет, наведение на них средств пораже-
ния и т. п. В качестве средств поражения считается возможным ис-
пользование небольших противоракет, самонаводящихся на РСН, лазер-
ного 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 допол-
нительные меры по повышению живучести ракет на АУТ. В этом отноше-
нии 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 й конструкция РСН (и наземного, и
морского базирования) должны будут претерпеть существенные изме-
нения.
По принципам обеспечения живучести РСН морского базирования
подобны РСН наземных подвижных комплексов. В обоих случаях глав-
ным является создание для противника неопределенности в знании им
местоположения ракет на момент оказания воздействия. Для подводных
лодок — носителей РСН (ПЛАРБ) — характерны два основных состоя-
202
нИя: нахождение на базе и несение боевого патрулирования в опреде-
ленных районах Мирового океана. Обеспечить высокую живучесть
ПЛАРБ, находящихся на базе, в условиях ядерного удара, учитывая,
цто 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, опре-
деляющего 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 нахо-
дятся 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 живу-
чести в период боевого патрулирования включало увеличение времени
и протяженности автономного (прежде всего, подводного) плавания,
повышение глубины погружения, снижение шумности, обеспечение боево-
го прикрытия зон патрулирования. Все эти меры связаны главным обра-
зом с совершенствованием ПЛАРБ и развитием способов их боевого при-
менения. Вместе с тем живучесть ПЛАРБ зависит от характеристик
ракет, установленных на них, прежде всего, от дальности полета боеголо-
вок. 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 основ-
ных направлений развития РСН морского базирования было повышение
дальности полета их боеголовок. По очевидным конструктивным обстоя-
тельствам 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 комплек-
сов, как использование систем ПРО, повышение боеготовности, увели-
чение стойкости к действию ПФ ЯВ на траектории в применении к
БРПЛ, либо бессмысленны, либо имеют гораздо меньшее значение.
Обеспечение возможности преодоления систем ПРО противника одина-
ково важно для РСН обоих видов.
Надежность РК с РСН. Под надежностью РК понимается его способ-
кость выполнять заданные функции в процессе эксплуатации и пуска
Ракеты, сохраняя боевые и эксплуатационно-технические характеристики
8 заданных пределах.
Надежность ракетного комплекса зависит от многих факторов, имею-
щих случайный характер, и определяется в связи с этим вероятностными
я°казателями. Таким наиболее общим показателем является вероятность
безотказного выполнения комплексом и ракетой всех функций, начиная
с нахождения в режиме боевого дежурства, включая пуск ракеты, и за-
канчивая срабатыванием боеголовки у цели. Эта вероятность называется
203
обобщенным показателем надежности Р„. Надежность является крайце
важным свойством ракетных комплексов. Число ракет, потребное
выполнения определенной боевой задачи, обратно пропорционально ца.
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 процентов означает, что целей не достигнет значц.
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 предт,-
являются жесткие требования. Обеспечение высокой надежности всегда
было одним из основных направлений развития ракет и комплексов
стратегического назначения всех типов — наземных и морских, межкон-
тинентальных и средней дальности.
Вместе с тем достижение высокой надежности комплексов и ракет
требует определенных материальных средств и времени, и поэтому сп
уровня надежности, которых предполагается достичь на вновь создавае-
мом РК, зависят его стоимость и время создания. Нетрудно видеть,
что и многие эксплуатационные особенности комплекса (например, часто-
та 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 созда-
нии новых образцов РСН и комплексов с этими ракетами.
Обобщенный показатель надежности
/’« = .V(T„№p)/’(T?p)P(T6r), (9.9)
где Кг — коэффициент боеготовности, определяющий вероятность того,
что в момент прихода команды на пуск, ракета находится в состоянии го-
товности к пуску; Р(т„), Р(т'пр), P(t"p), Р(тбг) —соответственно показатели
надежности пуска ракеты, полета до отделения боеголовки, разделения
головной части и полета отделившихся боеголовок, представляющие
собой вероятности нормального протекания всех этапов функционирова-
ния комплекса и ракеты.
Коэффициент боеготовности зависит от того, какая часть времени Т? из
общего времени эксплуатации Т3 затрачивается на проверки комплекса,
устранение неисправностей и пр.: S1
Кг=1—
г,
Остальные составляющие обобщенного показателя надежности опреде-
ляются исходя из того, что вероятность нормального функционирования
какого-то объекта Р зависит от вероятностей функционирования Р, эле-
ментов, его составляющих, их числа и схемы соединения. Так, если объект
представляет собой совокупность независимо функционирующих элемен-
тов, соединенных последовательно, то
Р= П Pi.
i= I
Если объект состоит нз двух одинаковых'элементов, соединенных пар!Й'
лельно, 11
Р=1-(1-Р,)2. |
204
Из приведенного следует, что надежность РК или ракеты зависит от то-
г0 сколько составляющих элементов входит в их состав, какова надеж-
ность этих элементов и по какой схеме собраны они в систему более высо-
кого уровня. В соответствии с этим главным направлением повышения
надежности РК является использование в нем высоконадежных 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,
БЦВМ 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 каж-
дого 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 мате-
риалов;
назначение оптимальных режимов работы всех систем;
обеспечение качественной отработки систем прн создании комплекса,
высокого уровня технологии нх производства, соблюдение установлен-
ных правил эксплуатации.
В процессе нахождения РК в режиме боевого дежурства (до десяти
и более лет) надежность их может изменяться вследствие старения эле-
ментов или действия каких-то внешних факторов. В связи с этим проводят-
ся 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-
дящихся 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
них по результатам отработки. Так в 1973 г. в США были проведе-
ны контрольные пуски пятидесяти двух БРПЛ «Посейдон»; 58 % этих
пУсков были неудачными (надежность около 40%), хотя счита-
лось, что надежность их составляет не менее 80 %.
По результатам пусков, выявляющих недостаточную надежность ра-
кет, устанавливаются причины снижения надежности. Ими могут быть
конструктивные недостатки каких-то элементов, технологические дефекты,-
наРушения правил эксплуатации. Принимаются меры к тому, чтобы в
Дальнейшем эти недостатки не проявлялись.
Значения надежности приводятся в открытой печати не для всех совре-
енных РСН. Для МБР «Минитмен 2» надежность составляет примерно
205
0,9. Можно полагать, что для более современных ракет эта цифра Д
сколько выше. 9
Таковы кратко пути, по которым повышались основные характерЯ
стики РСН в процессе их развития. Рассмотрим конструктивные особец.1
нрсти зарубежных РСН с двигателями на твердом топливе и основные]
этапы их развития. ]
Глава 10
РАЗВИТИЕ РАКЕТ СТРАТЕГИЧЕСКОГО
НАЗНАЧЕНИЯ
10.1. МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫЕ РАКЕТЫ НАЗЕМНОГО
БАЗИРОВАНИЯ ’Ч|
Ракеты «Минитмен». Работы по обоснованию характеристик твердо!
топливных МРБ и требований к ним начались в США в 1955 г. В 1957 г]
по заказу ВВС фирма «Боинг» приступила к созданию ракеты, получив!
шей название «Минитмен». В феврале 1961 г. было проведено первое"
ее успешное летное испытание, в процессе которого боеголовка достигла
дальности в 7000 км. Одновременно с разработкой ракеты рассматри-
вались и способы ее базирования. В качестве возможных оценива-
лись 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 пуска-
ми 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 1А». В после-
дующем ракета неоднократно модернизировалась, новые варианты назы-
вались ракетами «Минитмен 1В», «Минитмен 2», «Минитмен 3» и «Ми-
нитмен ЗУ». Модернизация производилась всякий раз так, что основные
конструктивные особенности ракеты и ее размеры менялись незначи-
тельно. Это позволяло использовать для разных ракет наземное обору-
дование и, в частности, пусковые установки без существенных до-
работок.
Все ракеты «Минитмен» представляют собой трехступенчатые межкон-
тинентальные баллистические ракеты со стартовой массой 30—35 т.
Схема ракеты «Минитмен 1А» 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 поворачи-
вались в какую-то одну сторону, то осуществлялось управление pH'
кетой по углам тангажа или рыскания. Поворот противоположных
сопел в разные стороны приводил к возникновению момента, обеспе-
чивающего управление ракетой по крену. В двигателях всех ступеней
применялось топливо на основе одного и того же окислителя — перхл°"
206 {
„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-
иН Во всех случаях в топливе содержалась до-
бавка алюминия. Основные характеристики двигателей
пакеты «Минитмен 1А» приведены в табл. 10.1.
Р Двигатели заполнялись топливом методом заливкн.
Ца внутреннюю поверхность двигателя перед этим на-
носилось специальное покрытие, обеспечивающее луч-
шее скрепление заряда и корпуса, защиту стенок от пе-
регрева и компенсирующее термическое расширение
топлива. Внешняя поверхность корпусов двигателей
покрывалась слоем вещества, защищавшим конструк-
цию от нагрева в шахте при пуске ракеты и на
траектории. В критических сечениях сопел устанав-
ливались вольфрамовые вставки, удерживаемые графи-
товыми обоймами. Диаметры выходного и критического
сечения сопел были такими, что степень их расширения
(Да/Дкр)2 составляла для всех ступеней относительно не-
большую величину (до 19 на третьей ступени). Кор-
пуса двигателей первой и второй степеней изготав-
ливались из специальных сталей, третьей — из стекло-
пластика «спираллой» (80 % стекловолокна и 20 %
эпоксидной смолы). На верхнем днище двигателей
третьей ступени были размещены четыре дополни-
тельных 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 око-
ло 150 кг. Головная часть моноблочная, масса при-
мерно 450 кг.
Основные характеристики ракеты «Минитмен 1А»
!.7м
Рис. 10.1.
Схема раке-
ты «Минит-
мен 1А>
Таблица 10.1
Характеристики 1-я ступень 2-я ступень 3-я ступень
Тяга двигателя в пустоте, т 86 22 8,7
('дельный импульс тяги в пустоте, м/с 2670 ' 2730 2800
Давление в камере, МПа 4,9 3,5 3,5
°ремя работы, с 59 56 < 54
Расход топлива, кг/с 326 . 81 31
Давление на срезе сопла, МПа 0,07 0,023 0,014
207
вместе с характеристиками других модификаций ракеты приведены в
табл. 10.2 (диаметр ракеты приведен по юбке, диаметр корпуса пер.
вой ступени — 1,7 м).
Еще до принятия на вооружение ракеты «Минитмен 1А» начались
работы над ее усовершенствованным вариантом — ракетой «Минит-
Мен 1 В». Основным изменением в конструкции было увеличение разме-
ров 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, имею-
щий существенно большие размеры и массу топлива (возросла пример-
но на 30%). Корпус двигателя изготавливался из стеклопластика.
Четыре поворотных сопла были заменены на одно неподвижное. Управ-
ление по тангажу и рысканию стало осуществляться вводом в закри-
тическую часть сопла фреона, по крену — с помощью четырех неболь-
ших сопел, работающих от специального газогенератора. Были увели-
чены 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 си-
стем 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 выби-
рать одну из этих целей. Боевые возможности ракеты «Минитмен 2»
существенно превосходят возможности ракет «Минитмен 1». МБР
Таблица 10.2
Характеристики «Минит- мен 1А» «Минит- мен 1В» «Минит- мен 2> «Минит- мен 3» «Минит- мен ЗУ»
Предельная дальность, км 9300 10 200 11 200 10 000 10 000
Число боеголовок 1 1 1 3 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, T 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 РГЧ.
208
«Минитмен 2» находятся на вооружении ВВС США до сих пор и
являются самыми «старыми» образцами вооружения этого типа. Пре-
дусмотрено 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 боего-
ловок было и большим). Каждая боеголовка может наводиться инди-
видуально по различным целям, расположенным на значительных рас-
стояниях 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 боего-
ловок головная часть совершает сложный маневр, что потребовало
существенных изменений и в системе управления полетом ракеты.
Одновременно были приняты меры по дальнейшему повышению точно-
сти попадания боеголовок (предельное отклонение составило около 1 км).
Мощность зарядов боеголовок снизилась по сравнению с мощностью
моноблочной ГЧ ракеты «Минитмен 2», однако возможности пораже-
ния одной ракетой сразу трех целей и увеличение точности обеспечили
повышение эффективности боевого применения ракеты.
На ракете «Минитмен 3» применена новая третья ступень. Увели-
чен диаметр двигателя, четыре сопла заменены одним, применено управ-
ление полетом с помощью ввода фреона в закритическую часть сопла
и использования струйных рулей на горячем газе. Несколько увели-
чились 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)
й лучшие аэродинамические качества и к совершенствованию системы
управления. Были проведены доработки системы управления и на раке-
тах, уже поставленных на боевое дежурство, позволившие поднять
их точность. В результате появились два варианта ракет «Минитмен 3»,
имеющие одинаковые размеры, массу, точность, но отличающиеся мощ-
ностью 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
Установках. На рис. 10.2 приведен общий вид ракеты «Минитмен 3»
в ПУ. Старт ракет «Минитмен» газодинамический. Так называется
старт под действием тяги двигателя первой ступени. Продукты сгора-
ния 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
Шахты составляет 27 м (длина ракет до 18 м), диаметр ствола —
209
Рис. 10.2. Ракета «Минитмен 3» в шахтной ПУ
Таблица 10.3
Ракета 1970 1971 1972 1973 1974 1975
,, ущнитмен 1» 490 390 290 140 ' 20 0
^Минитмен 2» 500 500 500 500 450 450
(Минитмен — —— 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 бы-
стрыми темпами (в некоторые годы ставилось на дежурство более
[50 ракет). К 1969 г. группировка МБР насчитывала примерно тысячу
ракет «Минитмен 1» и «Минитмен 2». Дальнейшее развитие группи-
ровки трердотопливных МБР США иллюстрируется табл. 10.3.
В последующем — вплоть до 1986 г.— состав группировки твердо-
топливных МБР не менялся, но часть ракет «Минитмен 3» (350 ракет)
были модернизированы в ракеты «Минитмен ЗУ». В 1986 г. была при-
нята 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 возмож-
ности создания МБР, имеющей значительно более высокие характери-
стики эффективности поражения целей, чем существовавшие ракеты
«Минитмен». Рассматривались варианты ракет «Минитмен 4», «Минит-
мен 5», 1F5-120A. 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 опти-
мальных 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». Основ-
ные характеристики ракеты:
предельная дальность, км........................................10 000
число боеголовок, шт............................................10
мощность заряда, Мт . . . . :................................-.0,6
предельное отклонение, км.......................................0,25—0,3
стартовая масса, т..............................................88,5
масса полезной нагрузки, т......................................около 3,8
Длина ракеты, м.................................................21,5
диаметр ракеты, м...............................................2,34
Из приведенных характеристик ракеты обращают иа себя внимание
высокие характеристики боевого оснащения и точности попадания боего-
ловок. Размещение в головной части значительного количества боего-
211
Рис. 10.3. Схема ракеты MX:
1, 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 бла-
годаря 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, непропор-
циональное увеличению стартовой массы, обеспечи-
вается тем, что при создании ракеты MX были
использованы все возможности (в основном увели-
чение удельного импульса тяги двигателей и сниже-
ние массы их конструкции) повышения коэффициен-
ту
та энергомассового совершенства тпн=-------. Для
moi
ракеты MX этот коэффициент составляет около 4 %
против 2,5 % у ракет «Минитмен 3».
Схема ракеты MX приведена на рис. 10.3. Ра-
кета выполнена в отличие от ракеты «Минитмен»
в одном калибре и состоит из двигателей, между
которыми находятся соединительные отсеки, и голов-
ной части, прикрытой обтекателем. В головную часть
входят боеголовки, двигательная установка разведе-
ния, средства преодоления ПРО и контейнер с прибо-
рами системы управления. Корпуса двигателей всех
трех ступеней изготавливаются методом намотки из
композиционного материала (органическое волокно
«Кевлар» и эпоксидная смола), что позволило полу-
чить 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 суще-
ственного увеличения давления в камере. В двигате-
ле 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 «Минит-
мен 3»). Для управления полетом ракеты по тан-
гажу и рысканию на всех ступенях применяются
поворотные сопла, выходные конусы которых мо-
гут поворачиваться в двух плоскостях под дей-
ствием 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.
212
Сопла двигателей второй и третьей ступеней сделаны раздвижными,
ия второй ступени имеется один конический насадок сопла, на третьей —
ва- Использование раздвижных сопел позволило резко поднять сте-
рнь расширения сопел. На второй ступени она составляет (da/dKp)2=57,
на 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-
го^ входит 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 MX такова, что выключение дви-
гателя 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 — исполь-
зование на третьей ступени высокоэнергетического топлива, приме-
нение новых композиционных материалов, повышение давления в каме-
рах двигателей и применение раздвижных сопел, позволивших повы-
сить 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, обеспе-
чивающим необходимые аэродинамические качества ракеты и защищаю-
щим элементы боевого оснащения при движении ракеты в пылевых
облаках, образующихся при ядерных взрывах. В передней части обтека-
теля 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 исполь-
зуется гелий), состоящего из окислителя — четырехокиси азота и горю-
чего — монометилгидразина. Запас топлива составляет 750 кг. Двигатель-
ная установка имеет одну основную (тяга 135 кг) и восемь до-
полнительных камер. Основная камера сообщает боеголовкам необходи-
мые 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 MX повышена главным образом за счет совершен-
ствования системы управления. На ракете, как и на всех преды-
дущих МБР, используется автономная инерциальная система, однако все
основные ее приборы значительно усовершенствованы. Основными блока-
ми СУ являются инерциальный измерительный блок (ИИБ) и блок, вклю-
чающий БЦВМ и электронное оборудование. Эти блоки вместе с другими
Элементами системы управления размещены в контейнере, который в
213
случае отказов в СУ заменяется полностью, чем уменьшается вреця
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, кото-
рая обеспечивает точное поддержание требуемого теплового режима.
Принятая конструкция ИИБ резко снижает инструментальные ошибки
системы управления, играющие заметную роль среди факторов, вызы-
вающих отклонения боеголовок от точек прицеливания,
В зарубежной печати были сообщения о том, что рассматривается воз-
можность дальнейшего повышения точности ракет MX применением на
них боеголовок с коррекцией их полета после отделения (с самонаве-
дением на цели). При создании ракеты MX были приняты меры по уве-
личению ее живучести на АУТ в условиях действия ядерных взрывов.
В системе управления используются высокостойкие элементы, чем умень-
шается 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 осуще-
ствляется под действием тяги двигателя первой ступени, пуск ракет
MX производится с использованием так называемого холодного (или
минометного) старта. Ракета находится на боевом дежурстве в цилин-
дрическом транспортно-пусковом контейнере, в нижней части которого
установлен пороховой аккумулятор давления (ПАД). Для уменьшения
температуры пороховых газов, образующихся при работе ПАД, они про-
пускаются 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 контей-
нера. Запуск двигателя первой ступени осуществляется на высоте при-
мерно 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 боль-
шинство 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 или, как говорят иногда, по критерию
«эффективность — стоимость». Во второй половине 1970-х гг. наиболее
предпочтительным считался траншейный вариант базирования, при ко-
тором для каждой ракеты MX 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 MX, для каждой нз кото-
вых должно было быть построено по 23 горизонтальных укрытия защи-
щенностью в 4,2 МПа. Расстояния между соседними укрытиями —
около 2 км, что исключало возможность поражения двух укрытий
одним взрывом. Ракета должна была периодически (одни раз в несколько
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 укры-
тий должно было обеспечивать высокую живучесть. Если бы даже
по 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-
защищенных укрытий длиной по 50 м, сеть дорог, дополнительные
сооружения, создать системы энергоснабжения, боевого управления и свя-
зи, 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 MX отказались. Оценивались и другие варианты, в том числе и
предусматривавшие использование систем ПРО районов базирования.
К 1986 г., когда ракета MX 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. Осно-
ву его составляет железнодорожный состав, в который входят два вагона
с ракетами (они же являются и пусковыми установками), вагоны, в ко-
торых размещается вспомогательное оборудование (энергоснабжение, бо-
евое 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-
лозащищенных целей, поражаемая одной ракетой, пропорциональна
пбг<72/3, где «бг—число боеголовок на ракете, a q—мощность нх
зарядов. Вероятность поражения малоразмерных высокозащищенных це-
лей определяется величиной n6l.q2/3/o2, где дополнительно о„ — 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 показа-
телей эффективности приняты: 5Ц — математическое ожидание площади
Целей защищенностью 0,03 МПа, поражаемой ста ракетами, Nu —
Математическое ожидание числа целей защищенностью в 10 МПа, пора-
жаемых теми же ста ракетами с вероятностью не меиее 0,9.
215
Таблица 1
Пока- затели «Минитмен 1А» «Минитмен 1 В» «Микнтмеи 2» «Минитмен 3» «Минитмен ЗУ» мх п
см S £ 00^ 5200 меиее 10 5200 менее 10 8200 20 6400 100 10 300 150 44 800 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 груп-
пировки МБР, в США приступили в 1983 г. к созданию ракеты «Миджит-
мен», относящейся к классу малогабаритных ракет. Малогабаритной на-
зывают ракету, имеющую при данной дальности полета боеголовки мини-
мальные размеры и массу. На ракете устанавливается моноблочная го-
ловная часть. Ракета «Миджитмен» пока не принята на вооружение, ха-
рактеристики ее определяются с некоторым приближением:
предельная дальность, км........................ ................. 11 000
число боеголовок, шт..............’.............................. 1
мощность заряда, Мт.............................................. 0,6
предельное отклонение, км........................................0,3—0,4
стартовая масса, т . . . ........................................ 14—16
масса полезной нагрузки, т.......................................0,4—0,5
длина ракеты, м.................................................. 11 —12
диаметр ракеты, м................................................1,1 —1,25
Ракета «Миджитмен» представляет собой трехступенчатую твердотоп-
ливную МБР с последовательным соединением ступеней, выполненную
в одном калибре, что позволяет получить наиболее компактную конструк-
цию. Корпуса двигателей изготавливаются из композиционного материала
на основе органического волокна «Кевлар-49», возможно с добавкой гра-
фитовых нитей. Такой материал имеет лучшие характеристики, чем ис-
пользовавшийся в прежних МБР. Двигатели имеют по одному поворотно-
му соплу. Сопла частично входят в камеру («утопленное» сопло), что
позволяет уменьшить длину ракеты. Давление в камере двигателя состав-
ляет на первой ступени более 10 МПа, на второй — 9 МПа, на третьей —
6 МПа. Такие высокие значения давления в камерах позволили обеспе-
чить степень расширения сопел РДТТ верхних ступеней до 100, т. е. су-
щественно больше, чем даже у ракеты MX. В двигателях используются
топлива примерно такие же, как на ракете MX, однако топливо с добав-
кой октогена, возможно, будет применено не только на третьей, ио и на вто-
рой ступени.
На ракете установлена автономная инерциальная система управления,
представляющая собой несколько упрощенный и соответственно имеющий
216 ,
меньшую массу вариант системы управления ракеты MX. Система управ-
ления ракеты MX очень дорога, поэтому при разработке ракеты «Мид-
житмен» рассматривались возможности применения других систем управ-
ления — астроинерциальной, автономной с использованием лазерных
гироскопов. Однако в качестве основного варианта был принят вариант
автономной системы с инерциальным измерительным блоком. Ракета
«Миджитмен» будет нести такую же боеголовку, какая установлена на
пакете MX. Ожидается, что точность попадания будет высокой, хотя и не-
сколько меньшей, чем у MX. Если определить по приведенным выше ха-
рактеристикам ракеты «Миджитмен» значение ее коэффициента энерго-
массового совершенства — относительной массы полезной нагрузки щпн,
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 шпн более затруднено, так как масса
ряда элементов (например, гидравлических приводов, элементов авто-
матики и пр.) уменьшается hq пропорционально уменьшению стартовой
массы ракеты. Старт ракеты «Миджитмен» — минометный.
Важным вопросом при определении облика комплекса с ракетой «Мид-
житмен» является вопрос о способе его базирования. По состоянию на
1989 г. он не был до конца решен. Наиболее вероятным считалось раз-
мещение ракеты в стационарных ПУ высокой (порядка 30 МПа) защи-
щенности или создание подвижного грунтового комплекса. В последнем
случае предполагается использовать подвижные пусковые установки с за-
щищенностью до 0,2 МПа, что в несколько раз больше защищенности су-
ществующих ПУ этого типа (например, ПУ ракет «Першинг 2»), Это поз-
волило бы значительно сократить радиусы поражения ПУ ядерными взры-
вами и соответственно потребные районы базирования комплекса. В слу-
чае 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 «Ми-
нитмен 2».
10.2. РАКЕТЫ СТРАТЕГИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
СРЕДНЕЙ ДАЛЬНОСТИ
Ракета «Першииг 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 пре-
дельное 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 мо-
дификации ракеты «Першинг 1А». 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 совершен-
но 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-
мечалось разместить на территории ФРГ 108 ракет. Ракеты «Першинг 2»
Подлежат уничтожению в соответствествии с договором СССР и США
° ликвидации ракет средней и меньшей дальности.
217
Ракета «Першинг 2» относится к типу двухступенчатых твердотоп-
ливных РСН с моноблочной головной частью. Основные характеристики
ракеты:
Предельная дальность, км.......................................... 2500
число боеголовок, шт.................................................. 1
мощность заряда, Мт................................................менее 0,1
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 харак-
теристики связаны между собой именно потому, что для ракеты «Пер-
шинг 2» удалось получить низкое отклонение боеголовки, на ней и приме-
нен 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 предназна-
чалась в основном для поражения командных пунктов, узлов связи и дру.
гих 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
боеголовки до цели не превосходило 12 мин. Высокая точность ракеты
обеспечивалась применением комбинированной системы управления ее по-
летом. В начале траектории использовалась автономная инерциальная
система, затем, после отделения головной части,— система коррекции по-
лета боеголовки по радиолокационным картам местности. Эта си-
стема включается на конечном участке траектории, когда боего-
ловка переводится почти в горизонтальный полет.
Радиолокатор, установленный на боеголовке, получает изображение
участка местности, над которым движется боеголовка. Это изобра-
жение преобразуется в цифровую матрицу и сравнивается с данными
(картой), заложенными до старта в запоминающее устройство системы
управления, размещенной на боеголовке. В результате сравнения опре-
деляется ошибка движения боеголовки, по которой бортовая ЦВМ вы-
числяет необходимые данные для органов управления полетом. В систему
управления помимо радиолокатора и БЦВМ входит и ряд других элемен-
тов — источники энергии, преобразователи, инерциальные приборы, орга-
ны 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 атмос-
феру применяются струйные рули на сжатом газе. Если система коррек-
ции 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 ра-
кеты приведена на рис. 10.4. Корпуса двигателей обеих ступеней изготов-
лены из органического волокна кевлар . В районе критических сечений
сопел установлены графитовые вкладыши, сопла — качающиеся, топли-
во — смесевое, окислитель — перхлорат аммония, горючее-связующее —
полибутадиен. Для управления по крену во время работы двигателя пер-
вой 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»:
у 2—двигатели первой и второй ступени; 3—переходник;.
4— 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 наведе-
ния (нижний), боевого заряда и радиолокационного
устройства. ГЧ закрыта защитным кожухом, который
сбрасывается перед началом работы радиолокатора
на высоте примерно 15 км. Стабилизация полета го-
ловной 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 высо-
кой прочностью, изготавливается из высокопрочной ста-
ли. 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 высокоэффек-
тивное поражение заглубленных целей. Для ракеты
«Першинг 2» рассматривалась возможность использо-
вания головной части и в неядерном снаряжении. Одним
из вариантов такой ГЧ была ГЧ кассетного типа, вклю-
чавшая 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 по-
ражении взлетных полос аэродромов. Комплекс с раке-
той «Першинг 2» относится к числу подвижных
с использованием самоходной пусковой установки на
колесном шасси. На этой же установке ракета и пере-
возилась, вследствие чего установка называлась тран-
спортно-пусковой (ТПУ). ТПУ состояла из восьмиколес-
ного тягача и рамного полуприцепа, на которых, по-
•мимо ракеты, размещались агрегаты электропитания,
гидравлический привод для вертикализации ракеты пе-
ред пуском и др. оборудование. Боевой единицей
комплекса был взвод. В него входили три ТПУ и пост
управления, смонтированный на отдельной автомашине
н связанный но
каналам радиосвязи с командными пунктами высших звеньев системы
боевого управления и по кабельным линиям — с ТПУ. Взводы своди-
лись 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.
Сообщалось, что затраты на разработку комплекса и ракеты «Пер-
шинг 2» составили более 0,6 млрд дол. Стоимость серийного производ-
ства ракеты была около 1 млн дол., ТПУ — 0,2 млн дол.
219
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 SSBS-S2. В это же время была начата
разработка модифицированного варианта ракеты. Эта ракета SSBS-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 SSBS-S3 4^
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 ж
диаметр ракеты, м 1,5 1,5 ¥
В двигателях ракет применяется смесевое топливо, состоящее из пер-
хлората аммония, полиуретана и алюминия. Корпуса двигателей обеих
ступеней ракеты S2 и первой ступени ракеты S3 изготовлены из стали, вто-
рой 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 обеспече-
нием управления полетом ракеты вводом фреона.
Ракеты устанавливаются в шахтные пусковые установки, имевшие пер-
воначально защищенность примерно в 2,1 МПа. В дальнейшем защищен-
ность, возможно, будет несколько повышена. Общее число ПУ с ракетами
SSBS-S3 составляет 18.
В зарубежной печати были сообщения о том, что во Франции ведется
разработка новых РСН наземного базирования — в стационарном
(взамен ракет SSBS-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.
10.3. БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ ПОДВОДНЫХ ЛОДОК (БРПЛ)
Ракеты США. Работы над созданием БРПЛ были начаты в США в се-
редине 50-х годов XIX в. К этим ракетам предъявлялся ряд специфи-
ческих требований, вытекавших из условий размещения их на борту под-
водной лодки. Так, в частности, с самого начала было обусловлено,
что БРПЛ должны быть только твердотопливными; существовали огра-
ничения 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 во-
оружение три модификации ракет: «Поларис А1», «Поларис А2», «Пола-
рис АЗ». 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 ра-
кете «Поларис АЗ» — либо моноблочной, либо разделяющейся ГЧ (но
без наведения боеголовок по отдельным целям). Все ракеты «Поларис»
выполнялись в одном калибре.
Основные характеристики БРПЛ «Поларис» приведены в табл. 10.5.
Ракета «Поларис А1» имела следующие основные конструктивные осо-
бенности. Корпуса двигателей обеих ступеней изготавливались из спе-
циальной стали. В двигателях применялось смесевое топливо, состоящее
220
Таблица 10.5
Характеристики
род принятия на вооружение
Предельная дальность, км
цисло боеголовок, шт
Мощность заряда, Мт
Предельное отклонение, км
Стартовая масса, т
Длина ракеты, м
Диаметр ракеты, м
«Поларис А1» «Поларис А2> «Поларис АЗ»
i960 1962 1964
2200 2800 4600
1 1 1; 3
0,5 0,5 0,75; 0,2*
3,6 3,6 2,1
13,1 13,6 15,9
8,7 9,4 9,8
1,37 1,37 1,37
* Для одной боеголовки.
из перхлората аммония, полиуретана и алюминия. Давление в камере со-
ставляло для первой ступени — 6,5 МПа, для второй — 2,5 МПа. На дви-
гателях обеих ступеней имелось по четыре неподвижных сопла с поворот-
ными 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 дви-
гателе установлено четыре поворотных сопла. Конструкция двигателя пер-
вой ступени осталась без изменения. Увеличение дальности полета бое-
головки 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 разме-
ры двигателей и запасы топлива в них. Корпуса обоих двигателей изго-
товлены из стеклопластиков, что позволило снизить пассивную массу раке-
ты. На первой ступени для управления полетом ракеты применяются по-
воротные сопла, на второй — ввод жидкости (фреона) в закритическую
часть четырех неподвижных сопел. Повышение удельного импульса тя-
ги, снижение массы конструкции и увеличение массы топлива позволили
существенно повысить дальность полета боеголовки при относительно не-
большом увеличении массы ракеты. Была улучшена и система управле-
ния полетом. Внешний вид ракеты «Поларис АЗ» приведен на рис. 10.5.
В применении к БРПЛ появляется новая по сравнению с МБР пробле-
ма определения при пуске ракеты исходных данных и, прежде всего, коор-
динат 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
путей решения навигационной задачи, а в дальнейшем и переход к но-
вым типам систем управления полетом БРПЛ. Рассматривались различ-
221
Рис. 10.5.
Скема раке-
ты «Поларис
А-3»:
I — голов-
ная часть;
2 .— вторая
ступень; 3 —
первая сту-
пень
ные комбинированные навигационные системы (спутни-
ковые, радионавигационные и др.). В частности, к сере-
дине 60-х годов была отработана спутниковая нави-
гационная система США «Транзит», позволившая опре-
делять местонахождение подводной лодки с точностью
до 100 м. Для получения данных от спутников ПЛ
должна поднять антенну на 1 м от поверхности воды.
Были отработаны также радионавигационные системы, ос-
нованные на использовании наземных станций. В районах
патрулирования ПЛАРБ на морском дне устанавли-
вались гидроакустические маяки-ответчики, покоторым мо-
жет уточняться местоположение ПЛ. Все эти меры позво-
лили 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 бы-
ло решить проблему обеспечения больших дальностей
плавания (десятки тысяч миль) и больших времен непре-
рывного пребывания лодки под водой (до двух месяцев и бо-
лее). Без этого невозможно было достичь требуемого
уровня скрытности ПЛ от противника. Потребовалось
и значительное увеличение размеров и водоизмещения
подводных лодок. Если водоизмещение дизельных торпед-
ных 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. Даль-
ность плавания доходила до 90 000 миль, время непре-
рывного 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 лод-
ки. 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. Дей-
ствием сжатого воздуха, подаваемого в полость под ракетой, она выбра-
сывалась из шахты и выходила из-под воды. На высоте 20—30 м включал-
ся двигатель первой ступени, и ракета начинала полет по АУТ. Схема раз-
мещения ракет «Поларис А1» на ПЛ приведена на рис. 10.6.
Система управления ракетной стрельбой обеспечила старт первой ра-
кеты через 15 мин после принятия решения на пуск. Пуски следующих
ракет могли производиться с интервалом в одну минуту. Большое внима-
ние 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.
222
ЭЙ
Рис. 10.6. Схема ракетного отсека ПЛАРБ «Джордж Вашингтон:»:
/ —лиахты; 2 — ракета «Поларис А-1»; 3 — баллон со сжатым воздухом; 4 — гер-
' метические 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
лодки 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-
ние ПЛАРБ «Лафайет» составляло 8200 т, длина 130 м, ширина 10,1 м.
Экипаж состоял из 140 человек. Для ПЛ «Лафайет» был установлен не-
прерывно 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-
вания до 32 суток. На пункте базирования производилась смена эки-
пажа.
Во второй половине шестидесятых годов основу группировки БРПЛ
США составляли ракеты «Поларис АЗ». Чтобы судить о темпах наращи-
вания группировки, укажем, что если в 1960 г. на дежурстве было всего
^8 ракет, то в 1967 г. их число достигло 656 (41 ПЛАРБ). В дальней-
шем число ракет не увеличивалось, однако совершенствование их продол-
жалось. В 1971 г. была принята на вооружение двухступенчатая БРПЛ
’Посейдон СЗ», имевшая следующие характеристики:
Предельная дальность, км............................................... 4600
Число боеголовок, шт.................................................... 10
Мощность заряда, Мт....................................................0,05
предельное отклонение, км............................................... 1,4
223
масса ракеты, т.................................................... 29
длина м..............................................................10,3
диаметр, м...........................................................1,83
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 модер,
низацией предыдущих. Значительно увеличилась дальность полета боего-
ловок, применена разделяющаяся головная часть типа «МИРВ» и сущест-
венно улучшены характеристики точности.
Повышение м,ассы ракеты было обеспечено в основном увеличением ее
диаметра, что было связано с решением размещать ракету на сущест-
вующих 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 име-
ли в отличие от РДТТ ракет «Поларис» по одному поворотному соплу.133
На ракете применена значительно усовершенствованная автономная инер-
циальная система управления, которая обеспечивала, несмотря на значи-
тельное усложнение ее функций (связанное с переходом к РГЧ), повыше-
ние точности попадания боеголовок. Повышение точности было связано,
кроме того, и с улучшением используемых навигационных систем.
Ракета «Посейдон СЗ» значительно превосходила по боевой эффек-
тивности ракеты «Поларис». Однако и ее характеристики не в полной мере
удовлетворяли требованиям руководства Вооруженных сил США. Основ-
ными направлениями работ над последующими образцами БРПЛ стали
дальнейшее повышение их дальности и точности попадания боеголовок в
цели.
Дальностью действия ракет определяются районы боевого патрулиро-
вания ПЛАРБ. Для того чтобы БР «Поларис» и «Посейдон СЗ» обеспе-
чивали поражение целей, расположенных на европейском и азиатском кон-
тинентах, подводные лодки — носители ракет — должны были патру-
лировать в районах, примыкающих к континентам. Эти районы отличались
слабой защищенностью лодок от средств противолодочной обороны про-
тивника, удаленностью от территории США и необходимостью в связи с
этим иметь дорогостоящие передовые пункты базирования, а также труд-
ностью управления ПЛАРБ. При увеличении дальности действия БР лод-
ки 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 состав-
ляют 3 млн кв. миль, если дальность БРПЛ достигнет 7500 км, онн со-
ставят 14 млн кв. миль, а при дальности в 11 000 км — 50 млн кв. миль.
Необходимость повышения точности попадания боеголовок БРПЛ оп-
ределялась тем, что при точностях и тротиловых эквивалентах зарядов
133 Возможно, что на второй ступени применялось неподвижное сопло с вво-
дом фреона в закрнтическую часть.
224
боеголовок, которые были использованы на ракетах «Поларис» и «Посей-
дон СЗ», эти ракеты могли быть использованы в основном только для по-
ражения крупных малозащищенных целей, что ограничивало возможно-
сти 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 меж-
континентальной ракетой морского базирования. Для обеспечения требуе-
мой дальности потребовался переход на трехступенчатую конструкцию.
На ракете применена разделяющаяся головная часть типа МИРВ. Ос-
новные характеристики ракеты;
предельная дальность, км............................................ 7 400
число боеголовок, шт................................................... 8
мощность заряда, Мт.................................................. 0,1
предельное отклонение, км............................................... 1
стартовая масса ракеты, т............................................. 33
дайна 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 /ИА). 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 значи-
тельное 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 кев-
лар-49 и эпоксидной смолы. Двигатели всех ступеней имеют по одному по-
воротному соплу, в конструкции которого широко применяются компо-
зиционные материалы иа 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 осуществля-
ется 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 низ-
котемпературное топливо (1650 °C), 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 топли-
во, и четыре клапанных блока. Блоки имеют по четыре сопла, распо-
ложенных таким образом, что при переключении подачи в них газа обеспе-
чивается любое потребное изменение направления действия на головную
часть тяги двигательной установки. В конструкции клапанов, работаю-
щих достаточно длительное время в условиях сильного нагрева, исполь-
а 225
Рис. 10.7. Схема ГЧ ракеты «Трайдент 1»:
I — двигатель третьей ступени; 2 — боеголовки; 3 — дВи.
гательная установка разведения; 4 — приборы системы
управления; 5 — двигатель второй ступени
зуются тугоплавкие сплавы на основе вольфрама, молибдена, тантала, ни-
обия.
Ракета «Трайдент 1» имеет головную часть своеобразной компоновки,
обеспечивающей уменьшение длины (рис. 10.7). Головная часть объедине-
на 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 стар-
те выдвигается специальным пиротехническим механизмом аэродинами-
ческая 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, вклю-
чающая инерциальный измерительный блок, блок электронного оборудо-
вания 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 исход-
ных (начальных) условиях пуска. Несмотря на то что для определения
этих данных используются значительно усовершенствованные навига-
ционные системы, они находятся с определенными ошибками. Компенса-
ция 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 осуществляет-
ся с помощью специального порохового аккумулятора давления. Про-
дукты сгорания пороха проходят через камеру с водой и образуют низко-
температурный пар, который подается в пространство под ракетой и вы-
талкивает ее. Стоимость ракеты «Трайдент 1» составляет 11,3 млн дол.
Доработка пусковых шахт ПЛАРБ «Лафайет» позволяет устанавли-
вать в них ракеты «Трайдент 1». В 1988 г. на вооружении ВМС США
находилось уже 12 ПЛАРБ «Лафайет» с ракетами «Трайдент 1» (192 ра-
кеты). 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 габа-
риты, что она не может быть установлена на существовавших ранее
ПЛАРБ. Кроме того, возможно, что подводные лодки «Лафайет» вы-
работали уже установленный для них срок нахождения в боевом составе
флота.
226
ПЛАРБ «Огайо» имеет значительно большие, чем ПЛАРБ прежних об-
разцов, размеры и водоизмещение. Водоизмещение составляет 18 700 т,
т. е. более чем в два раза превосходит водоизмещение ПЛ «Лафайет», дли-
на — 17] м и ширина 12,8 м. На ПЛ используется ядерная двигатель-
ная установка мощностью в 60 000 л. с., обеспечивающая скорость 25—
30 узлов. Значительно снижен уровень шума, увеличен промежуток меж-
ду капитальными ремонтами и общий срок службы. Глубина погруже-
ния — до 300 м. Цикл использования лодок включает 70 суток патрули-
рования и 25 суток восстановления боеготовности. ПЛАРБ имеет два эки-
пажа по 157 человек, поочередно выходящие в море иа 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» поз-
волили 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 межконти-
нентальную ракету с разделяющейся головной частью типа МИРВ. Ос-
новные характеристики ракеты:
предельная дальность, км.............................................. 9000
число боеголовок, шт. . ' . . ;......................................... 8
мощность заряда, Мт.................................................... 0,5
предельное отклонение, км..............................................0,4
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 то-
го, 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»
8*
227
По компоновке н ряду особенностей основных систем ракета «Трай.
дент2» подобна ракете «Трайдент 1». Также совмещены двигатель третьей
ступени и головная часть, используется аналогичная двигательная уста,
новка разведения боеголовок, подобны системы управления полетом, Мас-
са системы управления ракеты «Трайдент 2» составляет 150 кг. Были сооб-
щения, что несение боевого дежурства будет осуществляться в отличие от
МБР при незадействованной системе управления. Время готовности к пус.
ку при этом составляет около 15 мин. Если же разгон гиромоторов
осуществлен и проведена предварительная выставка платформы комплек-
са командных приборов в азимуте и горизонте,— готовность к пуску со-
ставляет 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 ново-
го 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 высоко-
энергетические топлива с добавкой октогена, подобные топливу, исполь-
зуемому на третьей ступени ракеты MX. Топливные заряды имеют по одно-
му центральному каналу с профилированными щелями. Давление в каме-
рах 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 ра-
кеты «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. 10.9. Размещение ракет «Трай-
дент 1» (С-4) и «Трайдент 2» (Д-5)
в шахтах ПЛАРБ «Огайо»
Рис. 10.10. Изменение дальности и
точности БРПЛ США в процессе
их развития
228
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, совершен-
ствованием их конструкции, развитием систем управления полетом ракет и
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,
что площадь крупноразмерных малозащищенных целей, поражаемая од-
ной БРПЛ «Поларис А1», составляла около 50 км2, а для ракеты «Трай-
дент 2» она доходит до 300 км2. Что же касается сравнения этих ракет
по 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 при-
годна 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 груп-
пировки.
БРПЛ Великобритании и Франции. Группировка БРПЛ Великобри-
тании 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 США «По-
ларис АЗ», однако начиная с 1982 г. на них устанавливается РГЧ типа
МИРВ английского производства. Эта головная часть имеет большую мас-
су, чем ГЧ ракеты «Поларис АЗ», поэтому предельная дальность полета
боеголовок снижена до 3500 км (вместо 4600). РГЧ несет шесть боеголо-
вок с зарядами мощностью по 0,1 Мт, которые могут разводиться по целям,
удаленным друг от друга на расстояния более 70 км. Предельное откло-
нение боеголовки при этом составляет 1,1 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 Ве-
ликобритании. Этими планами предусматривается замена существую-
щих 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 обра-
зом по пути заимствования у США целых систем, входящих в комплек-
сы вооружения, во Франции проблема создания БРПЛ и ПЛАРБ реша-
лась в основном самостоятельно. Работы над созданием БРПЛ были нача-
ты в 1963 г. одновременно с работами над РСН наземного базирования.
В процессе этих работ был создан промежуточный вариант ракеты, ко-
торый затем был модернизирован в ракету М-20, принятую в 1974 г. на во-
оружение. В 1984 г. принимается на вооружение новая БРПЛ М-4, зна-
чительно отличающаяся от ракеты М-20. Характеристики обеих ракет сле-
дующие:
М-20 М-4
предельная дальность, км.....................'. . 3200 4000
229
число боеголовок, шт....................................... 1 6 а
мощность заряда, Мт........................................ I 0,15 Д
предельное отклонение, км..................................... 2 1,1
стартовая масса ракеты, т....................................19,9 35
длина ракеты, м...............................................10,4 11,05
диаметр ракеты, м.............................................1,93 1,93
Ракета М-20 относится к числу двухступенчатых ракет с моноблоч-
ной ГЧ, ракета М-4 — трехступенчатая с РГЧ типа МИРВ. На ракетах
применена инерциальная система управления. Конструктивные особен-
ности ракет близки к особенностям БР США. В качестве топлив приме-
няются смесевые топлива с добавками, повышающими энергетические
возможности топлив. Корпуса двигателей изготавливаются из компо-
зиционных 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 рас-
считанная на размещение 16 ракет М-20. В 1985 г. начали поступать
ПЛАРБ «Энфлексиболь», предназначенные для БРПЛ М-4. Эти
ПЛАРБ имеют большую глубину погружения, их экипаж уменьшен, улуч-
шены и некоторые другие характеристики. В 1988 г. на вооружении
ВМС Франции имелось четыре ПЛАРБ с ракетами М-20 и две — с раке-
тами М-4 (всего 256 боеголовок). Предполагается в 1990-х годах соз-
дать новую БРПЛ, которая должна иметь большую дальность полета
боеголовок, увеличенное их число и лучшую точность.
10.4. РАЗРАБОТКА НАУЧНЫХ ПРОБЛЕМ
ОБЕСПЕЧЕНИЯ РАЗВИТИЯ РСН
Основным условием резкого улучшения характеристик твердотоплив-
ных ракет в послевоенный период были разработка и решение много-
численных научных вопросов. Объем и результаты научных исследований,
выполнявшихся в интересах развития ракетной техники, намного превос-
ходят все то, что было сделано в этом отношении за время, прошед-
шее до 1945 г. с момента появления ракет. Общим направлением иссле-
дований был поиск путей совершенствования твердотопливных РСН, до-
ведение их характеристик до уровня, обеспечивающего выполнение за-
дач, для решения которых предназначались данные образцы оружия.
Основным при этом было достижение необходимой эффективности РСН
при допустимой их стоимости, удовлетворительных эксплуатационных ка-
чествах и возможности создания ракет и комплексов на их основе в требуе-
мые 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 характеристи-
кам ракетных комплексов и ракет. Исследования на уровне ракетных ком-
плексов определяли ряд характеристик, зависящих от особенностей раке-
ты 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 вопро-
сов, относящихся к самой ракете и ее элементам. Эти вопросы мно-
гочисленны и разнообразны. Основными из них были следующие:
230
> в 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 различ-
ных 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 по-
ражающих факторов ядериого взрыва;
развитие теории надежности в применении к РСН и обеспечение их на-
дежности;
разработка методов летных испытаний ракет и систем измерений, по-
зволяющих определять все их характеристики с достаточной полнотой и
достоверностью при ограниченном количестве пусков;
в 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 тер-
мостойкости 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, обеспече-
ние необходимых режимов воспламенения зарядов и выключения двига-
теля;
разработка технологии крупногабаритных РДТТ;
исследование процессов старения зарядов;
обеспечение стабильности характеристик двигателей при длительном
их хранении при боевом дежурстве в составе ракеты;
в области теории полета РСН
разработка методов расчета траекторий невозмущенного движения ра-
кет с известными характеристиками;
исследование влияния возмущающих факторов на траекторию полета
ракеты; . .
разработка методов определения оптимальных режимов движения ра-
кет;
анализ условий и способов управления полетом ракет с нерегулируе-
мыми 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.);
231
разработка вопросов экспериментальной баллистики, позволяющих оп-
ределять летные характеристики ракет опытно-теоретическими мето-
дами;
в 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.
гих элементов инерциальных систем управления, обеспечивающих умень-
шение инструментальных и методических составляющих рассеивания и
имеющих минимальную массу;
разработка н совершенствование приборов и устройств, входящих
в системы коррекции полета ракет и боеголовок (радиолокацион-
ные, оптические и пр.);
разработка и совершенствование навигационных систем для подвиж-
ных РК;
обеспечение высокой надежности СУ;
' обеспечение высокой стойкости СУ к действию ПФ ЯВ;
разработка Методов и обеспечение работоспособности и контроля па-
раметров систем управления в процессе длительного боевого дежурства.
Глава 11
ЗЕНИТНЫЕ УПРАВЛЯЕМЫЕ РАКЕТЫ
1.1. ПРОТИВОВОЗДУШНАЯ ОБОРОНА. Ц
ОСНОВАНИЯ УСТРОЙСТВА ЗЕНИТНЫХ Ц
УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ (ЗУР)
Противовоздушной обороной (ПВО) называется комплекс мероприя-
тий 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 обо-
рону в некоторых случаях подразделяют на противосамолетную (ПСО),
противоракетную (ПРО) и противокосмическую (ПКО). Мы будем в даль-
нейшем понимать под противовоздушной обороной только борьбу с авиа-
цией (и в какой-то мере с крылатыми ракетами).
Для уничтожения самолетов противника могут применяться различные
средства — истребительная авиацид, зенитная артиллерия, зенитные ра-
кеты. В процессе развития ПВО создавались образцы и неуправляемых и
управляемых зенитных ракет. Однако для борьбы с современными само-
летами неуправляемые ракеты крайне неэффективны, и поэтому основным
видом зенитных ракет являются зенитные управляемые ракеты, т. е. раке-
ты, которые наводятся на цель с помощью специальной системы управле-
ния их полетом.
Зенитные управляемые ракеты используются в составе зенитного ра-
кетного 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;
сопровождения целей; пуска ЗУР; управления полетом ЗУР; поражения
цели.
Для решения этих задач в комплекс включаются различные средства.
Чаше всего это радиолокационные станции, обеспечивающие обнаруже-
ние, опознание, сопровождение целей и ЗУР и передачу команд на борт ра-
кет, счетно-решающие устройства, вырабатывающие команды для управ-
ления полетом ЗУР, пусковые установки с ракетами.
Основным показателем эффективности ЗРК является вероятность по-
ражения одиночной цели одной ЗУР
Л=Ро6„КгРЦп)Р(т„)Рж/?1,
где РОбн — вероятность того, что средства обнаружения ЗРК своевременно
обнаружили цель; Кг — вероятность того, что к началу стрельбы боевые
средства находятся в готовности к работе (не находятся на осмотре, в ре-
монте и т. п.); P(tn) — вероятность того, что боевые средства ЗРК рабо-
тают безотказно во все время /„выполнения боевой задачи; Р(тп) — ве-
роятность того, что за время т„ полета ЗУР цель попадет в зону пораже-
ния; Рж — живучесть ЗРК; вероятность того, что боевые средства ЗРК
не будут уничтожены противником за время /„; —условная вероятность
поражения одиночной цели одной ЗУР, определяемая произведением
вероятностей двух случайных событий; Pt — вероятность попадания ПР
в цель (или в требуемую область около цели) и Р2 — вероятность пора-
жения цели одной противоракетой при попадании ее в цель: R}=f(P^P2).
Составляющие показателя эффективности ЗРК зависят сложным об-
разом от многочисленных характеристик и особенностей систем, состав-
ляющих комплекс.
Как и для других классов боевых ракет, основные направления разви-
тия ЗУР определялись главным образом стремлением повысить эффектив-
ность 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 увели-
чение показателя Pi;
повышение вероятности поражения цели (увеличение Р2);
увеличение надежности ракеты, влияющей на показатели Р(/„) и Кг;
обеспечение сохранности ракеты в условиях возможного противодей-
ствия противника (повышение Рж).
Реализация этих направлений развития ЗУР обеспечивалась совершен-
ствованием их схем, повышением характеристик и улучшением конструк-
ции всех систем, входивших в ракету (двигатели, системы управления,
боевые части и др.). Кроме того, очевидными направлениями совершенст-
вования 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, ха-
рактеризуемая 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 харак-
теристик, и прежде всего, скорости и предельной высоты полета. Уже в
?0-х гг. эти величины достигали соответственно 3500 км/ч и более 20 км.
Очевидно, что увеличение скорости и потолка полета осложняло решение
233
1, 2—взрывательные устройства; 3— боевая часть; 4 — приборы системы на-
ведения; 5— механизм поворота воздушных рулей; 6 — воздушные рули; 7, 12 —
двигатели; 8—корпус маршевой ступени; 9— стабилизаторы; 10, 14 — сопла
РДТТ; И — механизм разделения ступеней; 13 — корпус стартовой ступени
задачи по перехвату самолетов и требовало совершенствования ЗУР.
В еще большей степени иа характеристики зенитных ракет повлияло освое-
ние боевыми самолетами полетов иа малых высотах (десятки метров). Са-
молеты на таких высотах труднее обнаруживать, сложнее осуществлять
наведение ЗУР. Резко .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 характери-
стикам. В зависимости от области решаемых задач ЗРК делятся на ком-
плексы 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 пора-
жения 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 даль-
ностей 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 рассмот-
ренному ранее влиянию его на характеристики РСН. Увеличение числа
ступеней позволяет повысить скорость и предельную дальность полета
ЗУР. Для ЗУР больших дальностей характерно применение двухступенча-
той схемы, для ЗУР малых дальностей — одноступенчатой. На рис. 111
приведена схема двухступенчатой твердотопливной ЗУР. Основными ча-
стями ракеты являются планер, состоящий из. корпуса и аэродинамиче-
ских поверхностей, двигатели, боевая часть и аппаратура системы управ-
ления. В корпусе планера размещены основные агрегаты ракеты; аэроди-
намические поверхности служат для создания сил и моментов, обеспечи-
вающих управление полетом. Аэродинамические поверхности могут быть
234
Рис. 11.2. Аэродинамические схемы
ЗУР:
а — нормальная; б — утка; в — «пово-
ротное крыло»
неподвижными — в этом случае
оНи используются для стабилиза-
ции полета и формирования подъ-
емной силы,— или подвижными
(поворотными), обеспечивающими
создание сил и моментов, необхо-
димых для управления полетом,
управление полетом с помощью
воздушных рулей возможно до вы-
сот 30—40 км. На больших вы-
сотах, а также в тех случаях,
когда возможностей воздушных ру-
лей не хватает, могут использо-
ваться и другие методы управле-
ния, например газодинамические
рули, т. е. создание необходимых
управляющих усилий за счет вы-
броса в нужном направлении оп-
ределенной массы продуктов сго-
рания твердого топлива.
Динамические свойства ЗУР за-
висят от ее аэродинамической схе-
мы, определяющей взаимное рас-
положение подвижных и неподвижных аэродинамических поверхностей.
Известны три основные схемы ЗУР — нормальная, «утка» и «по-
воротное крыло» (рис. 11.2). При первой схеме подвижные по-
верхности (рули) расположены в хвостовой части корпуса, а не-
подвижные — 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, вы-
полненных по схеме «поворотное крыло», подвижные поверхности рас-
положены в районе центра тяжести ракеты, неподвижные — в ее
хвостовой части.
Относительная длина ЗУР (отношение длины к максимальному диа-
метру) 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 величи-
на близка к 10. Такое большое «удлинение» 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-
сатель твердого топлива. К РДТТ ЗУР предъявляются те же требования,
что и к двигателям РСН. Но значение требований высоких энергетических,
характеристик и малой собственной массы здесь меньше, так как влияние
этих характеристик двигателя на характеристики ракеты возрастает с
Увеличением скорости ракеты, а для ЗУР она существенна меньше, чем
ЭДя РСН. Проще обычно и схема РДТТ. Как правило, они не имеют орга-
нов регулирования векторов тяги и ее отсечки. Меньшее время работы
РДТТ ЗУР облегчает решение проблемы обеспечения термостойкости соп-
Jla- Вместе с тем существуют и отличия, осложняющие создание
235
РДТТ ЗУР по сравнению с двигателями стратегических ракет. Для РДТТ
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.134 Это требует секундного расхода
топлива в сотни кг/с. Это обстоятельство заставляет увеличивать давде.
ние 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 измеря-
ется секундами. Тяга двигателя второй (маршевой) ступени обычно су-
щественно меньше, чем первой. Достижение цели может обеспечиваться
или при работе двигателя маршевой ступени (на участке активного поле-
та), 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 корот-
кое 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 вво-
дились 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 теле-
наведение, самонаведение и комбинированное наведение. Теленаведение
предполагает для наведения ракеты использование энергии, вырабаты-
ваемой внешним источником. В ЗРК входят радиолокационные станции,
которые непрерывно измеряют координаты летящих ракеты и цели. Дан-
ные 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 передают-
ся 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 использова-
нием энергии, отраженной или поступающей от цели. Самонаведение мо-
жет быть активным, полуактивным и пассивным. При активном самона-
ведении цель облучается источником энергии (например радиолокато-
ром), расположенным на ракете. Отраженная энергия воспринимается
ее системой управления и используется для выработки команд, обеспечи-
вающих 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 ап-
паратурой 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-
134 Такой резкий старт ЗУР позволяет не только сократить время дости-
жения ею цели, но и быстро набрать скорость, при которой ракета стано-
вится управляемой под действием воздушных рулей.
236
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 инфракрас-
ных 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 и
упростить ЗРК и ЗУР. Наиболее освоенным долгое время было теле-
цаведение, 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 ста-
ло уделяться системам самонаведения. Самонаведение может обес-
печить даже прямое попадание ракеты в цель, однако оно имеет
ограниченную дальность действия, причем это в наибольшей степе-
ни свойственно пассивному самонаведению, которое привлекательно,
как самое простое. В полной мере пассивное самонаведение было реализо-
вано 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 силь-
ной степени зависят от принятого метода наведения ракеты. Основу
этой аппаратуры обычно составляет автопилот, обеспечивающий требуе-
мую 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-
дения 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-
ла для истребителя — не менее 0,1 кг, для бомбардировщика — 0,6 кг.
Это позволяет делать такие БЧ достаточно легкими. При неконтактной
стрельбе фугасные БЧ малоэффективны, так как давление во фронте воз-
душной ударной волны быстро падает с расстоянием и становится не-
опасным 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-
шое число готовых элементов, которые при взрыве заряда ВВ, установлен-
ного в средней части БЧ, разлетаются с большими скоростями. Достоинст-
вом БЧ такого типа является возможность создания зоны поражения, ко-
торая при соответствующем срабатывании взрывателя накрывает само-
нет. Кроме того, поскольку готовые элементы в отличие от обычных оскол-
ков, могут иметь хорошие аэродинамические качества, они сохраняют
сною поражающую способность на значительных расстояниях. Подрыв не-
контактных боевых частей осуществляется либо по команде с земли, либо
237
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 — пластмассо-
вый корпус
при срабатывании неконтактных взрывательных устройств. Принципы
работы таких устройств весьма разнообразны. Они могут быть подобны,
например, принципам действия рассмотренных ранее систем самонаве-
дения ЗУР.
Ядерные БЧ нехарактерны для ЗУР и создавались для некоторых об-
разцов ракет дальнего действия наряду с обычной ГЧ. Главным поражаю-
щим фактором ядерного взрыва при поражении целей на средних высотах
является ударная волна. При подрыве заряда с мощностью в 1 кт она опас-
на для самолетов на расстоянии до 600 м, при мощности в 10 кт —
до 1300 м. Именно такие тротиловые эквиваленты (1 —10 кт) и предусмат-
ривались 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 pa- j
диация и ЭМИ.
Пусковые установки ЗУР в зависимости от их характеристик и назначе-
ния могут быть стационарными, полустационарными (разборными) и
подвижными. ПУ последнего вида делятся на самоходные, буксируемые
и носимые. Пусковые установки различаются также типом и числом на-
правляющих, на которых размещается ракета, углом возвышения направ-
ляющих при пуске, способом заряжания и т. д.
11.2. РАЗВИТИЕ ЗЕНИТНЫХ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ
Началом работ по созданию боевых образцов ЗУР были исследования
и разработка нескольких вариантов ракет в Германии в период второй ми-
ровой войны. Предполагалось создать образцы ЗУР «Шметтерлинг»,
«Энциан», «Вассерфаль», «Рейнтохтер». Первые три образца имели мар-
шевые жидкостные двигатели, ракета «Рейнтохтер» — твердотопливные.
Самой мощной из перечисленных ЗУР была ракета «Вассерфаль» (старто-
вая 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» и
имела мощные стабилизаторы на обеих ступенях. Для наведения ЗУР
238
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. отра-
батывались ЗУР и в других странах — в США ракета «Литтл Джо»
(1944 г.), в Англии — «Студж» (1947 г.). Эти ракеты были твердотоплив-
ными и имели характеристики, существенно уступавшие немецким ЗУР.
•рак, 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 после-
военный период и в ряде других стран. Многие первые образцы ЗУР, отра-
батывавшихся 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), ве-
лась разработка ЗРК «Матра» (Франция), «Дон Гэп» (Великобрита-
ния), «Эрликон» (Швейцария) и др. Однако впоследствии использование
ЖРД для ЗУР стало нехарактерным и большинство ракет этого класса
стали разрабатываться как твердотопливные. Оказались решающими
такие свойства РДТТ, как постоянная готовность к работе, простота конст-
рукции и эксплуатации, высокая надежность, приспособленность к транс-
портированию в снаряженном состоянии. О темпах развития работ в об-
ласти ЗУР можно судить по такому факту, что американская фирма
«Боинг» провела в 1945—1950 гг. испытания более ста экспериментальных
зенитных ракет. Число образцов ЗУР, которые были отработаны в после-
военный период, очень велико. Количество ЗРК, находящихся на воору-
жении армий капиталистических стран в настоящее время, исчисляется
десятками. Рассмотрим в качестве примера основные особенности и харак-
теристики 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 со-
ставила 130 км вместо 48 км, высота перехвата 30 — вместо 18 км. Повы-
шение характеристик достигалось, главным образом применением но-
вой ЗУР и использованием более совершенных РЛС. ЗРК «Найк Герку-
лес» 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
РДТТ и сообщала ракете за несколько секунд скорость в 700 м/с. Мар-
239
шевый двигатель обеспечивал дальнейшее наращивание скорости, В двц.
гателе 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 БЦ
ракета могла применяться для поражения не только одиночных, но и
групповых целей. Ракета имела теленаведение (радиокомандное наведе-
ние). В комплекс входили РЛС обнаружения целей, РЛС точного сопро.
вождения цели, РСЛ сопровождения ракеты, станция передачи радио,
команд на борт ЗУР (совмещена с РЛС сопровождения ракеты), счетно,
решающей 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 вре-
мени создания комплекса стало ясно, что в будущем применение авиации
на малых высотах станет распространенным. Поэтому в США практически
240
Рис. 11.5. ЗУР «Хок» на подвижной пусковой установке
одновременно с ЗРК «Найк Геркулес» отрабатывался и в 1957 г. был при-
нят на вооружение комплекс «Хок», способный поражать дозвуковые н
сверхзвуковые цели на средних и малых высотах. Основные характе-
ристики ЗРК «Хок»: предельная дальность поражения до 35 км, высота
перехвата 0,015—18 км. Впоследствии ЗРК «Хок» неоднократно модерни-
зировался с целью повышения эффективности стрельбы, надежности и
помехо-защищенности. В начале 60-х гг. комплекс был принят на воору-
жение армиями ряда стран НАТО, Японии, Израиля. Комплекс разраба-
тывался 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 высо-
тах, РЛС обнаружения целей на малых высотах, радиолокационный
дальномер, РЛС облучения цели, средства опознания целей, счетно-
решающие устройства и другие элементы. Комплекс всепогодный.
ЗУР «Хок» (рис. 11.5) одноступенчатая, однако двигатель имеет
два режима работы. Заряд топлива стартовой ступени размещен в ка-
нале 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 ско-
рость 850 м/с. При полете на полную дальность используется пассивный
участок траектории. В передней части ракеты размещена бортовая аппа-
ратура наведения. В нее входят антенна головки самонаведения, электрон-
ный 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
241
элементов кубической формы. В процессе модернизации ракеты было
применено лучшее топливо, что позволило увеличить предельную даль-
ность 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 радиопротиводей-
ствия, помехо-зашищеииость повышена по сравнению с прежними об-
разцами 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-
временно до ста целей), наведение ракеты. На ЗУР применена полуактив-
ная система наведения иа конечном участке, при которой сигналы от
облучаемой цели воспринимаются бортовой системой управления и пере-
даются затем в наземную РЛС, где и используются для выработки
радиокоманд наведения 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 аэродина-
мической 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 на-
грев 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 обеспе-
чивается ускорение порядка 13 g и набор скорости в 1600 м/с за время
работы двигателя. Ракета управляется воздушными рулями, обеспечи-
вающими 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, старто-
вая масса 2500 кг. Боевая часть осколочная, система наведения ракеты
полуактивная, радиолокационная. Помимо ЗРК средней дальности назем-
242
Таблица 11.1
ЗРК (страна) Даль- ность макси- мальная, км Высота макси- мальная, км Число сту- пеней, шт. Масса, кг Длина, м Диа- метр, м Ско- рость макси- мальная, м/с Наведение на цель
«Тэлос» (США) 120 27 2 3180 10 0,76 800 Комбиниро- ванное
«Терьер-2» (США) 37 20 2 1400 8,2 0,3 900 Комбиниро- ванное
«Стандарт 67А» (США) 56 23 2 1060 8,2 0,3 800 Комбиниро- ванное
«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 Самонаве- дение
кого базирования отрабатывался и существует ряд корабельных ЗРК,
принятых иа вооружение в ВМС США, Великобритании, Франции и дру-
гих стран. Отличительными особенностями этих ЗРК являются то, что
все они относятся к числу стационарных, в их работе используются
(прежде всего для обнаружения целей) РЛС самого корабля. Корабель-
ным ЗРК свойственна обычно и большая, чем для наземных ЗРК., авто-
матизация процессов заряжания пусковых установок. Первые образцы
корабельных ЗРК были приняты иа вооружение ВМС США в середине
1950-х гг. («Тэлос», «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 даль-
ности и их ЗУР приведены в табл. 11.1.
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 10 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 рассмот-
рим 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 рассмат-
ривалось два варианта РК («Роланд I» и «Роланд II»), отличавшиеся,
в основном, особенностями систем наведения ЗУР. Основные характе-
ристики 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-
243
Рис. 11.6. ЗУР «Ролланд 1»:
1,2 — взрывательные устройства; 3, 10 — стабилизаторы; 4 — радиовзрыва-
тель; 5 — приемник команд наведения; 6 — автопилот; 7 — боевая часть;
8 — предохранительно-исполнительный механизм; 9 — маршевый двигатель;
11 — стартовый двигатель; 12 — газоотводная труба маршевого двигателя
вание которого при благоприятных метеоусловиях повышает точность
работы системы наведения ракеты. Система наведения радиокомандная.
Схема ЗУР «Роланд I» приведена на рис. 11.6. Ракета имеет стартовую
массу 62,5 кг, длину 2,4 м и диаметр корпуса 0,16 м. Максимальная ско-
рость 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 прак-
тически 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. Аэродинами-
ческие плоскости поэтому неподвижны. Ракета до старта хранится в
цилиндрическом стеклопластиковом контейнере и стартует из него. Аэро-
динамические плоскости при нахождении ЗУР в контейнере сложены и
Таблица 11.2
ЗРК (страна) Даль- ность макси- мальная, км Высота макси- мальная мин км Масса, кг Длина, м Диа- метр, м Масса ВВ, кг Ско- рость макси- маль- ная, м/с Наведение
«Чапарэл» (США) 4 2,5 0,15 84 2,9 0,13 5 850 Самонаве- дение
«Рапира» (Анг- лия) 5 3,6 0,03 43,5 2,2 0,13 — 650 Радио- командное
«Скайгард- Спэрроу» (Швейцария) 10 6 0,015 205 3,6 0,2 30 700 ПолуЭктив- ное самона- ведение
«Кроталь-На- валь» (Фран- ция) «Си Вулф» 13,5 3,6 0,004 85 2,9 0,6. — 800 Комбиниро- ванное Радио
(Англия) 6 5 0,01 80 2,03 0,19 — 800 командное , 1 и
244
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 рассматри-
валась БЧ, собранная из куммулятивных зарядов, поставленных перпен-
дикулярно к оси ракеты. Масса БЧ 5,8 кг. Применяются ударный и не-
контактный взрыватели. Время, потребное для пуска ракеты, после сигна-
ла 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 одним 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
комплекса 12,7 кг.
Оптическое телескопическое устройство предназначалось для визуаль-
ного обнаружения и сопровождения цели и наведения ЗУР в упрежден-
ную точку. После старта ракета наводилась на цель инфракрасной
пассивной головкой. Надежная работа системы самонаведения обеспе-
чивалась при температуре источника тепла не ниже 430 °C, поэтому
ЗРК не мог использоваться для поражения самолетов, летящих с выклю-
ченными 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; б — пусковая установка; 1 — головка самонаведения; 2 — рули;
3 — бортовая аппаратура; 4 — боевая часть; 5 — двигатель; 6 — стабилизаторы
245
Таблица 1 ] 3
ЗРК (страна) Даль- ность, км Высо- та, км Старто- вая масса, ЗУР. кг Длина, м Диа- метр, м Масса ВВ, кг Макси- мальная скорость, м/с Наведение на цель
«Стннгер» (США) «Блоупайп» (Вели- кобритания) 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-^ ние । Радиоко- ’ мандное i
Стартовая масса ЗУР 8,2 кг, длина 1,22 м, диаметр 0,07 м.
Макси-’
мальная скорость ракеты 650 м/с. Корпус ракеты изготавливался из
стали. В передней части ракеты находились воздушные рули, в хвосто-
вой — 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 раке-
ты 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 характе-
ристик превосходит ЗРК «Редай» и рассчитан на поражение само-
летов, 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, усо-
вершенствован двигатель, применена более чувствительная головка са-
монаведения, увеличена масса взрывчатого вещества в боевой части.
Боевая часть — осколочно-фугасная. Основные характеристики ЗРК при-
ведены в табл. 11.3.
Носимый ЗРК «Блоупайп» (Великобритания) в отличие от рас-
смотренных 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.
246
Глава 12
РАКЕТЫ ПРОТИВОРАКЕТНОЙ
ОБОРОНЫ
12.1. ПРОТИВОРАКЕТНАЯ ОБОРОНА.
ПРИНЦИПЫ УСТРОЙСТВА РАКЕТ ПРО
Противоракетной обороной (ПРО) называют мероприятия и боевые
действия по отражению ракетно-ядерного удара противника путем пора-
жения его баллистических ракет или их головных частей на траекто-
рии. 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 стра-
тегические 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 си-
стем 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),
они примерно на порядок отличаются от целей ПВО в сторону, неблаго-
приятную для системы ПРО.
Системы ПРО в зависимости от предназначения могут быть террито-
риальными (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
247
четыре характерных участка траектории: ОС, — полет ракеты до начала
разведения боеголовок; С,Сг — 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, служа-
щие 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 — 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 по-
ражения 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 боеголов-
ки, 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 ак-
тивном участке траектории. Целями для ПРО являются боеголовки,
имеющие размеры порядка метра и прочную конструкцию, рассчитанную
на преодоление сопротивления воздуха при входе в атмосферу. Против-
ником принимаются меры для затруднения выделения (селекции) боеголо-
вок 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 тормо-
зятся 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 °C), 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 (ниже
10 км). |
248 Я
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 по-
мимо средств поражения должны находиться системы обнаружения
пусков ракет, наведения на них средств поражения и т. д. Предполагается,
что в случае, если радиусы поражения составят несколько тысяч кило-
метров, 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-
ние 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 пораже-
ния боеголовок наземными системами рассматриваются средства, имею-
щие дальность в несколько сотен километров (до 1000 км), т. е. захваты-
вающие 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-
ствия КО лежит разгон до больших скоростей элементов достаточной
массы. К кинетическому оружию относятся противоракеты, артилле-
рийские орудия, установки картечного действия и т. п.; к ОНПЭ —
различные виды оружия новых типов: лазерное, пучковое и др. Приме-
нение ОНПЭ для наземных систем ПРО затруднено, так как направлен-
ная передача энергии через атмосферу происходит с большими по-
терями. 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 пораже-
ния целей, доставку к ним боевых частей значительной массы, наведение
средств поражения на цели. Поэтому противоракеты и рассматри-
ваются как наиболее вероятный вид средств поражения боеголовок БР
противника. Остальные виды кинетического оружия могут найти примене-
ние только для создания систем ПРО, обеспечивающих перехват боеголо-
вок на предельно низких (несколько километров) высотах. Заметим, что
такие системы ПРО предполагаются возможными при обороне объек-
тов, 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
249
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 назем-
ным. 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 про-
цесс 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 эле-
ментов;
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, выпол-
няющих перечисленные функции. Схема возможного варианта построения
системы ПРО представлена на рис. 12.2,
В качестве средств дальнего обнаружения могут использоваться не
только РЛС, специально созданные 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 обнару-
жения стартов БР «Имьюс», системы предупреждения о полете
боеголовок МБР («Бимьюс») и БРПЛ (474 N). Основным требова-
нием 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 предвари-
тельной 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
250
несколько минут после пусков. Система наземных РЛС «Бимьюс» обнару-
живает боеголовки МБР, направляемые на США с северного направ-
ления, 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 мно-
гочисленных 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 внеатмос-
ферном участке траектории. Распознавание элементов может произво-
диться 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 раз-
ных элементов,— радиолокационные измерения позволяют выделить бое-
головку. Необходимость этих измерений на расстояниях в сотни и тысячи
километров осложняет решение задачи. Рассматривается возможность
создания специальных ракет, в головных частях которых будут устанав-
ливаться радиолокаторы или другие средства, позволяющие надежно
выделять боеголовки при наблюдении их с достаточно близкого рас-
стояния.
На высотах меньше 50 км работа РЛС сопровождения целей облег-
чается не только тем, что здесь практически не остается ложных целей, но
и повышением «заметности» самой боеголовки. Радиолокационное сече-
ние 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 перехва-
те боеголовок в верхних слоях атмосферы такова: боеголовки и сопро-
вождающие их элементы обнаруживаются системой дальнего обнаруже-
ния. Эти данные передаются на командные пункты, где цели распреде-
ляются между комплексами ПР и РЛС комплексов для облег-
чения 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, кото-
рая выделяет боеголовки и уточняет характер их движения. По резуль-
татам наблюдения за полетом боеголовок приводится в действие РЛС
наведения противоракет и производится пуск ПР. Осуществляется одно-
временное наблюдение за полетом боеголовки и противоракеты, вы-
числительные устройства комплекса решают задачу наведения ПР и
вырабатывают необходимые для управления ее полетом команды. Коман-
ды передаются на борт ракеты и реализуются бортовой системой управле-
ния. В одном из вариантов системы ПРО (70-е гг.) предполагалось
реализовать перечисленные этапы функционирования системы в примене-
251
нии к перехвату боеголовок МБР с дальностью в 9000 км по сле-
дующим моментам времени:
ранее (дальнее) обнаружение...........за 26 мин (до падения боеголовки);
распознавание..............................................за 7 мин;
предварительное нацеливание ПР.............................за 3 мин-
наведение ПР...............................................за 1,5 мин;
поражение цели................................................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 требо-
ваниям к ЗУР. ПР должны иметь значительные скорости, большие
ускорения, необходимые дальности перехвата целей, хорошие динами-
ческие 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 даль-
ность перехвата. Более сложным является решение многих вопросов при
создании бортовых систем управления, боевых частей, органов управле-^
ния 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 компо-
новка противоракет подобна рассмотренной выше компоновке ЗУР. Ос-
новными элементами ПР являются двигатели, боевая часть и система
управления полетом. На корпусе размещаются аэродинамические
плоскости, часть из которых выполняет функции воздушных рулей. Воз-
можностей воздушных рулей для обеспечения управления полетом раке-
ты 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 различ-
ных местах ракеты. В одном из вариантов предлагалось разме-
щать их в районе среза сопла основного РДТТ и направлять в них
через специальные клапаны продукты сгорания из камеры этого же двига-
теля. Представляет интерес предложение о создании боковых управляю-
щих усилий путем ввода в поток воздуха, обтекающего корпус ракеты,
252 J
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 по-
верхность горения. Поэтому задача решается применением зарядов с
большой поверхностью и увеличением скорости горения. Последнее до-
стигается 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 ука-
жем, 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 двига-
теля. 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 дей-
ствия, 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 неядер-
ные (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 ис-
пользовании 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 единствен-
ным 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 осуще-
ствляться в атмосфере, где основным поражающим фактором ядерного
взрыва является воздушная ударная волна. Радиус поражения боеголо-
вок при использовании зарядов мощностью порядка 10 кт оценивался
примерно в 300 м. При поражении боеголовки в безвоздушном
пространстве основными ПФ ЯВ являются проникающая радиация,
253
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 противораке-
тах ядерных БЧ имеет и целый ряд негативных сторон. Ядерные взрывы
боевых частей ПР осложняют работу РЛС системы ПРО и, следователь-
но, мешают перехвату последующих боеголовок, 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 противо-
ракеты и боеголовки может достигать 5—7 км/с и более, т. е. быть весьма
значительной и превосходить почти на порядок скорость пуль или снаря-
дов 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 боеголов-
ки будет не пробит, а только поврежден,— 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 пе-
ред встречей с боеголовкой раскрывается, образуя сетку в виде круга
диаметром около 6 м. Если промах ПР будет меньше 3 м, головка уда-
рится 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 самонаве-
дения 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», целью
которых было создание нового типа ПР с инфракрасными головками
самонаведения. Предполагалось, что ПР дальнего действия будет нести!
несколько противоракет, получивших название «подснаряды HJT». Под-
снаряд имеет массу около 7 кг и представляет собой цилиндрическую
сборку (диаметр 0,3 м), по периметру которой устанавливаются не-
большие ракетные двигатели твердого топлива, а в средней части разме-
щается система управления, включающая инфракрасную головку само-
наведения, вычислительные устройства, источник энергии и другие эле-1
254
менты. ПР выводится в район встречи с боеголовками с помощью систе-
мы 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 пред-
полагается 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. Сообща-
лось о разработке для ПР БЦВМ с быстродействием в 108 оп./с, т. е. зна-
чительно 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 некото-
рых случаях вследствие нагрева ракета оказывается окруженной пото-
ком плазмы, что затрудняет радиосвязь. Сильный нагрев осложняет и
работу нфракрасных систем самонаведения; рассматриваются возмож-
ности обеспечения охлаждения наиболее ответственных элементов.
В заключение можно отметить, что основными направлениями со-
вершенствования ПР в процессе их развития были:
выбор и обеспечение требуемых режимов полета (дальности, ско-
рости, ускорения) и соответствующих конструктивных решений по дви-
гателям 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 динамиче-
ские качества противоракеты;
совершенствование бортовых систем управления полетом ПР, повыше-
ние точности, надежности, быстродействия и других характеристик из-
мерительных элементов вычислительных средств, источников питания,
создание бортовых систем самонаведения ПР на цели;
разработка боевых частей различных типов, обеспечивающих надеж-
ное поражение боеголовок при достигнутой точности наведения противо-
ракет.
Противоракета является лишь одним из элементов противоракетной
обороны, эффективность ПРО зависит не только от характеристик ПР, но
и от характеристик других составляющих комплекса — радиолокацион-
ных станций, пусковых установок, вычислительных устройств, средств
управления и связи и т. п. Развитие систем ПРО, естественно, включало
и совершенствование всех этих элементов и систем.
I 12.2. 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, располо-
женных на континентальной части Европы. Англия имела к тому времени
противовоздушную оборону, основывавшуюся на использовании истреби-
тельной авиации, занитной артиллерии и радиолокационных станций.
255
Появились первые проработки и по созданию зенитных управляемых
ракет. На базе этих элементов ПВО и были предприняты попытки!
уничтожения ракет Г-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, свойствен-]
ных боеголовкам современных МБР, траектории ракет легко прогнозиро-1
вались. Однако, несмотря на это, английские специалисты пришли к вы-1
воду, 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-1
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 исследо-|
ваний 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!
Напомним, что уже в 1953 г. был принят на вооружение ЗРК|
«Найк Аякс» (дальность 48 км), в 1957 г.— комплекс «Найм
Геркулес» (130 км), начаты были работы и над другими ЗРК, в том|
числе и включавшими ЗУР с головками самонаведения. Во второй поло!
вине 50-х гг. в США была организационно оформлена система ПВ0|
континента (объединенное командование «Норад»), которая могла быть]
положена в основу и будущей системы ПРО. Было начато строитель!
ство РЛС дальнего обнаружения боеголовок МБР. |
Разработка первой системы ПРО США началась в 1957 г. В качества
средства поражения боеголовок баллистических ракет предполагалось]
использовать вновь создаваемую противоракету «Найк Зевс»135. Была
ясно, что промах противоракеты относительно цели будет при использо!
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 боеголо-
вок иа достаточно больших высотах и дальностях. Эти характеристики
были установлены для противоракеты в 160 км и 320—370 км Для дости-
жения таких больших дальностей потребовалось создавать ПР «Найк
Зевс» как трехступенчатую. ।
Схема ракеты приведена на рис. 12.3. На первой и второй ступеням
было размещено по четыре неподвижных стабилизатора. Управления
полетом осуществлялось с помощью четырех воздушных рулей, вынесен!
ных в переднюю часть (схема «утка»), В плоскостях рулей размещалиси
газоструйные устройства. До высот порядка 30 км управление обеспечи!
135 Такое же название получила и первая система ПРО. I
% I
256
ралось воздушными рулями, на больших высотах — газоструйными, для
чего использовались продукты горения топлива'РДТТ. В третьей ступени
ракеты были размещены, помимо двигаДеля, ядерная боевая часть, бор-
товая 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 ме-
тод наведения — радиокомандное наведение на начальном участке траек-
тории и самонаведение на конечном. Однако создание такой системы наве-
(II 5)
Рис. 12.4. Общий
вид ПР «Спартан»
(а) и «Спринт» (б)
9 Е. Волков
257
дения оказалось невозможным, одной из причин был сильный аэродина-
мический нагрев ракеты и трудность обеспечения в связи с этим необ-
ходимых условий работы для системы самонаведения. Поэтому основ-
ным вариантом наведения стало радиокомандное (теленаведение). В со-
став бортовой аппаратуры системы управления входили приемные радио-
устройства, преобразователи, автопилот, источники энергии, приводы ру.
лей и другие элементы. Для управления полетом ПР необходимы были
РЛС, обеспечивавшие обнаружение, распознавание и сопровождение це-
лей, сопровождение и наведение противоракеты; к разработке таких РЛС
приступили в начале 60-х гг. Элементы системы «Найк Зевс» прошли
успешные испытания, в ходе которых был осуществлен перехват боего-
ловок МБР. Однако от развертывания системы отказались, так как она
была сочтена недостаточно эффективной, особенно при отражении мас-
сированного 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 воз-
можности 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 слабозащи-
щенных 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», предназна-
ченную 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 харак-
теристики 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 12.1
Противоракета Дальность максималь- ная, км Высота максималь- ная, км Число ступеней, шт Масса, т Длина, м Диаметр» м
«Спартан» 640 300 3 15,1 16,7 1,1
«Спринт» 60 30 2 3,4 8,2 1,3 J
«Хайбекс» 20 10 2 2,5 6,1 1.»я
258
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 выпол-
няла 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» - до 100 g 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: MAR, MSR и PAR. Много-
функциональная РЛС MAR должна была обеспечивать одновременно
обнаружение, распознавание и сопровождение нескольких целей, а при
необходимости также сопровождение и наведение противоракет. В поряд-
ке усовершенствование РЛС MAR разрабатывался менее сложный ее
вариант TACMAR. Станция MSR предназначалась для сопровождения
н наведения ракет «Спартан» и «Спринт». Станция дальнего обнаруже-
ния 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 MAPDAR. 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 противора-
кет и решение ряда других задач, связанных с функционированием ПРО.
Система строилась на использовании самых совершенных для того
времени электронно-вычислительных машин и имела высокие характе-
ристики быстродействия н надежности.
Общая схема построения зональной обороны системы «Найк Икс»
представлялась следующим образом. Для зоны требовалась одна РЛС
дальнего обнаружения PAR. Многофункциональные станции МА/? 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
«Спартан» 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 HAPDAR.
В 1967 г. были опубликованы оценки расходов, потребных для раз-
вертывания системы ПРО «Найк Икс». Если система должна была
обеспечивать прикрытие 25 наиболее крупных городов США, затраты на.ее
создание составили бы 16 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-
259
менты системы не отработаны; может быть принят ряд мер, снижающих
эффективность системы. В этих условиях осенью 1967 г. было принято
решение о создании ограниченной системы ПРО «Сентинел» стоимостью
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 предполага-
лось осуществлять главным образом противоракетами «Спартак», баз
МБР — ПР «Спринт». Около пятисот ПР «Спартак» 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 противо-
ракет «Хайбекс» не предусматривалось. В США были начаты работы по
созданию системы «Сентинел». Однако однозначных оценок необходи-
мости такой системы не было. Возражения против создания систе-
мы оставались. В марте 1969 г. президент США принял решение о
начале развертывания модифицированной системы ПРО, получившей на-
звание «Сейфгард». В отличие от системы «Сентинел» предусматрива-
лось обеспечить прикрытие в основном только военных объектов — баз
МБР и ПЛАРБ, аэродромов стратегической авиации, центров управле-
ния вооруженными силами. Необходимость такой системы ПРО обосно-
вывалась 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 си-
стема будет состоять из 700 ПР «Спартак», 300 ПР «Спринт»,
8 РЛС PAR и станций MSR — по одной для каждого противоракетного
комплекса. Комплексы, прикрывающие базы МБР, должны были вклю-
чать по 35—40 противоракет «Спартак» и по 10—75 ракет «Спринт».
Для обеспечения централизации управления системой ПРО в составе
командного пункта «Норад» создавался специальный центр противо-
ракетной 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 Гранд-Форкс. Срок завершения этого этапа — опреде-
лялся 1974—1976 годами. На втором этапе предполагалось строитель-
ство 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 раз-
меры 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-
260
центов) 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
МБР Гранд-Форкс, в Советском Союзе — для защиты столицы.
Однако исследования в области ПРО в СП.' \ не прекратились.
Ежегодно на них расходовалось в 70-х гг. в среднем по 200 млн дол. Про-
должался поиск путей совершенствования систем, улучшения характе-
ристик 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 боеюловок (чаще всего
одну боеголовку). Кроме того, не было необходимости прикрывать
системой ПРО все укрытия, достаточно было делать это только по от-
ношению к тому укрытию, где размещалась в данный момент вре-
мени 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 каче-
стве противоракеты должна была применяться новая одноступенчатая
гиперзвуковая ПР, габариты которой составляли примерно 2/3 от габа-
ритов 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 примене-
ние 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 ука-
жем на следующий вариант. Как поражающие средства предполагалось
использовать небольшие неуправляемые ракеты с боевыми частями, за-
полненными 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 дости-
гают 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
261
элементов в нем должны были обеспечить высокую вероятности
попадания в боеголовку хотя бы одного элемента, а достаточная масс|
элемента и высокая относительная скорость (несколько км/с) его гаран!
тировали в случае попадания уничтожение боеголовки. Для наведений
противоракет предполагалось использовать простые и дешевые РЛСл
рассчитанные только на измерение дальности до цели. Методом триан-1
гуляционной обработки данных, получаемых тремя РЛС, с помощый
специальной ЭВМ определялась траектория движения боеголовки J
выдавались целеуказания для пуска противоракет. Отмечалось, что при!
создании комплекса подобного типа возникла специфическая проблема
взаимодействия ударных волн при одновременном пуске н полета
большого количества близкорасположенных ракет. J
Следует отметить, что рассматриваемый вариант системы ПрЫ
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 до-
полнить 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 транс-
портных самолетах. Достоинством морских и авиационных систем ПРО
считали возможность сместить линиию обороны в сторону океана или в
полярные области. Однако ряд очевидных трудностей создания таких
систем побудил прекратить работы над ними на ранней стадии разра-
ботки.
Еще в начале 60-х гг. в США проводились оценки возможности
использования космических систем в целях ПРО. Соответствующая
программа получила название «Бэмбн». 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 оборудова-
ние. Противоракеты должны были оснащаться инфракрасными системами
самонаведения. По другому проекту предполагалось наводить на стар-
товавшую ракету сам космический аппарат. В этом случае число косми-
ческих 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
высоким.
В 70-е гг. продолжались работы и по совершенствованию от-
дельных элементов системы ПРО; к наиболее заметным из них следует
отнести исследования в области улучшения характеристик систем само-
наведения противоракет и, прежде всего, в области создания для них
миниатюрных длинноволновых инфракрасных головок самонаведения и
бортовых ЦВМ. В целях решения проблемы селекции боеголовок на
внеатмосферном участке траектории предлагалось использовать противо-
ракету «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
262
дополнительные данные о движении
боеголовок. 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 объя-
вил, что США приступает «к выполнению программы противодействия
ужасающей советской ракетной угрозе с помощью мер оборонительного
характера», для чего должна быть создана система ПРО США, обеспе-
чивающая практически полное уничтожение всех боеголовок ракет про-
тивника.. Соответствующая программа работ получила название «стра-
тегической 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 гг., 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-
вертывание боевых образцов в систему. И, наконец, четвертый, заклю-
чительный 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 специаль-
ное подразделение, получившее название «Организация СОИ». Разрабо-
таны пять основных программ исследований, охватывающих все пробле-
мы будущей ПРО. Первая программа имеет задачей, в основном, разра-
ботку 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 противора-
кет, 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 миллиар-
да долларов. Общая же стоимость работ по созданию полно-
масштабной системы ПРО США оценивается астрономическими цифра-
ми — 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 соотноше-
нии стратегических сил Советского Союза и США, являющийся в на-
стоящее 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 си-
стемы 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
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;
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 обнаруже-
ния 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 це-
лей и наведения на них средств поражения;
третий эшелон — наземный для перехвата боеголовок вне атмосферы
на расстояниях до 1000 км от защищаемых объектов. Состоит из на-
земных средств поражения, средств обнаружения, сопровождения и се-
лекции целей, наведения на них средств поражения; d|
четвертый эшелон — наземный для уничтожения боеголовок на ко-Д
нечном атмосферном участке, т. е. на высотах ниже 100 км;
пятый эшелон — наземный, низковысотный для перехвата бое гол о во йИ
на высотах до 10—15 км. 1
Первый и второй эшелоны являются территориальными и должны I
обеспечивать перехват всех ракет и боеголовок, вышедших на траекто- ”
рию. Третий эшелон — зональный, четвертый и пятый—объектовые.
Характерной особенностью системы является включение в нее косми-
ческих 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 источни-
ках 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 си-
стемы 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 наступив-
шего десятилетия и который основывается на использовании реальных I
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 воз-
можности. 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 боего-
ловок 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, свя-
занные с датчиками; 5 — ИК-датчики самонаведения
265
были сосредоточены на создании перехватчиков, использующих длинно- I
волновые ИК системы самонаведения. Еще в 1977 г. был обработан
экспериментальный 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 МНУ
приведена на рис. 12.5; он выполнен в виде цилиндра длиной
0,45 и диаметром 0,3 м. В средней части находятся приборы системы
управления, включающие 8 ИК датчиков, лазерные гироскопы, вычисли-
тельные устройства и другие элементы. По образующей цилиндра
размещены 64 миниатюрных РДТТ. Масса перехватчика 15 кг. По коман-
дам, вырабатываемым бортовыми приборами на основе информации от Я
ИК датчиков, двигатели обеспечивают наведение перехват- 1
чика. Перехватчик HIT имеет один ИК датчик. Масса я
А перехватчика, по различным данным, составляет 4,5— Я
/\ 6,5 кг. Сообщалось, что двигатели перед встречей с целью я
Г1^-^ «отстреливаются» и выполняют роль поражающих элемен- |
I \ тов, чем увеличивается вероятность поражения цели. 3
I I Перехватчики HJT и MHV могут выполнять роль 1
—) последней ступени в противоракетах наземного базиро-
вания или использоваться в космических эшелонах ПРО. |
__.—К концу 80-х гг в США в стадии разработки на- Д
ходился ряд противоракет наземного базирования. Основ- I
— ными являются ПР ERJS, HEDJ и SRHJT. Данные, пуб-
ликуемые 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- |
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 — комбиниро- |
ванная, с ИК самонаведением на последнем участке. |
HEDJ — неядерная ПР для перехвата боеголовок на ко- 3
нечном участке на высотах 15—50 км. Схема эксперимен- Я
тального образца ракеты приведена на рис. 12.6. Раке- 1
та — трехступенчатая, первая ступень от ПР «Спартак», Я
вторая и третья — от ПР «Спринт». Длина 15—17 м, диа- |
метр 0,5 м, масса, по-видимому, близка к массе ПР |
«Спартак» (10—15 т), однако ожидается, что масса боево- |
го образца будет примерно в два раза меньше. Ракета |
имеет осколочную БЧ массой в 227 кг, снабженную голов- |
кой самонаведения. Для обеспечения наведения БЧ я
используются небольшие ЖРД на высококипящем топ- Я
ливе. 1
SRHJT — неядерная высокоманевренная ПР для пере- 1
хвата боеголовок на малых высотах (до 12 км). Боевая
ступень — перехватчик HJT, длина 3,7 м, диаметр 0,23 м.
Перехватчики типа MHV или HJT рассматриваются I
как наиболее вероятные средства поряжения и для кос- I
мических эшелонов первого этапа ПРО по програм- I

Рис. 12.6.
Противораке-
та HEDJ:
1, 2,3 — пер-
вая, вторая и
третья ступе-
ни; 4 — бое-
вая части
ме СОИ. На начальной стадии разработки этой системы пред-
полагалось, что основу ее будут составлять тяжелые космиче-
ские аппараты (платформы), на которых можно размещать большое
количество (до 50) противоракет. Однако позднее более предпочтитель-
ным стали считать использование космических аппаратов меньших раз-
меров. Как один из наиболее вероятных вариантов КА в конце 80-х гг.
оценивался, например, аппарат SBI, на котором предполагалось раз-
мещать всего десять перехватчиков MHV. В 1988 г. в США была
выдвинута концепция полностью автономных перехватчиков (противо-
ракет) космического базирования, получившая название «хитроумные
(или блестящие) камешки». На орбиты высотой в несколько сотен
километров выводится большое количество (от 10 до 100 тыс.) не-
больших ракет, каждая из которых имеет собственные средства обнару-
жения цели и наведения на нее. Источником энергии для систем
ракет во время нахождения их на орбитах являются солнечные бата-
реи. Перевод группировки в боевой режим осуществляется по командам
С Земли, при этом активизируются системы управления противоракет
и «полчища карликов» готовы начать поражение стартовавших ракет
, противника. В бортовых системах предполагается использовать ми-
ниатюрные ЭВМ и головки самонаведения. При этом суммарная масса
ракеты не превышает 50 кг при длине 1 м. Установлено, что косми-
ческие 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 опре-
делить 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 боеголо-
вок на безатмосферном участке траектории. Решить ее на основе исполь-
зования ранее созданных РЛС типа MAR, MSR оказалось невозможным.
Поэтому разрабатываются две новые космические информационные систе-
мы. Первая — система слежения за ракетами на АУТ, состоящая из
спутников, размещенных на геостационарных орбитах. Система обна-
руживает 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 програм-
ме 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 перехват-
чиков типа MHV.
2-й эшелон — наземный для перехвата боеголовок иа конечной части
267
266
безатмосферного участка траектории, включает 10 000 противо-
ракет ERJS;
3-й эшелон — наземный, обеспечивающий Поражение боеголовок на
малых высотах, включает 3000 противоракет HED1.
Сообщалось, что система будет способна уничтожать примерно 90 %
боеголовок даже в случае массированного ракетно-ядерного удара. Воз-
можный 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 характер-
ным примером этого является противоракетная оборона войск, находя-
щихся 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 по-
ражение таких ракет, однако с другой стороны задача поражения
осложняется тем, что время на перехват начиная с момента обнару-
жения ракет измеряется, как правило, десятками секунд — минутами,
т. е. невелико. Исследования вопросов возможности защиты от такти-
ческих ракет привели к выводу, что создания специальной системы
ПРО для этого не требуется, и что уничтожение ракет возможно зенит-
ными управляемыми комплексами. Еще в 60-х годах в США были прове-
дены успешные эксперименты по перехвату баллистических ракет «Литтл
Джон», «Онест Джон» и «Капрал» с помощью ЗУР «Хок» и «Найк Гер-
кулес». В дальнейшем характеристики ЗУР и ЗРК на их основе значи-
тельно улучшены, что повысило и их возможности как средств уничтоже-
ния баллистических ракет. В настоящее время одним из самых эффек-
тивных 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 «Ланс». 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 движе-
ния, высоты, на которых оии движутся (имеются ввиду спутники на
околоземных орбитах). Однако вместе с тем поражение спутников реали-
зуется 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 Л-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 направ-
лении, обеспечивающем захват спутника системой наведения. После
отделения антиспутника бортовой процессор, используя информацию,
получаемую от головки самонаведения и лазерного гироскопа, выра-
батывает команды для управления полетом. Необходимое воздействие
на антиспутник оказывается регулированием работы РДТТ. Обеспечи-
вается 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 пе-
рехвата может быть увеличена до 3000—3500 км применением более
мощной ракеты. Указывается также, что возможно создание противо-
спутникового 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 тактиче-
ского назначения на твердом топливе, предназначенных для вооруже-
ния сухопутных сил, авиации, морского флота. В объеме данной книги
не представляется возможным дать полную характеристику всем указан-
ным направлениям развития ракетной техники. Поэтому мы ограни-
чимся областью применения тактических твердотопливных ракет в сухо-
путных 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 воору-
женных сил. При этом мы не претендуем на полноту справочного мате-
риала по каждому из рассматриваемых классов ракет, используя при-
водимые тактико-технические данные лишь в качестве иллюстративного
материала.
13.1. РАЗВИТИЕ ПРОТИВОТАНКОВЫХ УПРАВЛЯЕМЫХ РЕАК-
ТИВНЫХ 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 несовмес-
тимость необходимого могущества боевой части (массы заряда и калибра)
с подвижностью орудия. Устранить эти недостатки представлялось воз-
можным, сочетая реактивный принцип метания с управлением снарядом
на протяжении всего полета к цели.
269
Таблица 13.1
Характеристики SS-I0 SS-U «Энтак» «Кобра» «Дарт»
Стартовая масса, кг 16 18 17 11 110 1
Дальность управляе- мого полета, км 1,6 — 1,3 1,5 1,8 1
Скорость, м/с 100 200 140 80 270 9
Диаметр, мм 180 150 150 100 200
Размах крылат мм Система управления 800 650 375 ю провод 750 ам 1200
Масса ВВ, кг 3 — 5 2,5 —
Способ запуска из кон- тейнера, с автомо- биля с авто- . мобиля, вертолета из кон- тейнера непосред- ственно с земли без установки со старто- вой установ- ки на авто- мобиле, бронетранс- портере
С помощью легкой пусковой установки можно было осуществлять
запуск снарядов с калибром и массой кумулятивного заряда, гаранти-
рующими высокую бронепробиваемость (300—450 мм). Применение уп-/
равлеиия снарядом в полете позволяло увеличить вероятности попада-j
ния в подвижные цели до 70—90 %.
В развитии ПТУРС можно выделить три этапа, каждому из которых
соответствует свое поколение разработанных образцов. .ij
Первый этап охватывает период с 1952—1953 гг. и до начала 60-х го- ’
дов. К первому поколению ПТУРС относятся французские ракеты SS-10,
SS-11, SS-12, «Эитак», английские «Виджилент», «Малкара», швейцар-
ская «Кобра», американская «Дарт». Основные тактико-технические
данные некоторых из них приведены в табл. 13.1. Рассмотрим их харак-
терные особенности.
Поскольку бронепробиваемость кумулятивного заряда не связана
со скоростью снаряда, при разработке ПТУРС первого поколения пред-
ставлялось возможным ограничиться малыми скоростями полета (80—
200 м/с). Движение ПТУРС на небольшой постоянной высоте над по-
верхностью земли обеспечивалось за счет подъемной силы его крыльев.
При этом сила лобового сопротивления компенсируется тягой твердо-
топливного маршевого двигателя, а скорость полета ПТУРС сохраняется
примерно постоянной. Для быстрого разгона ПТУРС до маршевой ско-
рости 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 полуавтома-
тической системы управления. При этом используется метод трех точек,
при котором снаряд во время полета удерживается на линии «команд-
ный пункт — цель». Оператор, наблюдая за полетом снаряда в оптиче-
ский 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-
270
ления осуществлялась по проводам. Стальные провода толщиной 0,2—
0,3 мм, уложенные в катушки на снаряде, разматывались по мере удале-
ния ПТУРС от места старта. В качестве исполнительных органов борто-
вой аппаратуры управления использовались воздушные рули либо газо-
динамические органы — боковые сопла маршевого двигателя.
Необходимость визуального наблюдения за ПТУРС в полете выдвину-
ла особые требования к твердому топливу, используемому в двигателе
ПТУРС: продукты сгорания его не должны содержать дымообразую-
щие компоненты.
Существенным недостатком ПТУРС первого поколения была малая
скорость маршевого полета, а следовательно, большое время пребыва-
ния операторов под воздействием огия противника, что не могло ие ска-
заться 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 на-
вести иа нее ПТУРС.
Ко второму поколению ПТУРС относятся американские образцы
«Шиллела», «Тоу», «Дракон», образцы ФРГ «Милан» и «Хот», английский
«Свингфайр». Разработка их завершилась в основном в начале 70-х го-
дов. 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 перекрес-
тие оптического прицела с целью, ие наблюдая за ПТУРС.
Мертвая зона сократилась до 70—100 м. В ряде образцов сохраня-
лась передача сигналов на бортовую систему управления по проводам,
поскольку проводная связь отличается высокой помехозащищенностью.
В то же время все отчетливее осознавалась ненадежность, 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 снаря-
да 20—30 кг.
Носимые системы предиазиачаются для вооружения пехотных, горных
и парашютно-десантных подразделений. Запуск их производится на близ-
кие расстояния — с плеча оператора, иа предельные — с треноги. Такие
Таблица 13.2
Характеристики «Шиллела» «Дракон» «Милан» «Хот» «Свингфайр»
Стартовая мае са, кг 27 6,6 6,6 20 25
Дальность по- лета, 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
271
Таблица 13.3
Наименование объекта Длина, м Ширина, м Высота, м Примерная наклон- ная дальность обнаружения, м ,
Бронетранспортер 5,0 2,5 3,0 1зоо i
Средний танк 6,4 3,5 2,8 1000 Й
Тяжелый танк 12—14 3,7—4,0 3,2 3700
Самоходная установка 8,0 5,0 2,5 2000
комплексы обычно обслуживаются расчетом из двух человек. РакетИ
с раскрывающимся в полете оперением помещается в контейнере, одноИ
временно являющимся и пусковой трубой. Для ракет второго поколения
примечательно использование газодинамических органов управления:
газовых рулей, расположенных в сопле двигателя («Милан»), либо микро-
импульсных реактивных двигателей с соплами, наклоненными к оси ра-
кеты и включаемыми по команде на короткое время (несколько милли-
секунд) («Дракон»),
Тяжелые возимые системы монтируются на автомашинах, бронетранс-
портерах и танках. При этом для пуска ПТУРС иногда используется
активно-реактивный принцип. Так, например, ПТУРС «Шиллела» выстре-
ливается из короткоствольного 152 мм-орудия, размещенного в башне
легкого разведывательного танка. Применение активного старта позво-
ляет сократить полетное время ПТУРС .
ПТУРС третьего поколения, разработка которых относится к концу
70-х — началу 80-х годов, характеризуется использованием головок само-
наведения и лучевых каналов управления.
При работающем двигателе бронированной цели инфракрасное излу-
чение выделяет ее на фоне окружающей местности, делает ее контрастной.
Это позволяет использовать против нее ПТУРС с инфракрасной само-
иаводящей 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
гладкоствольного орудия, смонтированного в башне танка или броне-
транспортера, и наводится на цель по инфракрасному лучу. При этом
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.
13.2. БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ
ТАКТИЧЕСКОЙ ПОДДЕРЖКИ ВОЙСК
В качестве основных объектов, для поражения которых началась раз-
работка баллистических ракет тактического назначения, рассматрива-
лись узлы связи, командные пункты, позиции средств ПВО и пусковые
площадки ракет класса «земля—земля».
272
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 бал-
листических параметров такого топлива потребовала применения обогре-
вательных устройств, поддерживающих температуру заряда на некото-
ром постоянном уровне, в виде теплоизоляционного чехла с располо-
женными 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 двигате-
ля проворота, включаемого после схода снаряда с направляющих, прием-
лемая точность попадания не была достигнута.
В дальнейшем развитие баллистических ракет тактического назначе-
ния 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 такти-
ческого 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 параметра-
ми, малочувствительного к изменениям температуры заряда, позволило
сделать корпус двигателя более легким, а обслуживание его более прос-
тым. 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 подвержен-
ность полета таких ракет воздействию возмущающих метеорологиче-
ских 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 пози-
ции, располагаясь сравнительно близко от переднего края, в большой
мере подвержены огневому воздействию противника.
Опуская промежуточные этапы эволюции баллистических ракет такти-
ческого назначения, рассмотрим тенденции их развития на данном этапе.
В качестве примера используем данные разрабатываемой в США армей-
ской тактической ракеты ATAGMS. Она представляет собой баллисти-
ческую ракету с РДТТ, управляемую в полете аэродинамическими руля-
ми. Ее дальность стрельбы составляет 135 км. Характерным является
использование кассетной боевой части, доставляющей в зону цели бомбы
( с комбинированным осколочно-кумулятивным действием. Возможно так-
же применение суббоеприпасов с автономным поиском, опознанием и
поражением цели (см. РСЗО, система MLRS). В боеприпасах кумуля-
тивного действия предусмотрено тандемное расположение зарядов с со-
осными кумулятивными воронками. Ракета оснащена инерциальной нави-
273
гационной системой с кольцевым лазерным гироскопом. Ракета запускает- '
ся из контейнера, установленного на подвижной пусковой установке,
способной быстро менять огневую позицию. Пусковая установка обладает
высокой проходимостью, способной преодолевать вброд неглубокие вод-
ные преграды. Все предпусковые операции, включая калибровку акселе-
рометра, могут выполняться без открытия контейнера.
Для того чтобы при пуске ракеты избежать обнаружения противником1
расположения огневой позиции, запрограммирована следующая схема
запуска. Вскоре после старта ракета, прежде чем она поднимется на вы-
соту, доступную наблюдению противника, резко изменяет курс.
При разработке армейских баллистических ракет, как н прочих образ-
цов тактического назначения, придается большое значение сокращению
численности обслуживающего персонала. В отношении баллистических
ракет тактического назначения эта задача решается как за счет упроще-
ния и автоматизации предпусковых операций, так и за счет унификации |
пусковых установок для запуска управляемых ракет и НРС. 1
13.3. РЕАКТИВНЫЕ СРЕДСТВА НЕПОСРЕДСТВЕННОЙ |
ПОДДЕРЖКИ ПЕХОТЫ НА ПОЛЕ БОЯ 1
При рассмотрении образцов вооружения для непосредственной под- I
держки пехоты на поле боя обращает на себя внимание то, что широко 1
используемый в них реактивный принцип метания чаще всего применяет- 4
ся в сочетании с активным принципом. :
Возможные комбинации этих принципов были нами рассмотрены I
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 ка-
налу ствола силой давления газов на его дно. При этом газы, истекаю-
щие назад через сопло, скрепленное со стволом, создают тягу, уравно-
вешивающую 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), начав-
шаяся 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 кумуля-
тивных боеприпасов, поскольку представилось возможным создать высо-
команевренные противотанковые орудия с высокой бронепробиваемостью.
В настоящее время безоткатные орудия состоят на вооружении проти-
вотанковой артиллерии почти всех армий мира. Ввиду малой массы онн
получили широкое применение в авиадесантных частях. Калибры совре-
менных 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 или
274 • ' I
с упора на сошки, бруствер окопа и т. д. Заряжание гранатой кумулятив-
ного действия производится с дульной части. Ручной гранатомет пред-
назначается для поражения танков в ближнем бою и является дополне-
нием к противотанковым системам, начинающим борьбу с танками иа
дальних дистанциях.
Активно-реактивные системы. Прежде всего следует указать на ис-
пользование активно-реактивных снарядов (АРС), предназначенных для
стрельбы из обычного артиллерийского орудия. Во время движения АРС
по каналу ствола сопла ракетного двигателя закрыты заглушками, пре-
пятствующими прониканию пороховых газов в ракетный двигатель. Вклю-
чение ракетного двигателя происходит на траектории после вылета
АРС из орудия. За счет дополнительной скорости, сообщаемой снаряду
работой РДТТ, достигается прирост дальности по сравнению с обеспе-
чиваемой обычным снарядом. Хотя использование ракетного двигателя
обычно связано с уменьшением массы боевого снаряжения, использование
АРС в боевом комплекте орудия расширяет возможности артиллерий-
ской системы, позволяя в случае необходимости обстреливать цели,
недосягаемые для обычных снарядов.
В настоящее время, согласно сообщениям зарубежной печати, в ар-
миях иностранных государств разработке АРС придается большое зна-
чение. Полагают, что за счет их использования дальность стрельбы орудий
можно повысить на 30 % и более. Особо эффективным является их исполь-
зование в минометах и гранатометах. Так, например, активно-реактив-
ная 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 распре-
делении скоростей, достигаемых за счет активного и реактивного принци-
пов метания, можно создать пусковую систему, испытывающую пони-
женную отдачу при выстреле. Это. позволяет использовать ее на легких
транспортных средствах или даже создать на этой основе носимые об-
разцы вооружения. В качестве примера сошлемся на гранатомет Л479
(США) с выстрелом ХЛ4Р79 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 уяз-
вимость их от огня артиллерии и ударов авиации противника, относи-
тельно 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-
275
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. И
Рассмотрим вкратце каждое из этих направлений. И
Развитие легких систем происходило по пути совершенствования И
качеств, которыми обладали установки шквального огня, применявшиеся И
во вторую мировую войну, и устранение их основных недостатков. Глав- И
ными тенденциями развития таких систем явились: И
увеличение дальности стрельбы (до 15—25 км); И
повышение залповости огня за счет увеличения числа направляющих И
в пакете (до 30—48); И
повышение точности наводки; И
повышение боеготовности РСЗО (сокращение времени на переза- И
рядку).
Увеличение дальности стрельбы было достигнуто за счет увеличения И
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
L/dH 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 сни-
жением поперечных габаритов снаряда. Но у снаряда оперенного размах
лопастей стабилизатора обычно в 2—2,5 раза превосходит его калибр.
Это противоречие было устранено за счет применения оперения, раскры-
вающегося в полете, после схода снаряда с направляющей. Таким обра-
зом, стало возможным использование направляющих трубчатого типа с
диаметром, близким к калибру снарядов. Так завершила свой цикл «отри-
цание — отрицания» эволюция направляющего устройства: от направ-
ляющей трубы для пуска ракет на дымном порохе с деревянным хвостом-
планкой — 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 направ-
ляющей трубе придается вращательное движение за счет спирального
выступа или желоба на внутренней поверхности трубы, по которому сколь-
зит 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-
щие за полетом одного или двух пристрелочных снарядов, выпускаемых не-
посредственно перед залпом. ЭВМ, входящая в комплекс РСЗО, по раз-
J
Таблица 13.4'
Наименование образца (страна-разработчик, год разработки) Ка- либр НРС, мм Число направ- ляющих Масса НРС, кг Масса бое- вой части, кг Макси- мальная дальность стрельбы, км Время перезаря- жения, мин
«Ларс-2» (ФРГ, 1981) но 36 36,7 17,2 15 15
«Фирос-22» (Италия, 1977) 122 40 52,4 17,3 25 5—7
«Тэруэль-3» (Испания, 1985) 140 40 74 21 25 5
«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 вмеша-
тельства наводчика. Немалую роль играет точность определения коорди-
нат 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 использо-
ванием предварительно заряженных пакетов, которые с помощью автомо-
бильных 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 НО мм 36-ствольную самоходную
пусковую установку (ФРГ), представленную на рис. 13.1. В качестве шас-
си используется семитонный армейский автомобиль повышенной прохо-
димости (все колеса ведущие). Пакет стволов установлен на поворотной
платформе, обеспечивающей горизонтальный угол обстрела 100°. Макси-
мальный угол возвышения 50°. Масса всей системы в заряженном состоя-
нии 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 характе-
ристик, а также в техническом обеспечении их стрельбы достигнут нема-
лый 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 про-
тивника, позиций ПВО, для повреждения взлетно-посадочных полос
аэродромов, поражения штабов и других целей.
277
Рис. 13.1. Западногерманская 110-мм 36-ствольная самоходная пусковая установка!
Поскольку главными объектами поражения во втором эшелоне войск*
противника являются танки и бронетранспортеры, при разработке тяже-
лых РСЗО большое внимание было уделено выбору типа боевой части,
способной бороться с бронезащитными целями. Важным направлением^
при этом явилось создание кассетных боевых частей, содержащих пора-
жающие 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), пред-
назначенной для вооружения армий НАТО и сухопутных войск США.
Залповость установки 12 ракет калибром 227 мм.
Ряс. 13.2. Боевая часть системы MLRS с отстреливающимися бомбами
278
Рис. 13.3. Самоходная пусковая установка системы MLRS
Боевая часть первого варианта вмещала 644 бомбы малого калибра
осколочно-кумулятивного действия, способных поражать легкоброниро-
ванные 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 уст-
ройств в течение двух минут можно осуществить минирование поля шири-
ной 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 бал-
листической траектории в предварительно рассчитанную точку, в которой
происходит раскрытие боевой части и отстреливание бомб. Затем каждая
Из бомб совершает подлет к зоне цели, обнаружение цели с помощью го-
ловки 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 последую-
щим 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 каж-
дом 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 нави-
гационная система определяет координаты установки и ее курс. Примене-
ние гиростабилизированиой платформы обеспечивает автоматическую
коррекцию любых смещений установки после каждого пуска ракет.
Комплексная система управления оснащена ЭВМ с выдачей команд уп-
равления.
279
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 ATAGMS с дальностью
135 км. Контейнеры с двумя такими ракетами взаимозаменяемы с кон-
тейнерами, несущими шесть неуправляемых ракет. Таким образом обозна-
чается направление унификации пускового оборудования для запуска
управляемых баллистических ракет малой дальности и неуправляемых
ракет залпового огня.
ЛИТЕРАТУРА КО 11 ЧАСТИ
1. Андерсен Ю. А., Дрожжии А. И., Лознк П. М. Противовоздушная оборона
сухопутных войск. М.: Воениздат, 1979, 303 с.
2. Ануреев И. И. Оружие противоракетной н противокосмической обороны. М.:
Воениздат, 1971. 303 с.
3. Баллистическая ракета на твердом топливе / Под ред. А. М. Синюкова. М.:
Воениздат, 1972. 510 с.
4. Белоус В. С. Космическая рулетка Пентагона. М.:: Изд-во Агентства печати
Новости, 1988. 239 с.
5. Викторов Ф. ЗРК сухопутных войск капиталистических стран // Зарубежное
военное обозрение, 1985. № 1. С. 37—44.
6. Викторов Ф. «Стингер» // Зарубежное военное обозрение, 1977. № 1. С. 49—52.
7. Волков Л. И. Управление эксплуатацией летательных комплексов. М.: Высш,
шк., 1981. 368 с.
8. Евдокимов Б. И. Противотанковое реактивное оружие. М.: Воениздат, 1964.
94 с.
9. Космическое оружие — дилемма безопасности / Под ред. Е. П. Велихова. М.:
Мир, 1986. 181 с.
10. Латухин А. Н. Современная артиллерия. М.: Воениздат, 1970. 319 с.
11. Макнамара Р. Путем ошибок к катастрофе. М.: Наука, 1988. 149 с.
12. Маликов В. Г., Комнссарчк С. Ф., Коротков А. М. Наземное оборудование
ракет. М.: Воениздат, 1971. 303 с.
13. Морозов Н. И. Баллистические ракеты стратегического назначения. М.: Воен-
издат, 1974. 205 с.
14. Николаев Ю. М., Соломонов Ю. С. Инженерное проектирование управляемых
баллистических ракет с РДТТ. М.: Воениздат, 1987. 109 с.
15. Откуда исходит угроза миру. М.: Воениздат, 1987. 109 с.
16. Пересада С. А. Зенитные ракетные комплексы. М.: Воениздат, 1973. 270 с.
17. Проектирование и испытания баллистических ракет / Под ред. В. И. Варфо-
ломеева, М. И. Копытова. М.: Воениздат, 1970. 387 с.
18. Прядилов С. Система ЗУРО «Редай» // Зарубежное военное обозрение, 1976.
№ 1. С. 42—49.
19. Разумеев В. Ф., Ковалев Б. К. Основы проектирования баллистических ракет
на твердом топливе. М.: Машиностроение, 1976. 356 с.
20. Суриков Б. Г. Ракетные средства борьбы с 'низколетающими целями. М.:
Воениздат, 1973. 204 с.
21. Технические основы эффективности ракетных систем / Под ред. Е. Б. Волкова.
М.: Машиностроение, 1990.
22. 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 Daily", “Air et Cosmos”, “Aviation Week”,
“Aviation Week and Space Technology”, “Interavia Air Letter”, “Flight”, “Soldat
und Technik”, “Wehrtechnik” (1966—1989)
280
281
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие........................................................... 3
Часть I. Развитие ракет на твердом топливе до середины XX в............ 4
Глава 1. Развитие ракетной техники до конца XIX в.........,. . . 4
1.1. О начальном периоде развития ракет...................... 4
1.2. Развитие ракет на твердом топливе в XIII—XVIII вв. . . . 9
1.3. Работы над боевыми ракетами в XIX в.................... 21
Глава 2. Анализ энергетических характеристик й баллистических воз-
можностей ракет на дымном порохе...................................... 46
2.1. Оценка энергетических характеристик дымного пороха.
Сравнительный анализ применявшихся составов пороха 46
2.2. Особенности внутренней баллистики ракет на дымном
порохе................................................... 51
2.3. Оценка баллистических возможностей ракет на дымном
порохе ................................................... 55
Глаза 3. Опытные работы по ракетам иа твердом топливе конца
XIX — начала XX вв.................................................... 58
Глава 4. Работы над ракетами на бездымном порохе в 20—30-е
годы XX в............................................................. 79
Глава 5. Анализ баллистических характеристик и баллистических воз-
можностей ракет на бездымном порохе 92
5.1. Составы и энергетические характеристики ракетных без-
дымных порохов............................................. 92
5.2. Особенности внутренней баллистики ракет на бездымном
порохе ................................................. 96
5.3. Оценка баллистических возможностей ракет иа бездымном
порохе.............................................. 101
Глава 6. Развитие ракет на твердом топливе в период второй миро-
вой войны....................................................... 105
6.1. Развитие ракетной техники Советской Армии в годы Ве-
ликой Отечественной войны........................ 106
6.2. Развитие ракет на твердом топливе в Германии .... 112
6.3. Развитие ракет на твердом топливе в армии США ... 116
6.4. Зарождение новых классов ракет на твердом топливе. . . 119
Глава 8. Основные закономерности развития ракет на твердом топливе 149
8.1. Критерии развития ракет на твердом топливе........... 149
8.2. Источники и «внутренняя логика» развития ракет на
твердом топливе ........................................... 151
8.3. Выбор критериев эффективности и анализ развития раке-
ты иа твердом топливе как «внешней системы».................158
Литература к I части........................................164
Часть П. Развитие ракет на твердом топливе во второй половине XX в. 169
Глава 9. Ракеты стратегического назначения. Принципы устройства 169
9.1. Общие сведения........................................ 169
9.2. Принципы устройства РСН на твердом топливе .... 174
Глава 10. Развитие ракет стратегического назначения ................ 206
10.1. Межконтинентальные ракеты наземного базирования 206
10.2. Ракеты стратегического назначения средней дальности 217
10.3. Баллистические ракеты подводных лодок фРПЛ) . . . 220
10.4. Разработка научных проблем обеспечения ‘развития РСН 230
Глава 11. Зенитные управляемые ракеты................................. 232
11.1. Противовоздушная оборона. Основания устройства зенит-
ных управляемых ракет (ЗУР)................................. 232
11.2. Развитие зенитных управляемее ракет.................. 238
Глава 12. Ракеты противоракетной обороны.............................. 247
12.1. Противоракетная оборона. Принципы устройства ракет
ПРО......................................................... 247
12.2. История развития ракет ПРО........................... 255
Глава 13. Тактические твердотопливные ракеты.......................... 269
13.1. Развитие противотанковых управляемых реактивных
снарядов ................................................... 269
13.2. Баллистические ракеты тактической поддержки войск 272
13.3. Реактивные средства непосредственной поддержки пехоты
иа поле боя................................................. 274
13.4. Реактивные системы залпового огня (РСЗО)............. 275
Литература ко II части.................................... 281
Глава 7. Развитие теории ракет иа твердом топливе...................... 125
7.1. Развитие термогазодинамики ракетного двигателя на
твердом топливе ................................... 125
7.2. Развитие внутренней баллистики РДТТ.................. 129
7.3. Развитие теории горения порохов...................... 135
7.4. Развитие внешней баллистики неуправляемых ракет на
твердом топливе ................................... 140
282
283