Рис. 1.
Стратосферной ракетой будем называть ракету, предназначенную для полета в стратосферу с целью ее изучения. В нашей стране идея создания стратосферной ракеты возникла почти одновременно с появлением первых советских ракет на жидком топливе, совершивших полеты в 1933 г. Первые отечественные жидкостные ракеты проектировались и строились с целью реализации ракетного полета и изучения поведения конструкции ракеты в натурных условиях. Возможное практическое целевое назначение ракеты при этом, естественно, отодвигалось на второй план, и только конечная цель, которую вообще ставил перед собой конструктор, как-то определяла назначение его первой ракеты.
Отнести ту или иную ракету в разряд стратосферных довольно трудно, так как почти каждая ракета может быть пущена вертикально и почти на каждой ракете могут быть поставлены те или иные приборы для изучения стратосферы. Поэтому в настоящем докладе мы остановимся только на тех ракетах, которые их конструкторами предлагались и рассматривались как стратосферные или разрабатывались по заданию и техническим условиям как стратосферные. К этой группе ракет отнесем также метеорологические, называемые иногда регистрирующими, отличающиеся от стратосферных только высотой подъема.
Распространению идеи создания стратосферной ракеты способствовала Всесоюзная конференция по изучению стратосферы, которая проходила в Ленинграде с 31 марта по 6 апреля 1934 г.
На конференции были намечены главные задачи исследования верхней атмосферы и указывалось на особый интерес исследования космических лучей на больших высотах. В резолюции конференции по секции техники было сказано, что «Конференция... считает нужным... сосредоточить особое внимание на освоении техники подъема в стратосферу приборов с помощью ракет как переходного этапа к проектированию ракет для полета человека» [6, стр. 15].
На этой конференции выступали с докладами С. П. Королев [1, стр. 849—855], Ю. А. Победоносцев [1, стр. 717—729], Н. А. Рынин [1, стр. 621—686], А. Н. Штерн [1, стр. 801—815] и др. М. К. Тихонравовым был сделан доклад на тему «Применение ракетных летательных аппаратов для исследования стратосферы» [1, стр. 839—847], в котором говорилось о методах использования ракет для этой цели.
Ракета 09, о которой шла речь в этом докладе, была разработана во второй бригаде ГИРДа. При ее проектировании не ставилось никаких целей, связанных с исследованием стратосферы, и в докладе М. К. Тихонравова она приводилась только как пример реально осуществленной и летающей конструкции. Этой ракеты мы не будем касаться в настоящей статье, посвященной ракетам, предназначенным для подъема в стратосферу. Наше внимание будет сосредоточено только на реально выполненных конструкциях стратосферных ракет, даже если их пуски не производились или вообще не была завершена их постройка.
Ракета В. В. Разумова. Одной из первых ракет такого рода была регистрирующая ракета Ленинградской группы изучения реактивного движения конструкции В. В. Разумова. Эта группа была организована в 1931 г. при Ленинградском Осоавиахиме.
Ракета была построена в середине 1934 г. На рис. 1 даны схематический чертеж и продольный разрез этой ракеты.
Двигатель этой ракеты конструкции А. Н. Штерна принадлежал к типу ротативно-реактивных. Выбор такого типа двигателя был обусловлен попыткой решения проблемы подачи топлива в камеру сгорания. По замыслу разработчиков этой ракеты предполагалось, что трубопроводы подачи компонентов топлива в двигатель располагались вдоль кронштейнов, на концах которых были прикреплены ракетные двигатели. Сопла двигателей были косо срезаны, так что их тяга имела горизонтальную составляющую, направленную перпендикулярно кронштейну. Кронштейн и двигатель крепились к подшипнику, сидящему на вертикальной оси. Таким образом, создавалась ротативная система, в которой подача топлива в двигатель осуществлялась под воздействием центробежных сил. Принципиальная схема такой подачи изображена на рис. 2. Кроме решения проблемы подачи топлива, можно было рассчитывать на гироскопический эффект вращающихся масс, полезный с точки зрения сохранения устойчивости. Проект двигателя разрабатывался при Бюро воздушной техники Ленинградского Осоавиахима.
Полный вес ракеты равнялся 90 кг, причем вес конструкции составлял 36,2 кг (корпус 20,2 кг, двигатель 16 кг), вес топлива 22,39 кг (бензин 4,89 кг, кислород 17,5 кг), вес полезного груза 31,41 кг. Таким образом, вес топлива составлял только 25% от полного веса ракеты или 38% без учета полезной нагрузки.
Тяга двигателя должна была равняться 200 кг при скорости истечения газов 2000 м/сек. Расчетные максимальная скорость и высота подъема ракеты должны были равняться соответственно 100 м/сек и 5 км.
Ракета (рис. 3); ее чертеж и отдельные детали двигателя А. Н. Штерна (камера сгорания и сопло) были экспонированы на выставке во время проведения Всесоюзной конференции по изучению стратосферы. Постройка двигателя ракеты В. В. Разумова затянулась до марта 1935 г. Встретились серьезные затруднения и она не была закончена. Однако впоследствии ракета В. В. Разумова была успешно запущена с пороховым двигателем на станции Аэрологического института в городе Слуцке.
В начале марта 1935 г. в Москве по инициативе Авиавнито* состоялась конференция**, на которой выступали с докладами В. П. Ветчинкин, С. П. Королев, В. П. Глушко, Ю. А. Победоносцев, М. С. Кисенко, А. В. Загулин. На этой конференции М. К. Тихонравовым был прочитан доклад «Применение ракет для исследования стратосферы» [2, стр. 18—33], в котором доказывалась реальная возможность, при соответствующем тому времени уровне техники, достижения ракетой высоты до 60 км.
* Авиавнито - Авиационное отделение Всесоюзного научно-инженерно-технического общества - ред.
** В марте 1935 г. Стратосферным комитетом Авиавнито совместно с РНИИ была проведена конференция по применению реактивных летательных аппаратов к освоению стратосферы. - прим. ред.
Заметим, что в то время вели работу по стратосферным ракетам или в какой-то степени были заинтересованы в ней следующие организации:
— Академия наук СССР,
— Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ), созданный в 1933 г. на базе Московского ГИРДа и Ленинградской газодинамической лаборатории (ГДЛ),
— Осоавиахим,
— Авиавнито.
В большинстве случаев проекты ракет разрабатывались в соответствии с конкретными целями, но, как правило, не специально для исследования стратосферы. Все эти ракеты представляют очень большой интерес для истории развития идей реактивного движения в Советском Союзе.
Ракеты РНИИ — интересны с точки зрения возможности их использования для изучения стратосферы. Мы остановим свое внимание на ракете, которую проектировал В. С. Зуев в 1933—34 гг. Ракета Зуева предназначалась для вертикального подъема на 50 км. Она была сигарообразной формы, с четырьмя неподвижными стабилизаторами на хвостовой части. Для нее были построены баки, корпус и оперение, но не было двигателя и пускового устройства. Детали ракеты в большей части остались неиспользованными, кроме некоторых, которые впоследствии были использованы для постройки высотной ракеты. Заметим, что в дальнейшем по схеме этой ракеты В. С. Зуев построил под отработанный двигатель 02 ракету, совершавшую полеты.
Ракета А. И. Полярного. Эта ракета была построена группой энтузиастов, интересовавшихся ракетной техникой и объединившихся в специальную группу при Осоавиахиме в Москве. Конструктором этой ракеты и ее двигателя был А. И. Полярный, который с осени 1934 г. начал работать при Осоавиахиме. Ввиду ограниченности отпущенных средств Полярный спроектировал сравнительно простую метеорологическую ракету (рис. 4).
К весне 1935 г. ракета с двигателем была построена, и в начале лета того же года в Нахабино под Москвой состоялся ее пробный пуск, окончившийся, однако, неудачно. Ракета с работающим двигателем заклинилась в пусковом станке и проработала положенное время до полного израсходования всего топлива. Заклинивание ракеты произошло из-за того, что специальный ключ, открывающий топливные краны, своевременно после срабатывания не был снят.
Двигатель ракеты работал на спирте и жидком кислороде и развивал тягу около 100 кг. Подача жидкого кислорода осуществлялась давлением его собственных паров так же, как в ракете 09. Спирт подавался под давлением, заранее созданном в баке.
Впоследствии ракета была передана в конструкторское бюро № 7 (КБ-7), организованное во второй половине 1935 г. (куда перешел работать А. И. Полярный). Она получила название Р-06, была модернизирована и неоднократно совершала полеты, однако целевое назначение ее было уже изменено.
Ракета Авиавнито. В 1935 г. в РНИИ осталась неиспользованной материальная часть кислородных ракет. Было признано целесообразным на базе этой материальной части изготовить ракету на общественных началах. Авиавнито поддержало эту инициативу и отпустило на разработку 5000 руб.
Для ракеты были использованы: а) двигатель 12к конструкции Л. С. Душкина с тягой 300 кг и продолжительностью работы 60 сек, работавший на жидком кислороде и 96%-ном спирте; б) ракета 05 ГИРДа, сконструированная М. К. Тихонравовым, построенная осенью 1933 г. под двигатель ГДЛ ОРМ-50, но не использованная по ряду причин. На рис. 5 показано сечение ракеты Авиавнито. Стабилизаторы
Первый пуск ракеты Авиавнито был осуществлен в апреле 1936 г. на полигоне, с пускового станка, сделанного для ракеты 07 ГИРДа конструкции М. К. Тихонравова. У станка специально были удлинены направляющие. Об этом пуске в газете «Правда» была напечатана корреспонденция под названием «Ракета идет в воздух» [3]. Там же была помещена фотография ракеты в пусковом станке. Вот как автор этой корреспонденции Л. Бронтман описывал полет ракеты: «Механик включил рубильник электрического запала. Серый дымок испаряющегося топлива. Искра. И вдруг у подножия ракеты показался ослепительно желтый язык пламени. Ракета медленно пошла вверх по направляющим штангам станка, выскользнула из его стальных объятий и устремилась ввысь. Полет представлял необычайно эффектное и красивое зрелище. Из сопла мотора вылетало пламя, истечение газов сопровождалось густым низким звуком. После подъема на небольшую высоту в ракете раскрылся белый купол парашюта, и она плавно опустилась на снежное поле» [3].
При последующих пусках была использована деревянная мачта высотой 48 м (типа радиомачт) с направляющей планкой, которую охватывали держатели — лапки ракеты (рис. 6). Планкой служил рельс от узкоколейки. Эта мачта была использована в качестве пускового станка 2 августа 1937 г. При пуске не сработал манометр максимального давления в баках. Пуск был отменен.
15 августа 1937 г. был произведен успешный пуск, причем строго вертикально. При подъеме ракета скрылась из поля зрения. При падении ракеты парашют раскрылся, но произошел обрыв его крепления и ракета разбилась. Прибор записи высоты был найден. Его показание соответствовало высоте в 2400 м. Так как прибор был надежно скрыт внутри ракеты, то можно было предположить, что зарегистрированная высота соответствовала высоте раскрытия парашюта. Визуальные наблюдения показали, что ракета поднималась выше точки раскрытия парашюта и, таким образом, были основания считать, что ракета достигла высоты большей 3000 м.
Метеорологическая ракета А. Ф. Нистратова (рис. 7). Ракета была построена полностью, включая и двигатель, в 1936—37 гг. в мастерских Научно-исследовательского института Гражданского воздушного флота (НИИ ГВФ) на средства в размере 5000 руб., но не испытывалась. Ее двигатель был сделан из дюраля и охлаждался водой, которая затем поступала в камеру сгорания. Двигатель должен был работать на жидком кислороде и нефти. По расчету добавление воды, снижая температуру, очень мало снижало тягу. Ракета была снабжена автоматически раскрывающимся парашютом. Для выбрасывания парашюта служил пороховой вышибной заряд.
Ракета Л. С. Душкина и М. К. Тихонравова. Эта ракета проектировалась в 1937 г. и рассчитывалась для подъема на высоту 30 км. Проект не был доведен до конца, но были сделаны и испытывались модели ракеты. В моделях использовались пороховые ракеты на черном порохе. Пороховые ракеты употреблялись старые, из числа ракет, поставлявшихся для армии царской России в 1916 г. С помощью этих моделей проверялась устойчивость ракеты. Среди разнообразных моделей следует упомянуть модели, сделанные по схеме с применением тора как объема для размещения баков. В одном варианте бак в форме тора был изготовлен и испытан на прочность. Сама ракета построена не была.
Ракета Л. С. Душкина. Ракета была спроектирована в 1937 г. и в следующем 1938 г. построена. Она имела гироскопический прибор конструкции С. А. Пивоварова и автоматически управляемые рули на стабилизаторах. Впереди у ракеты была съемная головка с парашютом, далее отсек автоматики, потом отсек баков, в промежутке между которыми помещался пороховой аккумулятор давления. Этот оригинальный метод подачи топлива был разработан еще в 1935 г. Для ракеты использовался двигатель 205 конструкции Л. С. Душкина тягой 150 кг с керамической облицовкой и металлическим соплом. Этот двигатель был дальнейшим усовершенствованием двигателя 12к. Ракета предназначалась для вертикального подъема. Ее двигатель и система подачи были отработаны на стенде. Ракета была изготовлена в одном экземпляре, а система автоматического управления — в четырех. Так как ракета не решала тактических задач, то дальнейшие работы не финансировались, а потому и не проводились.
Ракета Р-05. Задание на эту ракету было составлено по инициативе О. Ю. Шмидта и исходило от Геофизического института Академии наук СССР. Высота подъема ракеты должна была равняться 50 км. Ракетой с такой высотой подъема интересовался также Институт технической физики (Ленинград) с целью изучения с ее помощью космического излучения.
Задание на эту ракету, известную под индексом Р-05, было принято КБ-7, и к концу 1937 г. был разработан проект ракеты А. И. Полярным совместно с П. И. Ивановым. Ракета имела две пороховые разгонные камеры.
Летом 1938 г. П. И. Иванов вел специальную работу по стабилизации ракет при помощи гироскопа, помещенного внутри ракеты и жестко связанного с ее корпусом. Были изготовлены шесть моделей. Это были небольшие ракеты на жидком топливе, состоящем из этилового спирта и жидкого кислорода. Модель с гироскопом весила 12 кг. Ракеты летали и показали удовлетворительные результаты.
В 1937 г. для ракеты Р-05 отрабатывался пороховой аккумулятор давления. Следует отметить, что было осуществлено применение порохового аккумулятора давления для наддува топливных дюралевых баков.
Для установки на ракету предназначался двигатель конструкции Ф. Л. Якайтиса, работавший на жидком кислороде и 96%-ном этиловом спирте. Сам двигатель так же, как и система подачи топлива, был отработан в 1938 г. Двигатель имел следующие параметры: тяга 185 кг при удельной тяге 210 сек, время работы 25 сек.
В том же году была построена и сама ракета. Начальный вес ее с пороховыми разгонными камерами составлял 60,5 кг, диаметр 200 мм. Время работы разгонной камеры 2,58 сек. Средняя тяга одной такой камеры 200 кг. Объем бака для жидкого кислорода 20,5 л, заполнение его 85%; объем спиртового бака 13 л, заполнение 91%. Давление в баках при подаче — 25÷28 ат.
Для сохранения вертикальной траектории предполагалось до высоты 10 км использовать источник инфракрасных лучей, которые должны были воздействовать на фотоэлементы, расположенные на стабилизаторах. Автоматически управляемые рули должны были удерживать ракету в узком пучке инфракрасных лучей. Украинский физико-технический институт в 1938 г. разработал систему фотоэлементов для ракеты Р-05. По организационным причинам в апреле 1939 г. все работы по ракете Р-05 были прекращены.
Однако в начале 1940 г., поддерживая инициативу разработчиков ракеты Р-05, Московское высшее техническое училище (МВТУ) соглашалось продолжать работу при наличии заказчика. Гидрометеослужба при СНК СССР соглашалась финансировать эту работу, но продолжению ее помешала война.
Ракета П. И. Иванова. В 1943 г. Физический институт Академии наук СССР поставил вопрос о создании ракеты для подъема приборов на высоту до 40 км с целью исследования напряженности космической радиации. Пуск ракеты предполагалось осуществить с высокогорной станции Академии наук на Памире, расположенной на высоте 4000 м. Задание было принято, и с апреля 1944 г.. начались проектные работы. Все расчеты и проектные работы велись под руководством П. И. Иванова и при участии В. В. Абрамова, а потом И. В. Ярополова и были закончены в июне 1945 г.
В октябре того же года М. К. Тихонравовым, в лаборатории которого производились работы по проектированию этой ракеты, был сделан доклад на техническом совете. В декабре проект был доложен П. И. Ивановым на совещании в ФИАН у академика С. И. Вавилова.
В обоих случаях проект был одобрен. В марте 1946 г. было решено построить к 15 мая 1946 г. для ФИАН 10 ракет.
Стратосферная ракета П. И. Иванова принадлежала к типу составных ракет с последовательным отделением ступеней. Ракета состояла из трех пороховых ракет с внутренней геометрией камер ракетного снаряда калибра 132 мм. Камеры были сделаны из дюралюминия и соединены последовательно. Воспламенение последующих ступеней осуществлялось посредством медленно горящего пиротехнического состава, запрессованного в специальной трубке. Наружный диаметр ракет 138 мм, длина всей ракеты 3420 мм.
Пороховые ракеты были выбраны исключительно с целью форсирования сроков разработки стратосферной ракеты. В последующем предполагалось отработать такую ракету на жидком топливе.
Для увеличения скорости выхода из пускового станка, который имел направляющие длиной 10,5 м, до 100 м/сек применялась стартовая камера, которая удлиняла ракету до 4230 мм. Вес полностью снаряженной ракеты составлял 87,2 кг. Без стартовой камеры трехступенчатая ракета весила 62,5 кг. При отбрасывании вес соответственно уменьшался до 41,4 кг и, наконец, до 22,1 кг (с порохом). Вес ракеты, достигшей вершины траектории, — 14,9 кг (с приборами) [4].
По расчету ракета должна была достигать высоты 48 км при условии расположения места старта на высоте 4000 м. При пуске с уровня моря высота подъема была бы 35 км.
19 марта 1946 г. на полигоне были произведены стрельбы для проверки разделения и устойчивости. Для этих стрельб были взяты модификации ракеты, имевшие стальные камеры сгорания. Результат стрельб был удовлетворительным. Во второй половине июня 1946 г. были произведены опытные пуски стратосферной ракеты П. И. Иванова. В целях экономии испытания велись совместно с ФИАН, который проверял специальную аппаратуру [5]. К пуску были подготовлены три ракеты. У одной из них на старте разорвалась камера сгорания, у второй в момент разъединения камер наблюдались резкие изменения курса. У третьей центр тяжести был искусственно передвинут вперед. Эта ракета полетела хорошо.
Определение высоты подъема должно было производиться с помощью радиолокатора. Это была, вероятно, первая попытка применения радиолокатора с целью определения траектории ракеты.
Ввиду малой грузоподъемности ракеты ФИАН в конце лета 1946 г. отказался от ее использования. К этому времени работы по ракетам на жидком топливе продвинулись достаточно далеко. В отличие от пороховых, эти ракеты сулили гораздо большие возможности в достижении больших высот и в размещении на них стандартной и разнообразной научной аппаратуры, имеющей большой вес и большие габариты.
1. «Труды Всесоюзной конференции по изучению стратосферы». М.—Л., 1935.
2. «Ракетная техника», вып. 1, М., 1936.
3. «Правда» № 99 (6705) от 9 апреля 1936 г.
4. После окончания войны среди образцов немецкой ракетной техники в 1945 г. была обнаружена пороховая ракета «Рейнботе», аналогичная по принципиальной схеме стратосферной ракете П. И. Иванова. Вышеприведенные даты указывают, что эти ракеты разрабатывались независимо друг от друга.
5. Максимальное ускорение при подъеме ракеты достигало 130 g. С учетом этого параметра проектировалось и изготовлялось приборное оборудование ракеты.
6. «Резолюция Всесоюзной конференции по изучению стратосферы». Л., 1934.