Работы немецкого исследовательского центра в Пенемюнде слегка изменили схему развития ракет, предначертанную в 20-х годах. Тогда предполагалось, что за экспериментальными ракетами появятся сначала высотные исследовательские, а затем уже и боевые ракеты дальнего действия. Однако все вышло несколько иначе. Война потребовала, чтобы боевая ракета дальнего действия была создана прежде всего. Но как только война закончилась, эта ракета («Фау-2») превратилась в высотную исследовательскую, положив тем самым начало разработкам других ракет того же назначения.

Полигон для испытаний больших ракет был основан в одном из районов штата Нью-Мексико, известного под названием Белые Пески (Уайт Сэндз). Этот район был облюбован специалистами в области ракет по тем же соображениям, которыми руководствовались ученые Манхаттанского проекта , выбравшие это место для взрыва первой урановой бомбы. Большие открытые участки местности с плохими почвами и малочисленным населением создавали благоприятные условия для проведения здесь ракетных испытаний. Согласно специальным инструкциям управления артиллерийско-технического снабжения и инженерного управления армии США, испытательный полигон должен был в первую очередь иметь достаточно большую площадь. Район стартовых позиций, так же как и район целей, должен был быть ровным и плоским, вполне обеспечивающим передвижение людей и транспорта. Однако в то же время желательно было и наличие гор, где можно было бы расположить радиолокаторы и посты визуального наблюдения. В целом местность должна была быть сухой, но с достаточным количеством источников воды. На испытательном полигоне следовало предусмотреть возможность посадки самолетов и доставки тяжелых грузов по железной дороге; обязательным считалось и отсутствие пересекающих район воздушных линий или железнодорожных магистралей. Необходимо было учесть и климатические условия, позволяющие эксплуатировать полигон круглый год. Кроме того, следовало предусмотреть расквартирование в районе полигона постоянного воинского гарнизона.

После предварительного изучения карт и рекогносцировки нескольких районов страны ответственные за выбор места для полигона люди выбрали участок севернее Эль-Пасо в штате Техас. Он расположен недалеко от форта Блисс и базы ВВС в Аламогордо. Его не пересекает ни железная дорога, ни авиатрасса; здесь имеется только одно, и притом не очень загруженное, шоссе. Полигон представляет собой плоскую сухую песчаную долину, лежащую между двумя горными хребтами, местами поросшими шалфеем и сорными травами. Долина расположена на высоте около 1200 м над уровнем моря; наиболее же высокие вершины горных хребтов возвышаются над долиной еще на 2000 м. Климатические условия в долине вполне благоприятны, небо почти всегда безоблачно. Короче говоря, испытательный полигон в Уайт Сэндз, основанный распоряжением военного министра от 20 февраля 1945 года, можно назвать идеальным, если не считать, что его размеры сравнительно невелики. Длина его с юга, от границы между штатами Техас и Нью-Мексико, на север составляет около 280 км, а ширина с запада на восток— в среднем 65 км.

После постройки первоочередных объектов — колодцев, казарм, мастерских, сборочных залов, линий связи и т. п. — в центре полигона была сразу же сооружена бетонная стартовая площадка. На расстоянии 100 м от нее инженеры-фортификаторы выстроили самое прочное в мире здание — «блокгауз», которое стало своего рода нервным центром всего полигона, где сходились десятки линий связи. Толщина стен «блокгауза», имевших в плане почти прямоугольную форму, была свыше 3 м. Прочная железобетонная крыша в виде пирамиды имела толщину до 8,2 м.Внутри «блокгауз» освещался мощными лампами дневного света. Визуальное наблюдение за ракетами велось с помощью перископов. Имелось воздухоочистительное оборудование для вывода наружу вредных газов в случае какой-либо аварии.

Как уже говорилось, к концу июля 1945 года на испытательный полигон было доставлено 300 вагонов с агрегатами и деталями ракет «Фау-2». Был также построен стенд для испытания полностью собранных ракет. Он был расположен на обрыве холма и представлял собой прочную бетонную шахту с отверстием в нижней части для выпуска струи газов в горизонтальном направлении. Сама ракета помещалась сверху и удерживалась на месте с помощью прочной стальной конструкции, снабженной устройством для измерения силы тяги ракетного двигателя.

Однако первой ракетой, запущенной на испытательном полигоне Уайт Сэндз, была не трофейная немецкая «Фау-2», а американская ракета, на полгода опередившая первую запущенную здесь «Фау-2».

По странному стечению обстоятельств за 15 лет до создания полигона Уайт Сэндз профессор Роберт Годдард испытал некоторые из своих жидкостных ракет совсем недалеко от этого места в Мескалеро-рэнч, близ Розуэлла. Годдард пришел к выводу, что климат Новой Англии зимой весьма неподходящ для испытания ракет, и перенес свои одыты на юг, выбрав для этого укромное местечко в 160 км от района целей нынешнего полигона.

В сентябре 1930 года Годдард построил небольшую мастерскую-лабораторию размером 9 X 17 м, а в 24 км от нее воздвиг наблюдательную вышку высотой 18 м, которая ранее использовалась в Оберне и форте Дэвенс. Вторая вышка, высотой 6 м, была построена вблизи мастерской, где велись стендовые испытания.

Первый полет состоялся 30 декабря 1930 года; Годдард запустил ракету, имевшую около 3 м в длину и весившую немногим более 15 кг. Высота, достигнутая ракетой, составила 600 м, а максимальная скорость — свыше 800 км/час.

В этот же период было положено начало разработке проблем, связанных с автоматически стабилизированным вертикальным полетом. 19 апреля 1932 года была запущена первая ракета, в которой управление рулями осуществлялось с помощью гироскопа. Стабилизация заключалась в том, что рули выдвигались в струю истекающих газов под давлением, регулируемым небольшим гироскопом. 27 сентября 1932 года на это устройство был выдан патент за № 1879187, хотя еще в мае опыты с ним были прерваны по соображениям экономического порядка.


Рис. 44. Испытательный полигон Уайт Сэндз

В октябре 1934 года Годдард продолжил свою работу в Нью-Мексико. Главная трудность в экспериментальной работе этого и последующего периодов была, по-видимому, связана не с двигателем ракеты, а со стабилизирующим устройством. Вначале был испытан маятниковый стабилизатор, работавший нормально только в момент взлета, что объяснялось свойством маятника отклоняться в направлении наибольшего ускорения. Когда ускорение превышает допустимую для данного маятника норму, он перестает выполнять свои функции. Годдард понял это и решил использовать гироскоп. Первый опыт с гироскопической стабилизацией ракеты был проведен 28 марта 1935 года. Максимальная высота, достигнутая ракетой, составила 1450 м, пройденное расстояние по горизонтали — около 4000 м, а максимальная скорость — 885 км/час.

Наибольшее внимание общественности привлекли два последних испытания из этой серии опытов. Профессор Годдард сделал о них сообщение на заседании научного общества в конце 1935 года и продемонстрировал два кинофильма, снятых во время испытаний. Из-за этого все решили, что пуски ракет были только что произведены, на самом же деле испытания состоялись 31 мая (высота — 2250 м) и 14 октября 1935 года (высота — 400 м). В этих фильмах была четко видна работа стабилизатора и двигателя, и если первый функционировал хорошо, то последний действовал явно неудовлетворительно. Ракеты оставляли за собой заметный хвост дыма, а иногда ниже сопла наблюдались вспышки в результате взрыва паров бензина в воздухе. Вес этих ракет составлял соответственно 26 кг и 38 кг. В этих ракетах кислород подавался в двигатель под давлением за счет наддува, создаваемого в баке, а горючее — с помощью небольшого центробежного насоса.

После трагедии Пирл-Харбора профессор Годдард предложил свои услуги военно-морскому флоту США и некоторое время работал в Аннаполисе над созданием стартовых ракет для самолетов морской авиации. Он умер внезапно 10 августа 1945 года после неудачной операции горла¹.

В 1936 году в Калифорнийском технологическом институте группой исследователей по инициативе доктора Теодора Кармана было основано нечто вроде ракетного общества. В эту группу входили Фрэнк Мэлина, Чжу-шен Цзян, А. М. Смит, Джон Парсонс, Эдвард Форман и Уэлд Арнольд. Основной задачей первого этапа исследовательских работ, финансировавшихся Арнольдом, было конструирование ракеты для исследования верхних слоев атмосферы.

Как показали дальнейшие события, эта группа проделала огромную работу, не ограничившись созданием высотной ракеты. Ею была отработана целая серия ракетных топлив, сконструирован и запущен в массовое производство первый американский стартовый ракетный ускоритель и проведено много весьма ценных исследований¹.

Первой системой, разработанной согласно этому проекту, была ракета «Прайвит» А, имевшая длину около 2,4 м. Она была сконструирована для полета со сверхзвуковой скоростью и поэтому имела заостренный носовой конус. В нижней части ракеты были смонтированы четыре пера стабилизатора, причем каждое иа них выступало из корпуса двигательного отсека на 30 см. Полный вес ракеты составлял более 225 кг, включая полезную нагрузку в 27 кг. Снабженная двигательной установкой фирмы «Аэроджет» на твердом топливе, ракета создавала тягу порядка 450 кг в течение более 30 секунд.

Ускоритель старта представлял собой стальной корпус с четырьмя 114-мм артиллерийскими ракетами, запускаемыми одновременно. Снабженный отверстием в центре для прохода струи газов маршевого двигателя ракеты ускоритель создавал дополнительную тягу при взлете свыше 9700 кг. На пусковой установке были предусмотрены приспособления, препятствующие вращению как ракеты, так и ускорителя. Для предотвращения чрезмерной перегрузки, которая неизбежно могла возникнуть, если запуск ускорителя происходил после запуска маршевого двигателя, ускоритель крепился на ракете с помощью срезной шпильки.

Пусковая установка была выполнена в виде прямоугольной стальной фермы длиной 11 м с четырьмя направляющими рельсами внутри. Ферма устанавливалась на стальном основании, с которым она соединялась посредством шарниров, что обеспечивало возможность наводки в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Ферма предназначалась, во-первых, для поддержания ракеты и направления ее по траектории до тех пор, пока она не разовьет скорость, достаточную для приобретения аэродинамической устойчивости, а во-вторых, для обеспечения полного выгорания топлива ускорителя и его отсоединения от ракеты «Прайвит», прежде чем та покинет пусковую установку.

Пусковые испытания ракеты «Прайвит» А проводились с 1 по 16 декабря 1944 года в Лич-Спринге близ Барстоу (Калифорния). Всего было произведено 24 пуска. Средняя дальность составила примерно 16000 м, максимальная — 18 000 м. Весной вслед за ракетой «Прайвит» А была подготовлена к испытаниям опытная ракета «Прайвит» F. Она была построена для исследования влияния несущих поверхностей на полет управляемого снаряда и по существу мало чем отличалась от ракеты «Прайвит» А. Однако вместо четырех симметричных перьев стабилизатора в хвостовой части она несла только одно перо и две горизонтальные несущие поверхности с размахом до 1,5 м. В головной части снаряда для создания аэродинамического равновесия были установлены два тупых крыла с размахом несколько меньше 1 м.

Ускоритель старта ракеты «Прайвит» F почти целиком повторял конструкцию ускорителя старта ракеты «Прайвит» А, однако наличие крыльев и несущих поверхностей на ракете потребовало переделки пусковой установки. Новая установка имела ажурную конструкцию, выполненную из стали, с двумя рельсами снаружи вместо прежних четырех внутри. Летные испытания ракеты состоялись с 1 по 13 апреля 1945 года на полигоне Гуеко в форте Блисс (Техас). Полигон был оборудован радиолокатором наблюдения за траекторией полета ракет и кинокамерами для съемки начального участка траектории. Всего было запущено 17 ракет.

Как «Прайвит» А, так и «Прайвит» F были опытными ракетами; они предназначались только для изучения конструкции ракет. Приборы, которые на них устанавливались, должны были давать сведения о поведении ракеты в полете. Однако вскоре из управления артиллерийско-технического снабжения поступило задание определить возможность создания такой ракеты для исследования верхних слоев атмосферы, которая могла бы поднять полезный груз весом около 11 кг на высоту до 30000 м.

Эта ракета, получившая название «ВАК-Капрал», была сконструирована в расчете на жидкие топлива, однако при этом не имелись в виду ни комбинация из бензина и жидкого кислорода, которую применял Годдард, ни немецкая смесь из спирта и жидкого кислорода. На первом этапе работы калифорнийская группа провела глубокое теоретическое исследование жидких окислителей, которые могли бы заменить жидкий кислород. Они остановились на азотной кислоте (HNO₃), которая при разложении выделяет 63,5% свободного кислорода. Вначале они работали с относительно чистой промышленной азотной кислотой, однако спустя некоторое время было установлено, что ее свойства можно улучшить путем растворения в ней двуокиси азота (NO₂), то есть путем превращения ее в так называемую дымящую азотную кислоту. Горючим по-прежнему оставался бензин. И хотя эта топливная смесь нашла тогда применение, ее свойства никого до конца не устраивали.

Исследователи в Аннаполисе испытывали примерно такие же затруднения. В то время там активно работали две группы, перед которыми стояла одна и та же задача — разработать реактивный ускоритель старта для летающих лодок типа PBY. Одну группу возглавлял Годдард, другую — капитан 3 ранга Труэкс. Группа Труэкса, проводя опыты с рядом топлив, установила, что некоторые жидкости при соприкосновении с азотной кислотой воспламеняются самопроизвольно. Впервые это явление наблюдалось на скипидаре; потом оказалось, что и анилин дает такой же эффект. Приблизительно в это время в Аннаполис приехал Фрэнк Мэлина и детально ознакомился со всем, что здесь делалось. О своих наблюдениях он сообщил по телефону в Калифорнию доктору Мартину Саммерфилду. После этого ракета «ВАК-Капрал» была переконструирована для использования в качестве топлива смеси анилина с 20% фурфурилового спирта для понижения точки замерзания. Это была первая американская баллистическая ракета, в которой применялось данное топливо.

В Германии же азотная кислота была использована как окислитель еще в 1930 году Вильгельмом Зандером, который продемонстрировал тогда свой жидкостный двигатель представителям прессы и заинтересованным лицам, но, к сожалению, не назвал применяемое им топливо. Еще до окончания отработки ракеты «ВАК-Капрал» понадобилось установить экспериментальным путем несколько основных характеристик ракеты. Для этого была сделана модель (в одну пятую натуральной величины) ракеты, получившая название «Бэби-ВАК». Опытные запуски модели производились на полигоне Голдстоун с 3 по 5 июля 1945 года. Эти опыты подтвердили правильность выбора трех стабилизаторов вместо обычных четырех и обоснованность конструкции стартового ускорителя на твердом топливе. В окончательном виде ракета «ВАК-Капрал» представляла собой трубу с длинной конической носовой частью и тремя стабилизаторами; общая длина ракеты составляла 5 м, а диаметр — 30 см. Стартовый вес ракеты без ускорителя несколько превышал 300 кг, а «сухой» вес с полезной нагрузкой равнялся 130 кг. Двигатель ракет создавал на протяжении 45 секунд работы тягу порядка 680 кг.

Давление для подачи компонентов топлива в камеру сгорания создавалось сжатым воздухом, а не азотом, как это делалось раньше. Такая замена позволила значительно упростить эксплуатацию ракеты в полевых условиях.

Двигательная установка ракеты включалась с помощью особого инерционного клапана. Когда ускоритель сообщал ракете скорость, достаточную для отрыва от пусковой установки, клапан под действием силы инерции автоматически открывался и сжатый воздух устремлялся одновременно в топливные баки и к приводному поршню главного топливного клапана.

Вместе с метеорологическими приборами в носовой части ракеты «ВАК-Капрал» размещались парашют и автоматические устройства для сбрасывания носового конуса и раскрытия парашюта; это устройство предназначалось для сохранения в целости приборов, установленных в ракете.

Первоначально выбранный ускоритель старта оказался недостаточно эффективным, поэтому он был заменен одним из вариантов морской ракеты, известной под названием «Тайни Тим», для чего была увеличена тяга ее двигателя, а также подвергнуты изменению стабилизаторы и головная часть. В первом варианте ракета «Тайни Тим» имела двигатель, обеспечивавший тягу примерно в 13 500 кг в течение 1 секунды, но после изменения конструкции двигатель ее стал развивать тягу до 22 700 кг за время немногим больше полсекунды.

Однако расчеты показывали, что за это время ускоритель и ракета поднимутся на высоту 65 м; разумеется, построить такую пусковую вышку не представлялось возможным. Поэтому было решено сохранить прежнюю высоту вышки (30 м). Следовательно, разгон ракеты должен был продолжаться и на начальном участке траектории, вне пределов пусковой вышки.

Опыт отработки ракеты «Прайвит» А дал много ценного в вопросе связи ракеты и ускорителя во время разгона и автоматического их разъединения после окончания работы последнего. Эксперименты с ракетой «Бэби-ВАК» показали надежность конструкции разъединяющего устройства и подтвердили правильность сохранения не слишком высокой пусковой вышки.

Новая стальная пусковая вышка представляла собой прямоугольную башню высотой 30 м с тремя направляющими рельсами, установленными в вершинах равностороннего треугольника. Длина рабочей части рельсов несколько превышала 24 м. К пусковой башне были подведены трубы, через которые осуществлялась заправка ракеты топливом и сжатым воздухом.

Летные испытания ракеты «ВАК-Капрал» были проведены в период с 26 сентября по 25 октября 1945 года на испытательном полигоне в Уайт Сэндз. По данным радиолокатора ракета достигла в вертикальном полете высоты 70 км. Значительное превышение высоты по сравнению с расчетной объяснялось главным образом снижением веса за счет изменений и улучшений конструкции ракеты, введенных в ходе ее отработки, а также увеличением начального импульса в связи с использованием в качестве ускорителя старта ракеты «Тайни Тим».

После того как в 1946 году были запущены еще несколько ракет «ВАК-Капрал», испытательный полигон в Уайт Сэндз должен был начать осуществление программы испытаний ракеты «Фау-2», подготовка к чему велась уже долгое время. Эта программа предусматривала систематический запуск ракет «Фау-2» в среднем по две штуки в месяц. Целями этой программы являлись: 1) приобретение опыта в обслуживании и пуске больших ракет с одновременной отработкой вопросов, связанных с наземным оборудованием; 2) проведение опытов, непосредственно касающихся принципов конструирования новых ракет; 3) создание снарядов для заводских и полигонных испытаний агрегатов и деталей будущих ракет; 4) получение баллистических данных и накопление опыта в конструировании оборудования для слежения за траекторией полета и замера скорости ракет и 5) проведение запусков ракет для исследования верхних слоев атмосферы.

Для постороннего наблюдателя программа и организация испытаний ракеты «Фау-2» выглядели несколько сложными, однако это, по-видимому, было необходимо для выполнения поставленных задач. Испытательный полигон в Уайт Сэндз находился в ведении управления артиллерийско-технического снабжения, под контролем которого и осуществлялись запуски ракет, а ответственность за создание и подготовку ракет несла фирма «Дженерал Электрик», что являлось частью ее обязанностей по крупному производственному контракту, условно названному «проектом Гермес». Различные научно-исследовательские институты, правительственные агентства и даже учебные институты имели задачу обеспечивать ракетный центр бортовыми приборами и аппаратурой для ракет. Вся эта работа координировалась и направлялась Морской исследовательской лабораторией.

К тому времени, когда начались работы в Уайт Сэндз, англичане успели запустить две ракеты «Фау-2». Однако запуск этих ракет, осуществленный из района Куксхафена немецкими специалистами под наблюдением англичан, был простым повторением запуска этих ракет в военное время. Ракеты были запущены на максимальную дальность над Северным морем. Первый пуск состоялся 15 октября 1945 года, но одна из ракет в тот день отказала.

Американские инженеры, которым была поручена сборка ракет, столкнулись с довольно сложной проблемой, заключавшейся в том, что американские войска захватили в качестве трофеев не целиком собранные и готовые к пуску ракеты, а главным образом отдельные детали и агрегаты. Они просто «очистили» немецкие заводы и упаковали все, что могли найти. Только две ракеты были собраны из предварительно подогнанных деталей.

Примерно 50 боевых головок были в хорошем состоянии, но для научных целей они оказались почти бесполезными из-за чрезмерной тяжести и отсутствия люков для установки приборов. По специальному заказу завод морских орудий изготовил новые боевые головки, в которых можно было размещать аппаратуру, а до этого ученым и инженерам пришлось довольствоваться немецкими боевыми головками. Имелось также 115 приборных отсеков, из которых больше половины оказалось в совершенно непригодном состоянии и требовало серьезного ремонта. Было вывезено, кроме того, 127 комплектов вполне исправных топливных отсеков, около 100 рам двигателя, большая часть которых была в хорошем состоянии, и 90 комплектов хвостовой части. Далее американские инженеры и ученые получили около 180 трофейных кислородных баков и такое же количество баков для спирта, примерно 200 турбонасосных агрегатов и 215 частично неисправных ракетных двигателей. Среди двигателей имелось много устаревших образцов, а также забракованных или не проходивших испытаний; несколько штук не были закончены производством. Из дополнительного оборудования в США было вывезено около 200 баков для перекиси водорода и столько же бачков для перманганата, 200 парогазогенераторов, 100 теплообменников, 200 комплектов клапанов, 40 гироскопов, с которых в Америке было изготовлено 140 копий, 350 реле, 500 сервомеханизмов и до 600 инверторов. Кабеля могло хватить по крайней мере на 100 ракет, однако американские инженеры сочли, что лучше использовать многожильный кабель, и после первых запусков выбросили весь запас немецкого кабеля.

Каждая ракета собиралась из только что испытанных деталей непосредственно накануне пуска, так как немцы предупредили своих американских коллег, что надежность работы ракет резко ухудшалась, если полностью собранные ракеты хранились на складе в течение более или менее продолжительного времени. В дальнейшем на полигоне стало правилом не запускать ракету, собранную более чем за 72 часа до старта.

Первым испытанием на полигоне в Уайт Сэндз было огневое испытание ракеты «Фау-2», проведенное на большом стенде в крутом склоне холма. Оно состоялось 15 марта 1946 года. Ракета грохотала на стенде в течение более одной минуты, и все кончилось благополучно. Первый пуск был назначен на 16 апреля. Хотя все детали и части испытывались непосредственно перед сборкой, они все-таки были не новыми, поэтому были приняты дополнительные меры предосторожности. Инженеры сконструировали специальное устройство аварийной отсечки топлива, которое по радиокоманде с наземной станции управления прекращало доступ топлива в двигатель. Случилось так, что это устройство пригодилось в первом же опытном пуске. Спустя всего 19 секунд после взлета ракета внезапно развернулась на 90° и устремилась на восток. Прежде чем устройство аварийной отсечки топлива вступило в действие, наблюдатели заметили, что стабилизатор № 4 разрушился. Расследование показало, что соответствующий этому стабилизатору графитовый газовый руль раскрошился вскоре после взлета и триммер стабилизатора № 4, приняв на себя всю нагрузку, ослабил свой стабилизатор. Для того чтобы предотвратить подобные аварии, все графитовые газовые рули впоследствии просвечивались рентгеновскими лучами, а затем покрывались слоем картона, который быстро сгорал после пуска маршевого двигателя.

10 мая 1946 года для представителей прессы и всех, кому случилось быть на полигоне, был проведен показательный пуск ракеты «Фау-2» под № 3. Демонстрация закончилась успешно, а вслед за этим состоялись летные испытания ракет № 4, 5 и 6, также прошедшие вполне удовлетворительно. Ракета под № 7 отклонилась от заданной траектории, однако это было замечено только теми, кто обслуживал следящее устройство. Ракета № 8 повела себя явно ненормально и взорвалась через 27 секунд после старта на высоте 5500 м. Причиной взрыва явилась авария турбонасосного агрегата, один из подшипников которого, работающий на перекачке жидкого кислорода, был густо смазан маслом. Загорание этого масла и привело к взрыву ракеты. Больше таких случаев на полигоне в Уайт Сэндз не наблюдалось.

Ракета № 9 работала безотказно, достигнув несколько большей высоты, чем ракета № 5, которой до этого принадлежал рекорд высоты. При испытании ракеты № 10 снова пришлось прибегнуть к устройству аварийной отсечки топлива; через 13,5 секунд после взлета эта ракета повела себя весьма странно: по-видимому, что-то случилось с системой управления ракеты, заставившей сервопривод одного из газовых рулей отклонить его в крайнее положение. В связи с этим некоторое время остальные газовые рули работали с перегрузкой, компенсируя неправильное положение первого руля. Спустя 20 секунд после взлета, когда наземные наблюдатели убедились, что устранить неисправность невозможно, было приведено в действие устройство отсечки топлива.

Неожиданными отклонениями от заданной траектории были отмечены и испытания ракет № 11 и 14. Первая развернулась на восток спустя 4 секунды после старта и пошла над землей на высоте около 100 м по траектории с незначительным восхождением. Вторая взлетела нормально, но через 4-5 секунд на мгновение «клюнула» носом; после этого ракета выровнялась и в течение следующих 2-3 секунд продолжала набирать высоту, затем «клевок» повторился более отчетливо. Ракета в это время, по-видимому, находилась на высоте около 180 м. Прежде чем кто-либо успел сообразить, что произошло с ракетой, она развернулась носовой частью на юг и, приобретя хорошую устойчивость, с ревом прошла над нашими головами в сторону расположения военного гарнизона в общем направлении на Эль-Пасо. Оператор, управлявший ракетой, точно приземлил ее за пределами военного городка.

Интересным опытным запуском, не входившим в программу исследований верхних слоев атмосферы, но являвшимся частью «проекта Гермес», был пуск ракеты «Фау-2» с палубы авианосца «Мидуэй»¹. Он состоялся вблизи Бермудских островов 6 сентября 1947 года. Целью этих испытаний было проверить, может ли снаряд такого размера заправляться топливом и запускаться с палубы военного корабля, может ли корабль-ракетоносец продолжать движение во время пуска ракеты и будет ли он способен выполнять свои обычные функции сразу после запуска ракеты, а если нет, то сколько времени понадобится на то, чтобы восстановить нормальные функции корабля. Испытания дали положительный ответ на все три вопроса, однако сама ракета «Фау-2» потерпела аварию. Она взлетела под острым углом и взорвалась, покрыв расстояние всего лишь около 10 км.

Еще один комплекс испытаний, явившийся новой фазой работы над «проектом Гермес», был известен под названием «операция Пушовер». Эта операция заключалась в том, чтобы специально взорвать полностью заправленную ракету «Фау-2», поднятую в воздух с военного корабля. Анализируя сводку этих испытаний (См. Приложение II.), можно подумать, что она отражает процесс медленного «старения» оборудования. В первых семи запусках ракетам не удалось подняться выше 150 км, что, вероятно, частично объяснялось недостатком практического опыта у экспериментаторов. Однако по мере того, как персонал приобретал больший опыт в подгонке деталей, были достигнуты более значительные результаты. Ракета № 9 поднялась на высоту 167 км, а затем, после двух неудачных попыток, ракета № 12 набрала высоту 164 км. Две следующие ракеты показали не очень хорошие результаты, а ракета № 14 вообще отказала, но зато ракеты № 16 и 17 взлетали на высоту соответственно 167 и 177 км .¹

После этого высота пошла на снижение. Так, если ракета № 21 набрала высоту в 160 км, то все последующие уже не превышали ее. Это постепенное снижение максимальной высоты подъема ракет объяснялось не «старением» оборудования, хотя этот факт и мог оказать какое-то влияние, а постоянной модификацией ракет, обусловленной определенными целями и задачами, которые экспериментаторы ставили перед собой на различных этапах испытаний. У 24 ракет была существенно изменена форма, и это, по-видимому, отразилось на высоте их подъема. Более того, все время увеличивался стартовый вес ракет. Если сухой вес стандартной ракеты «Фау-2», включая боевую головку весом около 1000 кг, вначале составлял 4000 кг, то уже в 1946 году ракеты имели избыточный вес 72 кг, а в 1947 году они были на целых 180 кг тяжелее стандартных ракет. В 1948 году вес ракеты был увеличен еще на 239 кг, а в 1949 году он вырос до 4460 кг.

То, что «старение» оборудования оказывало лишь незначительное влияние, было доказано пуском ракеты, не входившим в программу испытаний. Эта ракета была запущена с единственной целью — определить, какой высоты она может достичь. Ракета поднялась на высоту 206 км.

Однако я снова забежал вперед. Появление ракеты «Фау-2» в Америке означало новую главу в истории сравнительно «древней» науки, разработка которой, можно сказать, началась примерно за 300 лет до этого. Я имею в виду то время, когда француз Перье поднялся с барометром на гору для того, чтобы определить, действительно ли давление воздуха там будет пониженным. «Человек, — сказал много позднее один знаменитый естествоиспытатель, — это существо, которое обитает на дне воздушного океана». К этому правильному заявлению следует, однако, добавить, что человек, хотя у него нет и не было достаточных оснований быть недовольным окружающей его средой, всегда мечтал оторваться от этого «дна», устремиться в самый воздушный океан и, если возможно, покинуть его пределы для того, чтобы ближе познакомиться с космическим пространством. Ракета «Фау-2» впервые открывала человеку дорогу в космос, хотя при этом она сама и оставалась всего лишь посланцем людей, которые, следя за ее полетом, должны были там, на «дне» воздушного океана, полнее и точнее познать явления у природы, с которыми они могут встретиться в космосе. Для познания этих явлений человеку были нужны чувствительные приборы, действующие на расстоянии, нужен был «механический посланец», который мог бы доставить эти приборы в такие места, куда человек не мог или не хотел забираться.

Первое представление об атмосфере, совпадающее с современным, было высказано в 1730 году доктором Эдмондом Хэлли, который отверг странное представление Аристотеля о кометах как об атмосферных явлениях. Хэлли довольно просто доказал, что кометы более удалены от нас, чем Луна, и что они, следовательно, находятся далеко за пределами земной атмосферы. В связи с этим неизбежно возникал вопрос, а какова высота атмосферы? Доктор Хэлли считал, что она составляет не более 72 км над уровнем моря и что атмосфера состоит из трех независимых слоев: самый нижний — простирается на высоту до 14,5 км и характеризуется постепенным падением температуры с увеличением высоты; следующий слой лежит на высоте от 14,5 до 29 км, и его основной характеристикой является равномерная и очень низкая температура. Предполагалось, что в верхнем слое, начинающемся с высоты 29 км, температура еще ниже.

Все это имеет удивительно современное звучание, за исключением того, что цифры, приводимые Хэлли, меньше современных. Хэлли не имел возможности солидно обосновать свои выводы, так как располагал лишь барометром и термометром, которые в ту пору все еще были весьма малочувствительными. Естественно, что единственным путем, позволявшим получить такие показания, был подъем с этими приборами на высокие горы. Только через 50 лет, с изобретением воздушного шара, появилась возможность подниматься в атмосферу даже в тех местах, где не было никаких гор. Новое средство было использовано без промедления. Чуть ли не первый поднявшийся в воздух воздушный шар (1 декабря 1783 года) нес с собой барометр и термометр, а ровно через год состоялся первый полет воздушного шара исключительно с целью проведения метеорологических исследований. Этот полет был организован в Англии американцем доктором Джоном Джефрисом из Бостона. Он взял с собой в гондолу шесть бутылок с дистиллированной водой, которые опорожнялись и закупоривались на разных высотах; таким образом отбирались пробы воздуха для последующего анализа. В гондоле также имелись морской компас, электроскоп, термометр, барометр и вполне надежный гигрометр для измерения влажности воздуха.

В течение последующих 50 лет проводилось очень много подобных исследований, причем иногда воздушные шары поднимались на огромную высоту. Примерно в это время был изобретен способ записывания показаний приборов на бумажной ленте, что значительно облегчило работу исследователей.

В 1874 году ученые Сивель и Кроче-Спинелли осуществили полет, поднявшись на высоту 7400 м, а в следующем году они вместе с Гастоном Тиссандье поднялись на воздушном шаре «Зенит» на 8840 м, то есть примерно на высоту Эвереста. Однако когда «Зенит» приземлился, в живых нашли только одного Тиссандье. Именно этот злополучный полет заставил метеорологов пересмотреть свою методику исследований. Ведь целью этих полетов было получение сведений о состоянии верхних слоев атмосферы, а эти сведения давали сами приборы. Метеорологи же на таких высотах оказывались вообще неработоспособными. Так почему же не запустить вверх только одни приборы, автоматически записывающие все данные? Эта идея, родившаяся в 1879 году у француза Бриссоне, была горячо поддержана всеми исследователями атмосферы. Опытные ученые могли не подвергать себя опасности, связанной с подъемом на большую высоту, да и материальные расходы становились гораздо меньшими. Все известные тогда приборы весили меньше, чем один воздухоплаватель, и это позволяло поднимать воздушные шары еще выше. Во Франции новым делом заинтересовались Гюстав Эрмит и Жорж Безансон, в Германии — профессор Ассман со своими учениками. Эрмит и Безансон начали опыты с небольшими воздушными шарами, устанавливая на них приборы, предельно освобожденные от лишних деталей. После долгих неудач им удалось к зиме 1892/93 года завершить создание первого ballon sonde — шара зонда, который был запущен 21 марта 1893 года близ Парижа и достиг высоты 15000 м. Первый воздушный шар группы профессора Ассмана был готов только к 27 апреля 1894 года. Однако словно в возмещение за потерянное время, он поднялся на рекордную тогда высоту — 21 800 м.

Несколько лет спустя, в 1898 году, французский метеоролог Леон Тейсерен де Бор ввел в обиход несколько терминов, с которыми мы так хорошо знакомы сейчас. Как и профессор Ассман, он отмечал, что предположение Хэлли о существовании слоя атмосферы с постоянной температурой вполне подтвердилось его опытами. На больших высотах действительно была отмечена неизменная температура порядка -55°С (-67F); по-видимому, там отсутствовали и вертикальные потоки воздуха. Слоистость верхней части атмосферы, очевидно, заставила Тейсерена де Бора назвать ее стратосферой¹.

Слой, расположенный ниже и отличающийся постоянно меняющейся температурой и наличием восходящих и нисходящих потоков, Тейсерен де Бор, если бы он был биологом, назвал бы «пойкилотермным»². Однако он счел вполне подходящим для обозначения этого слоя греческое слово «тропе» — превращение, изменение. Слой же, разделяющий стратосферу и тропосферу, был назван тропопаузой.

Позднее было установлено, что высота тропопаузы зависит от географической широты. Земля, как известно, не является идеальным шаром, а тропопауза делает ее еще больше непохожей на него. Кроме того, высота тропопаузы не остается постоянной в разное время года; в среднем же она составляет 6 км над полюсами, 11 км на широте 50° и 18 км над экватором.

Примерно через 20 лет после Тейсерена де Бора было установлено существование над стратосферой очень разреженного слоя, наличие которого было предсказано еще доктором Хэлли. Вследствие того что этот слой подвержен ионизации космическими лучами, он был назван ионосферой, а слой, разделяющий стратосферу и ионосферу, стал по аналогии стратопаузой.

Большой проблемой того времени являлось создание совершенных приборов. Из года в год точность и надежность приборов неуклонно возрастали: они становились более чувствительными и портативными. Усовершенствовались и аэростаты, которые поднимались все выше и выше, сначала на 10000 м, потом на 15000-20000 м и выше¹. Большим недостатком аэростатов, однако, была трудность их отыскания после приземления. Вероятность отыскания приборов аэростата, запущенного на большую высоту, и сейчас еще составляет не более 50%. Единственным выходом из этого положения является передача показаний приборов по радио. Этот способ сейчас называют телеметрией, и он получил широкое применение не только в шарах зондах, но и в исследовательских высотных ракетах.

Принцип телеметрии был изобретен еще в 1877 году голландским механиком Олландом из Утрехта. Естественно, радио тогда еще не было, но Олланд использовал вместо него электрические провода. Для того чтобы понять этот способ, представьте себе обыкновенные часы с тремя стрелками: часовой, минутной и секундной. Допустим, мы решили телеметрировать береговую станцию, которая регистрирует направление ветра и высоту прилива. Соединяем часовую стрелку с флюгером и добиваемся того, чтобы цифра «12» точно соответствовала северу, цифра «6» — югу и т. д. Минутную стрелку мы связываем с поплавком с целью получения данных о высоте приливов и отливов, а секундную оставляем , свободной с тем, чтобы она совершала один оборот по циферблату в минуту. Проходя мимо цифры «12», секундная стрелка всякий раз будет замыкаться с нею, посылая кратковременный электрический импульс по проводам. Когда секундная стрелка пройдет мимо часовой стрелки, указывающей направление ветра, она даст электрический импульс несколько иной длительности. То же самое произойдет, когда она законтактируется с минутной стрелкой, сигнализирующей о приливах и отливах. Следовательно, на другом конце проводов мы получим короткие импульсы через определенные промежутки времени, когда секундная стрелка замыкается с цифрой «12». Это так называемый масштабный импульс, или импульс масштаба времени. Импульсы другой продолжительности дают фактические отсчеты по измеряемым параметрам. Остается только измерить промежуток времени, отделяющий их от масштабного импульса. Если провода заменить передатчиком, то мы получим то, что называется радиотелеметрией.

Впервые принципы радиотелеметрии были использованы в приборах, поднятых на аэростате, примерно в 1925 году , русским профессором П. А. Молчановым. Талантливый ученый создал так называемый гребенчатый радиозонд, в котором регистрирующие перья приборов скользят по особым зубчатым металлическим гребенкам, являющимся электрическими контактами. Эта система была первой в своем роде, и усовершенствовать ее не удалось никому.

Были испробованы и другие методы, также давшие положительные результаты. Финский ученый — доктор Вильхо Вайсаала передавал по радио показания приборов путем изменения длины несущей волны. Американская система, разработанная сотрудниками Бюро стандартов Даймондом, Хинмэном и Дансмором, основана на принципе модулирования несущей частоты. В одном из современных американских радиозондов используются пластинка с концентрическими канавками и чувствительные приборы с рычагами, которые контактируются с соответствующими канавками через определенные промежутки времени. На каждой канавке с помощью азбуки Морзе записаны сигналы, которые передаются с паузами в следующем порядке: давление, температура, влажность.

Случилось так, что пути развития таких, казалось, далеко отстоящих друг от друга отраслей техники, как производство телеметрических электронных приборов и ракетостроение, сошлись вместе. Когда появились большие ракеты-носители, телеметрические приборы и системы уже существовали. Нужно было только правильно соединить их в одном комплексе. В ходе различных испытаний ракеты «Фау-2» телеметрировались не только показания приборов, относящиеся к полезной нагрузке ракеты, но и ряд параметров самой ракеты. Так, например, на ракете имелся манометр, оборудованный телеметрической системой, передававшей информацию о давлении в камере сгорания двигателя; второй такой же манометр отмечал давление в кислородном баке. Кроме того, на ракете были установлены тахометр, телеметрировавший скорость вращения турбонасосного агрегата, и группа приборов, дававших сведения о положении графитовых рулей.

Однако даже при наличии телеметрической аппаратуры некоторые приборы ракет, и в частности фотоаппараты и заснятую ими пленку, необходимо спасать. Иногда в ракету помещается мешок с семенами или коробка с мухами для определения влияния на них космических лучей. При этом не все приборы или предметы, подлежащие спасению, находятся в инструментальном отсеке (боевой головке) в связи с тем, что при падении на землю с высоты порядка 160 км ракета («Фау-2») почти полностью разрушается. Чтобы избежать этого, пришлось обратиться к парашютам.

Пустая ракета «Фау-2» весит 4 т, и если сделать парашют, который мог бы ее удержать, он займет весь внутренний объем ракеты, а может быть, даже и не поместится в ней. Парашют для одной боевой головки также оказывается слишком тяжелым и объемистым. Конечно, в ракете, предназначенной для сбора информации, можно сделать специальный парашютный отсек между приборным отсеком и топливными баками, однако в ракете «Фау-2» такого отсека не имелось.

Кто-то предложил тогда способ предотвращения приземления ракеты с большой скоростью без увеличения ее размеров. Согласно теории ракета с работающим двигателем летит головной частью вперед и должна сохранять такое положение на протяжении всей траектории. На самом же деле после прекращения работы двигателя ракета летит чуть ли не боком и даже медленно вращаясь вокруг продольной оси, что объясняется случайным неуравновешенным импульсом при последней вспышке в двигателе. Это не оказывает никакого влияния на траекторию, поскольку двигатель ракеты уже не работает, а воздух на высоте свыше 45 км слишком разрежен, чтобы оказывать заметное сопротивление ракете. По этой же самой причине и стабилизаторы почти не влияют на положение ракеты. Они снова вступают в действие только на высоте примерно 36 км. В этот момент они обязательно разворачивают ракету головной частью вниз независимо от того, в каком положении она находилась до этого, и ракета врезается в землю головной частью, подобно авиационной бомбе, но только с гораздо большей скоростью.

Если бы можно было предотвратить падение ракеты головной частью вперед, проблема спасения оборудования была бы в значительной степени решена. Это могло быть достигнуто путем сбрасывания либо стабилизаторов, либо боевой головки. Был выбран второй способ, поскольку значительно проще сбросить одну боевую головку, чем четыре стабилизатора, кроме того, этим достигалось более существенное снижение скорости падения. Ракета «Фау-2» без стабилизатора еще в достаточной степени обтекаема, тогда как без боевой головки ракета обтекаемостью, конечно, не обладает. Отделившаяся боевая головка падает весьма быстро, не подчиняясь никаким законам аэродинамики; корпус же ракеты оказывается в данном случае в несколько лучшем положении. Стабилизаторы до некоторой степени выравнивают корпус ракеты во время падения. Однако работа стабилизаторов затрудняется наличием открытой полости в головной части, откуда сброшена боевая головка. Оставшаяся часть ракеты не обладает никакой устойчивостью и падает настолько беспорядочно, что не может развить скорость, достаточную хотя бы для того, чтобы пробить мостовую.

Этот последний способ возврата на землю оборудования вполне оправдал себя и был назван методом «воздушного подрыва». При первой пробе на ракете «Фау-2» № 4 к каждому из четырех стрингеров ракеты в месте скрепления с боевой головкой было привязано по 450 г тринитротолуола. Когда радиолокатор показал, что ракета, двигаясь вниз, приближается к высоте 30 км, по радио был послан сигнал для подрыва этих зарядов. Заряды взорвались, однако наблюдатель, следивший за ракетой, сообщил, что она мгновенно окуталась облаком дыма, а затем вышла из этого облака невредимой и врезалась в землю, как обычно. Радиотелеметрическая запись также показала, что приборы продолжали работать и после подрыва зарядов.

На ракете, запущенной под № 6, все повторилось до мельчайших подробностей. Когда же устанавливалось оборудование на ракету № 9, специалисты из Лаборатории прикладной физики добавили к каждому заряду по 450 г нитрокрахмала. Это оказалось достаточным: в результате взрыва боевая головка отделилась, но найти ее потом так и не удалось. Корпус ракеты был обнаружен в пустыне в таком состоянии, как будто она упала с высоты не более 30 м. С того времени метод воздушного подрыва стал применяться в повседневной практике не только на ракетах «Фау-2», но и на других еще более крупных ракетах.

На рисунках 45 и 46 показаны графики, характеризующие полет ракеты «Фау-2» в ионосферу. Рис. 45 изображает действительную форму траектории ракеты, а по графику на рис. 46 можно узнать высоту и скорость полета в любой момент времени. С помощью ракеты «Фау-2» № 21, для которой построены эти графики, наряду с другими наблюдениями была получена серия измерений давления воздуха на различных высотах, подтвердившая, что существовавший до этого способ его расчета был достаточно точным.

В 1925 году Национальный консультативный комитет по авиации (НАКА) опубликовал доклад № 218, в котором приводились данные о состоянии атмосферы до высоты в 20 км, измеренные с помощью аэростата. В таблице, приведенной ниже, показано взятое из этого доклада давление воздуха на различной высоте в сравнении с данными, собранными во время исследовательского полета ракеты «Фау-2» № 21.

Рис. 45. Траектория полета ракеты «Фау-2» № 21. Стартовая позиция расположена на высоте 1220 м над уровнем моря

Время с момента старта, сек	Высота над уровнем моря, км	Скорость полета в данной точке, м/сек	Давление, мм рт. столба
			«ФАУ-2»	Аэростат НАКА
0 10 20 25 30 35 40 45 47,5 50	1,2 1,7 3,5 5,0 7,0 9,4 12,3 15,9 18,0 20,4	0 109 260 348 438 530 646 810 900 995	660 630 495 410 300 210 130 76 52 33	658 619 493 405 308 217 138 79 56 40

При сопоставлении этих параметров для высот в пределах 20 км с соответствующими данными, полученными с помощью аэростата, видно, что разница составляет не более 1%. Для высот более 20 км разница между этими данными и теми, которые были получены с помощью ракеты «Фау-2» (10 октября 1946 года), находится в пределах 10%. Ниже приводится таблица давления воздуха на больших высотах, составленная по данным ракеты «Фау-2» № 21.

Время с момента старта, сек	Высота над уровнем моря, км	Скорость полета в данной точке, м/сек	Давление, мм рт. столба
52,5 55,0 57,5 60,0 65,0 70,0 75,0 80,0 100,0	23,0 25,9 29,0 32,4 39,9 47,5 54,8 81,8 87,5	1090 1200 1305 1420 1540 1490 1440 1390 1200	23 14,5 9,6 5,8 2,3 0,95 0,40 0,18 0,003

Помимо измерения температуры и давления воздуха с ракеты производилось фотографирование поверхности Земли с больших высот и солнечного спектра, что имеет большую научную ценность. Наша атмосфера удивительно непрозрачна, до нас доходят лишь волны видимого света, и по этой причине ни одна спектрограмма, снятая с Земли, не может считаться полной. Больше всего бывает искажена коротковолновая часть солнечного спектра, что объясняется влиянием слоя, богатого озоном и открытого в 1935 году при запуске аэростата «Эксплорер-II» на высоту свыше 22 км. Ракета «Фау-2» произвела фотографирование солнечного спектра в точках, находящихся ниже, внутри и выше слоя, богатого озоном. И, наконец, с помощью ракет «Фау-2» была измерена интенсивность космических лучей на больших высотах и взяты пробы воздуха до высоты 72 км.

Можно упомянуть еще об одной детали. Большой интерес для науки представляют мельчайшие метеориты, прилетающие к нам из космоса. Эти метеориты настолько малы, что не достигают Земли, но они могут быть источником весьма ценных данных о состоянии атмосферы. Ученые долго думали над тем, как создать искусственные метеориты на большой высоте, ряд параметров которых, таких, как размеры частиц и скорость, был бы известен. В качестве искусственных метеоритов было предложено использовать пороховой дым, и в соответствии с этим в ракету «Фау-2» № 13 были помещены заряды черного пороха, которые можно было бы взорвать в нужный момент. Но из этого ничего не вышло. Взрыв был настолько растянутым по времени, что никакого облака не получилось, а образовались только бесполезные шлейфы дыма, по которым можно было судить лишь о том, что скорость ветра на данной высоте была очень большой.

Рис. 46. График скорости ракеты «Фау-2» № 21. Слева — кривая высоты в км; справа — кривая скорости в м/сек

Поскольку черный порох взрывался недостаточно быстро, решили применить заряды в оболочке. Соответственно ракета № 17 была оснащена для создания искусственных метеоритов ружейными гранатами типа М-9 (рис. 32). По самым надежным сведениям, гранаты не взорвались в положенное время, так как механизм подрыва действовал весьма медленно.

Поговорим теперь о неудачах, отмеченных во время испытаний ракет «Фау-2» на полигоне Уайт Сэндз. В 12 запусках из 32, признанных неудачными, неисправности проявились еще при старте, в остальных 20 — уже в полете. Наиболее ранние из наблюдавшихся неисправностей в полете фиксировались через 8 секунд после отрыва ракеты от стартового стола, наиболее поздние — спустя 57,5 секунды после старта. В 11 случаях отказы имели место в течение первых 30 секунд полета, в 9 — после 30 секунд нормальной работы двигателя. Из неисправностей, обнаруженных во время полета, 8 были обусловлены расстройством системы управления, остальные 12 — дефектами двигательной установки. Из 12 неисправностей, проявившихся во время старта, 6 были связаны с системой управления, 3 — с двигательной установкой и еще 3 — с другими агрегатами.

В то время как программа испытаний ракеты «Фау-2» осуществлялась полным ходом, все понимали, что вскоре обстановка должна была измениться. Запасы ракет «Фау-2» подходили к концу В первой серии программы испытаний было запущено 25 ракет. Затем была начата вторая серия испытаний. По-видимому, можно было бы завершить и третью серию, однако все понимали, что недалек тот день, когда «мейлерваген» привезет на полигон последнюю ракету «Фау-2».

Конечно, можно было бы начать строить новые ракеты, но это означало почти полную приостановку ведущихся работ. Требовались новые ракеты, и не просто ракеты «Фау-2», а новые типы, новые конструкции. В связи с этим возникли разногласия. Военные, естественно, хотели иметь баллистический снаряд, ученые желали продолжать исследования верхних слоев земной атмосферы и мечтали о новой высотной ракете. Разумеется, это были совершенно разные задачи.

Ракета «Фау-2» была в состоянии поднять полезный груз весом в 1 т примерно на 160 км. Она могла бы поднять и больше, но на несколько меньшую высоту. Однако вследствие некоторых особенностей своей конструкции она должна была нести полезную нагрузку весом не менее тонны. Следовательно, на вопрос о том, какая нужна ракета, можно было ответить так: необходима ракета, которая позволяла бы поднять полезный груз весом в 1 т на такую же высоту, как и «Фау-2» с нагрузкой в 1 т, а полезный груз меньшего веса (90 кг) — на еще большую высоту. Эти нагрузки вполне отвечали как интересам военных, поскольку они в конечном счете хотели построить баллистические снаряды с тяжелыми боевыми головками, так и требованиям ученых, которым полезная нагрузка даже меньше 90 кг представлялась вполне достаточной. Кроме того, подъем на высоту 160 км не являлся обязательным условием для каждой ракеты. Для научных целей во многих случаях вполне достаточной была высота около 100 км. Следовательно, если можно было бы ограничиться этой высотой и полезной нагрузкой в 45 кг, ракета, естественно, получилась бы значительно меньшей по размерам. Это, в свою очередь, сокращало численность пусковой команды. Пуск малой ракеты мог быть осуществлен тремя человеками, не считая, конечно, фотографов и операторов радиолокатора.

Эти два логических рассуждения привели к мысли о создании двух совершенно различных по типу ракет. Большую ракету было решено назвать «Нептуном», а маленькую — «Венерой», но оба названия сохранились только на стадии проектирования. Когда же ракеты были изготовлены, они стали именоваться соответственно «Викинг» и «Аэроби».

Невозможно с этого момента изложить все события в хронологической последовательности. Обе ракеты были готовы и запущены еще в ходе выполнения программы испытаний ракеты «Фау-2», причем они не были единственными новыми системами, испытанными на полигоне Уайт Сэндз в этот период, продолжавшийся с 1947 по 1951 год. Поэтому проследим лучше события, переходя от ракеты к ракете и не ставя себе задачу строго придерживаться хронологии.

О «Викинге» впервые было сообщено в 1947 году (ракета все еще фигурировала под старым названием «Нептун») в июльском номере ежемесячного журнала «Авиэйшн» в статье Смита, Розена и Бриджера. Ходили слухи о готовящемся запуске новой ракеты и высказывались предположения, что это произойдет в феврале-марте 1948 года. На самом же деле первый опытный образец ракеты был запущен только в мае 1949 года, а пуск второй ракеты, на котором присутствовали представители общественности, состоялся лишь в сентябре того же года. Оба пуска не прошли без неудач и ошибок разного рода, что объяснялось новизной конструкции ракеты. Несмотря на то, что в ракете «Викинг» использовалось то же топливо, что и в ракете «Фау-2», она значительно отличалась от немецкой ракеты. Топливо подавалось в двигатель центробежными насосами, приводимыми в действие турбиной, которая работала за счет энергии, выделяемой при реакции разложения перекиси водорода, точно так же, как и в «Фау-2»; сходным было и внутреннее устройство обеих ракет.

Первые ракеты «Викинг» представляли собой узкий цилиндр диаметром немного более 88 см, что определялось шириной алюминиевых листов (254 см), поставляемых заводом. Длина ракеты была почти такой же, как у «Фау-2», однако стартовый вес первого образца ракеты «Викинг» (4380 кг) был меньше сухого веса ракеты «Фау-2», испытываемой на полигоне Уайт Сэндз. На ракете «Фау-2» устанавливались независимые топливные баки, а в ракетах «Викинг», которые строились кустарным способом, бак со спиртом был несущим, то есть стенки его являлись оболочкой ракеты. В последующих образцах ракеты «Викинг» бак для кислорода также делался несущим. Это не только позволило сэкономить на весе, но и ликвидировало промежутки между стенками бака и оболочкой ракеты, в которых при образовании течи могут скапливаться пары спирта и кислорода, что нередко приводит к взрыву.

В конструкции ракеты имелись и другие новшества, наиболее интересным из которых является метод управления полетом. От графитовых рулей здесь отказались главным образом потому, что они поглощали некоторую часть энергии двигателя. В ракетах «Викинг» двигатель устанавливался на карданном подвесе таким образом, что сервомоторы могли отклонять ось двигателя для компенсации случайного отклонения. Триммеры на стабилизаторах ракеты были сохранены для увеличения эффективности последних. Бачок для перекиси водорода в первых образцах ракеты «Викинг» принял форму трубы, обвитой с целью экономии места вокруг корпуса турбины. В отличие от «Фау-2» в «Викинге» зажигание осуществлялось без предварительной ступени. Еще одним новшеством было использование отработанного парогаза турбины. В нормальном положении он равномерно выпускался клапанами, расположенными по бокам ракеты, с тем, чтобы уравновесить возникающие здесь тяговые усилия. Однако если ракета начинала вращаться, клапанное устройство дросселировало тот или иной клапан таким образом, чтобы создать противоположно направленный вращательный момент.

Еще одна особенность, которая отличала «Викинг» от «Фау-2», заключалась в способе транспортировки по дорогам на небольшие расстояния, например, из сборочного цеха до стартовой площадки. Перевозка осуществлялась на так называемой тележке Бэрра, которая состояла из прямоугольного ажурного каркаса для хвостовой части ракеты и носового ярма. В нижней части носового ярма имелось одно, а у хвостового каркаса — два колеса; таким образом, ракета «Викинг» перевозилась на приспособлении, напоминающем шасси современного пассажирского самолета. Буксировка осуществлялась автомашиной типа «джип», установка в вертикальное положение производилась с помощью крана «Гэнтри». Первоначально «Викинги» перевозились в полностью собранном виде, но в дальнейшем головная коническая часть транспортировалась отдельно.

О существовании ракеты «Викинг» впервые стало известно, как мы говорили, в 1947 году; она находилась в это время в производстве на заводе фирмы «Глэнн Л. Мартин» в Балтиморе, а двигательные установки для нее изготавливались фирмой «Риэкшн Моторс» в Нью-Джерси. В январе 1949 года первые ракеты были отправлены на испытательный полигон Уайт Сэндз, куда одновременно прибыли и некоторые сотрудники фирмы «Глэнн Л. Мартин».

При подготовке ракет к пуску выявились все те мелочи и недостатки, которые всегда обнаруживаются только на испытательной площадке. 7 марта 1949 года была предпринята попытка провести стендовые огневые испытания, однако за 15 минут до начала все приготовления пришлось прекратить вследствие того, что отрывной штеккер головной части ракеты плохо входил в свое гнездо. На следующий день это было исправлено, но перед самым испытанием из-за неплотного закрытия дренажных клапанов бака с кислородом весь сжатый азот вытек из баллонов. Потом лопнул трубопровод высокого давления, и на устранение этой неисправности было затрачено еще три дня. В результате этого стендовые огневые испытания удалось провести только 11 марта, да и тогда они продолжались всего лишь 31 секунду, так как в ходе их загорелась смазка и обнаружилась утечка пара из турбины.

22 апреля разладилась система управления. Принципиального значения для огневых испытаний это не имело, но во время летных испытаний могло бы окончиться катастрофой. 24 апреля этот дефект был устранен, однако огневые испытания были опять прерваны через 24 секунды, ибо из ракеты повалил густой дым; оказалось, что обгорела свежая смазка на паропроводах. Тем не менее было объявлено, что ракета готова к летным испытаниям. Первый пуск был назначен на 28 апреля, но его пришлось отложить из-за плохой погоды сначала на один, а потом еще на несколько дней, так как кислородные дренажные клапаны снова регулировались.

3 мая первая ракета «Викинг» все же поднялась в воздух после некоторой задержки, вызванной повторной неисправностью дренажных клапанов. Подъем прошел удачно, однако через 54 секунды после старта, когда ракета была уже на высоте 27 км, двигатель выключился. По этой причине максимальная высота полета через 160 секунд после старта составила всего лишь 80 км; максимальная скорость, показанная ракетой, равнялась 3600 км/час.

Все были несколько разочарованы. Хотя официальная программа и не предусматривала, что «Викинг» превысит рекорд «Фау-2», однако все этого ожидали. Ведь полезная нагрузка составляла всего 209 кг, и, согласно расчетным таблицам, ракета должна была набрать высоту около 300 км. Этот прогноз был основан на том, что двигатель проработает 75 секунд, но он остановился на 54-й секунде. Почему так случилось?

Выяснить это было решено при испытаниях второй ракеты «Викинг». Руководитель работ Мильтон Розен и бригадир пусковой команды Лейтон пытались учесть любую возможную неисправность и проверяли все по нескольку раз. Что бы там ни случилось с «Викингом» № 1, все разделяли убеждение, что снова это не повторится. «Викинг» № 2 должен был, по самым скромным подсчетам, подняться на высоту 240 км.

Стендовые огневые испытания прошли быстро и без особых затруднений. Они продолжались ровно 30 секунд, как и предусматривалось программой. Однако в течение нескольких последних секунд работы из хвостовой части ракеты шел черный дым. Это же отмечалось и при испытаниях «Викинга» № 1 и, по-видимому, было связано с возгоранием смазки трубопроводов.

На этот раз персонал был подготовлен к такой ситуации: люди имели специальный инструмент, с помощью которого удалось устранить неисправность, состоявшую в том, что корпус турбины, оказывается, дал течь. Понадобилось двое суток, чтобы затянуть все болты и несколько раз проверить корпус турбины на герметичность.

Запуск был намечен на 26 августа 1949 года. В 11 часов утра представителей прессы попросили покинуть стартовую площадку, а в 11 часов 29 минут Мильтон Розен скомандовал: «Огонь!». Воспламенитель загорелся, посыпались искры, отрывной штеккер отделился от носовой части ракеты, но двигатель не работал. Через 10 секунд была нажата кнопка «стоп». При осмотре ракеты выяснилось, что жидкий кислород вытек и залил турбину, заморозив клапаны турбонасосного агрегата.

Запуск ракеты был перенесен на 6 сентября. В 10 часов утра Мильтон Розен снова скомандовал «Огонь!» — и на сей раз ракета взлетела. Операторы тревожно поглядывали на стрелки приборов, боясь новой неудачи. Через 19 секунд двигатель перестал работать. При той скорости, которую ракета имела в момент остановки двигателя, она должна была достичь высоты в лучшем случае около 50 км. Позже в результате уточнения было установлено, что высота составила 51,5 км.

Несмотря на неудачу, этот пуск был весьма полезным, так как удалось совершенно точно установить, что прекращение работы двигателя в какой-то степени связано с недостаточной герметичностью корпуса турбины. В частности, инженеры фирмы «Риэкшн Моторс» объясняли причину этой аварии так: корпус турбины, состоящий из двух частей, в момент взлета мог быть вполне герметичным, но, после того как он подвергся в течение некоторого времени воздействию нагретого парогаза, произошла деформация, и прокладка не выдержала давления. Парогаз проник в хвостовой отсек ракеты, сжег изоляцию на проводах и вызвал короткое замыкание, которое парализовало работу всех агрегатов. Хотя такое объяснение и звучало довольно убедительно, требовались веские доказательства. После испытаний турбины на заводе было установлено, что корпус турбины можно сделать сварным и таким образом предотвратить даже малейшую утечку пара. Действительно, после сварки корпуса никакой утечки парогаза не наблюдалось; прекратились и преждевременные остановки двигателя.

Однако вскоре появились новые осложнения. Дело в том, что ракета «Викинг» создавалась для военно-морского флота, и предполагалось, что «Викинг» должен запускаться с палубы корабля. Для этой цели был специально оборудован военный корабль «Нортон Саунд». Проблема пуска ракеты с корабля заключалась прежде всего в придании ей необходимой устойчивости на пусковом столе. На земле это достигалось с помощью ветровых болтов, устанавливаемых на стабилизаторе. Однако нельзя было рассчитывать на то, что эти болты удержат ракету, когда она получит наклон в результате качки или маневра корабля. Приспособление же, использованное для запуска ракет «Фау-2» с авианосца «Мидуэй», не годилось для «Викинга».

Сконструировать корабельную пусковую установку было поручено Ирвину Бэрру, специалисту фирмы «Глэнн Л. Мартин». Он создал установку, которая состояла из несущего каркаса и двух вертикальных рельсов длиной 6 м. Между ракетой и рельсами располагались пары роликов, причем одна пара находилась непосредственно против хвоста ракеты. При установке ракеты в вертикальное положение рельсы и ролики крепко удерживали ее, не давая ей опрокинуться при крене корабля. Во время пуска ракета должна была «выкатываться» по этим рельсам. Неясно было только, сможет ли ракета пройти рядом с рельсами, не касаясь их. В случае касания ракета, взлетев, могла бы опрокинуться и упасть за борт, что было бы небезопасно для корабля. В связи с этим у Бэрра появилась идея проверки старта с помощью полноразмерного макета «Викинга». На этом макете предполагалось установить пороховой ракетный двигатель, который обеспечивал бы такое же соотношение тяги и веса, как и в настоящей ракете «Викинг». Вскоре были изготовлены два таких макета.

Тем временем нужно было произвести запуск «Викинга» № 3. Корпус турбонасосного агрегата этой ракеты был сварным, а все провода, которые в первом варианте проходили слишком близко от нагретой турбины, теперь были перенесены на периферию; провода же, входившие в хвостовой отсек, были заключены в металлические трубки. Запуск был назначен на 7 февраля 1950 года, и нужно было поторопиться, поскольку срок завершения «проекта Рич» — так был условно назван запуск ракеты с корабля — приближался и вряд ли его можно было перенести.

Первый стендовый прожиг двигателя прошел неудачно: повторилось все то, что произошло при испытании ракеты «Викинг» № 2. Однако проверка показала, что клапаны магистрали подачи перекиси водорода не были заморожены, их просто заело. Вторая попытка прожига была сделана в тот же день поздно вечером, но уже через 14 секунд работы двигателя Лейтон приказал выключить его. Система управления вибрировала, и эта вибрация передавалась двигателю ракеты. Следующий прожиг должен был состояться 6 февраля, а 9 февраля ракету предполагалось запустить.

Огневые испытания окончились благополучно, но 9 февраля погода оказалась неблагоприятной. Густая облачность, по сообщениям метеорологов, наблюдалась над всей территорией США вплоть до Западного побережья, и лишь в одном месте имелся разрыв, перемещавшийся по направлению к полигону Уайт Сэндз. Еще не успела закончиться заправка ракеты спиртом, как вдали на западе, над горами Орган, появилась узкая полоска голубого неба. Служба погоды предупредила, что за этим разрывом последует еще более сильная облачность. Нужно было запускать ракету, и ровно в 2 часа 45 минут дня она наконец взлетела. Через 34 секунды радиолокационная станция слежения сообщила, что «Викинг» № 3 слишком далеко отклонился к западу. Нужно было остановить двигатель, иначе ракета упала бы за пределами полигона. Однако ракете дали возможность пролететь еще некоторое расстояние, и только через 59,6 секунд после старта двигатель был выключен. Максимальная высота, достигнутая ракетой, составила 80 км.

Ракету «Викинг» № 4 предстояло запустить в том месте Тихого океана, где магнитный экватор пересекает географический, то есть в районе острова Рождества и почти совсем рядом с маленьким островком Джарвис. Предварительно во время этих же испытаний нужно было запустить макет ракеты. Все предварительные расчеты были сделаны для бортовой качки, при которой наклон корабля не превышал бы 5°. Предполагалось, что если удастся успешно запустить макет, то не будет никаких затруднений и при пуске настоящей ракеты.

Четыре раза выходил в море «Нортон Саунд», но каждый раз волнение было недостаточным, чтобы вызвать бортовую качку в 5°. Только при пятой попытке в проливе Св. Варвары удалось довести ее до 4°. Выпущенный в момент наибольшего крена корабля макет скользнул мимо рельсов, отделился от них и упал в море, пролетев всего 270 м. Это позволяло надеяться, что таким же способом можно будет запустить и ракету «Викинг» № 4, которая тем временем была подвергнута на полигоне Уайт Сэндз основательному стендовому испытанию. 26 апреля «Нортон Саунд» снова отправился к магнитному экватору в сопровождении эсминца «Осборн». Ориентировочно корабли должны были прибыть на место 5 мая, а запуск намечался на 7 мая. Стендовые испытания на судне, разумеется, не проводились.

Помимо того, что погода 7 мая была плохой, часть электропроводки ракеты пришла в негодность из-за высокой влажности и нуждалась в замене. Пришлось перенести пуск на 11 мая. Заправка кислородом в этот день началась в 3 часа пополудни, а в 4 часа по местному времени «Викинг» № 4 с грохотом взлетел с пусковой установки и стал набирать высоту.. Ракета поднялась на 170 км, несмотря на очень большую полезную нагрузку. Она упала в море через 435 секунд после старта, примерно в 13 км от корабля. Это был первый вполне успешный пуск ракеты типа «Викинг».

22 мая, на обратном пути, был запущен второй макет, который вел себя так же, как и первый.

Сроки запуска ракеты «Викинг» № 5 были снова предельно жесткими; ее предполагалось запустить до установленного программой Т-дня, когда должна была быть запущена ракета № 6. Этим «днем» были выбраны астрономические сутки с полудня 11 до полудня 12 декабря. Несколько ниже я постараюсь подробнее рассказать об этом «дне».

Утром 11 ноября «Викинг» № 5 подвергся 30-секундному прожигу; в тот же день «Викинг» № 6 прибыл на полигон Уайт Сэндз. Прожиг был неудачным. Поздно вечером, в 11 часов 55 минут, был сделан еще один прожиг продолжительностью в 71 секунду. 21 ноября в 10 часов 18 минут утра «Викинг» № 5 был наконец запущен. Время работы его двигателя, составившее 79 секунд, было большим, чем у всех предыдущих жидкостных ракет, однако максимальная высота равнялась только 175 км. Правда, при запуске «Викинга» № 5 удалось сделать много фотографий земной поверхности с большой высоты.

«Викинг» № 6 должен был быть запущен в середине Т-дня, то есть в полночь. Стендовые испытания были намечены на 1 декабря и два раза подряд кончились неудачей, поскольку не загорался воспламенитель из-за плохого контакта в кабеле. Затем выявилось, что у турбины подтекает кислород, а это могло привести к повторению истории с замораживанием клапанов.

Наконец, наступил долгожданный Т-день. Пусковая кнопка была нажата в 4 минуты 52 секунды после полуночи. «Викинг» № 6 взлетел в ярком свете собственного факела и прожекторов. Наблюдатели, конечно, не могли видеть ракету и следили за ней только по факелу. Через 15 секунд ракета все еще была отчетливо слышна, все шло хорошо и через 30, и через 60 секунд. Надежда на благополучный исход, казалось, обгоняла ракету. Но через 62 секунды факел исчез. Опять преждевременная остановка? Нет, факел тут же снова появился и оставался видимым в течение еще 4-5 секунд. Приборы отметили остановку двигателя только через 70,3 секунды после старта, однако ракета вела себя странно. Стрелки приборов прыгали безостановочно. Прежде чем замереть на одном месте, индикатор радиолокатора описал самые невероятные зигзаги. Счетно-решающий прибор дальномера предсказывал точку приземления... повсюду — на западе и на востоке, в пределах полигона и за ними. По последней полученной информации была определена высота — 112 км, однако эта цифра вызывала сомнения; на самом деле максимальная высота составила всего лишь 64 км. Никто не мог сказать, что случилось с ракетой.

Выяснение вопроса о том, что случилось, заняло несколько дней; были сопоставлены все измерения приборов и обследованы все обломки ракеты. Доктор Рольф Хэйвенс первым высказал предположение, что «Викинг» № 6 сделал петлю, и это было близко к истине. Перья стабилизатора нагрелись от трения о воздух, и одно из них согнулось и вышло из строя. Система управления не смогла компенсировать эту неисправность и перевела ракету в горизонтальный полет. Именно в этот момент наблюдателям показалось, что факел ракеты исчез. На самом же деле ракета двигалась вверх боком, быстро теряя скорость. Затем ракета каким-то образом выровнялась, однако спустя еще несколько секунд выключился двигатель.

В отличие от этого невероятного события история пуска ракеты «Викинг» № 7 выглядит просто скучно. Стендовое испытание состоялось 31 июля 1951 года, а 7 августа при пуске ракета достигла максимальной высоты в 219 км, рекордной не только для «Викинга», но и для всех жидкостных ракет того времени.

Ракета «Викинг» № 8 несколько отличалась от предшествующих ракет этого типа. Она имела диаметр 115 см и была короче (см. рис. 47). Кроме того, ее масса была распределена лучше, чем в первых ракетах «Викинг». Вследствие увеличения диаметра хвостового отсека бачок для перекиси водорода уже не нужно было обвивать вокруг турбины. Далее, подготовленный к запуску «Викинг» № 8, равно как и другие последующие ракеты этого типа, опирался при установке на стартовый стол не на перья стабилизатора, а на свое основание, и для его крепления требовалось всего лишь два ветровых болта.

Рис. 47. Ракеты «Викинг» № 7 и 8. Весовые характеристики ракеты «Викинг» № 8 даны в момент взлета

17 мая 1952 года ракета № 8 прибыла на железнодорожную станцию Оро Гранде, обслуживающую испытательный полигон Уайт Сэндз. 6 июня все было готово для проведения наземных испытаний при половинной заправке топливом. Двигатель запустился хорошо, однако через несколько секунд ракета начала раскачиваться. Через 13 секунд она внезапно отделилась от стенда и взлетела. Поскольку это были только наземные испытания, приборы для наблюдения за полетом оказались неподготовленными. В связи с этим никто не знал, где находится ракета, и команда об отсечке двигателя была послана лишь через 60 секунд. Минуту спустя уже на нисходящей ветви траектории ракета взорвалась, распавшись на куски на высоте 1,6 км. Максимальная высота этого полета составила около 6,5 км.

Со следующей ракетой (№ 9) было вообще очень много хлопот. При пробном запуске у нее вышла из строя система управления и поломались клапанные пружины. Затем дал трещину масляный резервуар пневмогидравлической системы. После того как все, казалось, было отремонтировано, сломался один из измерительных приборов. 15 декабря 1952 года ракета № 9 была наконец запущена и поднялась на 217 км. Телеметрические наблюдения показали, что к концу работы двигателя в баке еще оставалось более 225 кг жидкого кислорода, тогда как горючее оказалось израсходованным полностью.

25 мая 1953 года на Оро Гранде прибыл «Викинг» № 10, а 18 июня он уже прошел наземные испытания. Запуск его был назначен на 30 июня. Однако в этот день совершенно неожиданно испортился радиолокатор, и ракету, которая была спрессована и полностью заправлена, пришлось «выдерживать» на пусковом столе, в результате чего испарилось очень много кислорода. Пока пополняли запас кислорода, было решено использовать другой радиолокатор, правда, не столь чувствительный, но зато более надежный. Пусковой тумблер был включен только в 12 часов 20 минут дня. Тут же из турбины повалили клубы черного дыма, затем двигатель взорвался, и хвостовая часть ракеты разлетелась на куски. Пожар был потушен с помощью четырех брандспойтов, установленных вокруг пускового стола.

Много времени спустя, 7 мая 1954 года, ракету «Викинг» № 10 все же удалось запустить, и она набрала высоту 219 км. Зато 24 мая, всего лишь 17 дней спустя, «Викинг» № 11 взлетел на высоту 254 км, что явилось новым рекордом. «Викинг» № 12 был запущен 4 февраля 1955 года, но не мог подняться выше 231 км.

Наряду с ракетами «Викинг» на полигоне Уайт Сэндз испытывались и другие ракеты. Одной из них была «Консолилейтед Валти» 774 — ракета, очень похожая на «Фау-2», но имевшая несколько меньшие размеры (9,75 м) и трехперый стабилизатор, выполненный в виде коробчатого змея. Она в основном предназначалась для тренировочных занятий стартовых расчетов и для опробования систем питания и наведения, но могла быть использована и для исследования верхних слоев атмосферы, поскольку ее потенциальный потолок составлял 160 км. Впервые она была запущена летом 1948 года.

Другим образцом была небольшая ракета «Нэйтив»¹, изготовленная фирмой «Норт Америкен». Ее диаметр составлял 46 см, а высота 505 см; стартовый вес ракеты равнялся 560 кг. При пуске с вышки с помощью ускорителя на твердом топливе она могла подняться на высоту 15 км.

Кроме того, по «проекту Гермес» была разработана ракета под названием «Гермес» А-1. Внешне она в точности повторяла немецкую ракету «Вассерфаль», однако двигательная установка ракеты была существенно видоизменена. До настоящего времени о ракете «Гермес» А-1 опубликовано очень мало сведений, хотя известно, что летные испытания ракеты проходили «с переменным успехом»².

Осенью 1947 года в Уайт Сэндз появилась еще одна новая ракета — «Аэроби» (рис. 48). Начало ее созданию было положено в лаборатории прикладной физики Университета Джона Гопкинса. Работу финансировало артиллерийско-техническое управление ВМС США, непосредственно конструирование осуществлялось фирмой «Аэроджет» и «Дуглас Эркрафт». В ракете была использована компоновочная схема ракеты «ВАК-Капрал», то есть схема жидкостной ракеты со стабилизаторами и стартовым ускорителем на твердом топливе, но без системы наведения. Ракета «Аэроби» имела длину около 5,8 м и диаметр 381 мм.

Так же, как и в ракете «ВАК-Капрал», здесь применялись в качестве топливных компонентов анилин с примесью фурфурилового спирта и красная дымящая азотная кислота. Подача топлива в двигатель осуществлялась под давлением с помощью наддува баков гелием. Охлаждался двигатель за счет циркуляции топлива в рубашке камеры сгорания и сопла. Ускоритель длиной 1,8 м разгонял ракету до скорости 305 м/сек и затем сбрасывался, после чего вступал в действие маршевый двигатель, работавший на жидком топливе в течение 34 секунд. В момент прекращения работы двигателя ракета имела скорость 1250 м/сек и поднималась на высоту порядка 29 км, если траектория полета приближалась к вертикальной. Максимальная высота подъема ракеты при полезной нагрузке в 68 кг обычно составляла около 115 км. Вес полезной нагрузки колебался от 45 до 113 кг. Показания бортовых приборов ракеты передавались частично с помощью телеметрической системы, частично снимались после спасения приборного (носового) отсека.

К испытаниям на полигоне Уайт Сэндз ракета «Аэроби» была готова осенью 1947 года¹. После предварительного запуска трех макетов, 24 ноября 1947 года, была запущена первая ракета «Аэроби». Вследствие большого рысканья через 35 секунд полета пришлось отсечь двигатель по радио для того, чтобы избежать приземления ракеты за пределами полигона. В результате этого максимальная высота составила всего лишь 58 км. Второй пуск ракеты «Аэроби» состоялся 5 марта 1948 года и прошел весьма успешно. Приборы для измерения направленной интенсивности и углового распределения космических лучей были подняты на высоту 113 км, что дало возможность получить новые ценные данные. В апреле был осуществлен еще один запуск на такую же высоту. При этом удалось произвести замеры магнитного поля Земли. Четвертая ракета была оборудована серией аэрофотокамер и запущена 26 июля 1948 года. Полет и на этот раз протекал нормально; максимальная высота составила свыше 110 км. После возвращения пленки на землю было получено большое количество высококачественных фотографий больших участков земной поверхности и процесса формирования облаков в. нижних слоях атмосферы.

Поскольку в ходе этих первых испытаний ракета «Аэроби» показала достаточную надежность и потому, что она была конструктивно весьма несложной и не требовала больших производственных затрат, она быстро стала основной «тягловой силой» в работе по исследованию верхних слоев атмосферы.

Вначале кое у кого на этот счет имелись некоторые опасения; ведь ракета «Аэроби» не имела никакой системы управления, да и устойчивость ее обеспечивалась всего лишь тремя неподвижными перьями стабилизатора. Тем не менее из 24 ракет «Аэроби», запущенных до конца 1949 года, только 3 сбились с расчетной траектории, и только в одном случае (при первом пуске) пришлось использовать аварийную отсечку двигателя.

В марте 1949 года корабль-ракетоносец «Нортон Саунд» вышел в море, имея на борту ракету «Аэроби», которая, таким образом, опередила ракету «Викинг» при проведении «операции Рич». Так как пуск «Аэроби» осуществлялся с вышки, пришлось построить специальный образец пусковой установки башенного типа, предназначенный для пуска ракет с палубы корабля. Вышка для ракеты «Аэроби» на полигоне Уайт Сэндз имела высоту почти 43 м, причем длина рабочего участка составляла 27 м. Вышка же, установленная на ракетоносце «Нортон Саунд», имела в два раза меньшую высоту и, по-видимому, могла бы быть еще ниже. Шарниры в ее основании позволяли опускать вышку на палубу корабля. Ракета подавалась в лежащую на палубе вышку, подобно тому как подается в казенную часть орудия артиллерийский снаряд. Затем вышка с ракетой устанавливалась в вертикальное положение.

Первые три ракеты «Аэроби» были запущены в открытом океане у магнитного экватора. Примерно 9 месяцев спустя, в январе 1950 года, с того же самого корабля в северной части Тихого океана и у берегов Аляски были запущены еще две ракеты «Аэроби». В одном из этих рейсов с ракетой «Аэроби» случилось удивительное происшествие. По-видимому, в результате течи топлива через неплотно прилегающий клапан ракета самопроизвольно взлетела на 10 минут раньше намеченного срока и стала плавно набирать высоту, оставив незапущенный ускоритель в пусковой вышке. Операторы радиолокатора, оправившись от удивления, начали следить за ней и зарегистрировали высоту подъема около 30 км. Неисправный клапан, по-видимому, так и не открылся полностью, ибо вычисления, сделанные специально для этого случая, свидетельствовали о том, что ракета «Аэроби», запущенная без ускорителя, должна была подняться на вдвое большую высоту.

Температура и плотность верхних слоев атмосферы определяются различными способами. Можно установить приборы на аэростате и заставить их посылать на землю свои показания по радио. Можно снабдить ракету кумулятивными зарядами и взрывать их через определенные промежутки времени, измеряя при этом скорость звука, по которой рассчитывается температура воздуха. Можно также получить некоторые данные путем фотографирования метеоритов. Все эти способы применялись учеными, но результаты оказывались неодинаковыми.

Для устранения этого несоответствия решено было провести измерения различными способами в одно и то же время и в одном и том же месте, то есть на полигоне Уайт Сэндз. В качестве исследовательских ракет были выбраны «Викинг» № 6 и четыре ракеты «Аэроби». Дата и время пуска определялись необходимой плотностью ближайшего метеорного потока. Таким потоком были выбраны Геминиды, прохождение которых ожидалось в ночь с 11 на 12 декабря 1950 года. Эти астрономические сутки и были названы Т-днем. Войска связи армии США намеревались запустить аэростат; гарвардская группа, руководимая доктором Фредом Уипплом, установила свои приборы на станциях Донья-Анна и Соледад за горами Орган. Стэнфордский университет, впервые применивший радиолокацию для обнаружения метеоров, выслал свою группу в Аламогордо.

Ракета «Викинг» № 6 была оборудована многочисленными измерительными приборами для определения параметров самой ракеты, а все четыре ракеты «Аэроби» были снабжены гранатами. Запуск ракет «Аэроби» был намечен на 10 часов утра 11 декабря, 9 часов вечера того же дня, затем на 2 часа ночи 12 декабря и на полдень, то есть в конце «Т-дня». Первая ракета «Аэроби» из-за неисправностей поднялась на высоту всего лишь нескольких тысяч метров; запуск трех других ракет прошел успешно.

Большая простота в обслуживании и сравнительная дешевизна производства ракет «Аэроби» позволили в течение короткого периода времени построить очень много таких ракет. К маю 1955 года уже было запущено 60 ракет «Аэроби», а в октябре того же года они были использованы еще для одного научного эксперимента. На этот раз в ракете были установлены два стальных цилиндра, каждый из которых был наполнен термитом с примесью 900 г металлического натрия. Как известно, термит, состоящий из порошкообразного алюминия и окиси железа, выделяет при сгорании большое количество тепла и вместе с тем не дает никаких газообразных продуктов. Следовательно, термит мог превратить натрий в пар, не влияя при этом на полет ракеты. Пуск состоялся через 20 минут после захода солнца. Когда радиолокатор показал, что ракета достигла высоты 64 км, был послан радиосигнал для поджога термита. Пары натрия устремились через отверстия в носовой части ракеты наружу, вследствие чего на высоте примерно 110 км в атмосфере образовался вертикальный столб паров натрия высотой 48 км. Это было яркое зрелище: частицы натрия отражали свет Солнца, которое на этой высоте еще было над горизонтом, и придавали ему характерный блеск. Этот свет был виден из Амарилло (Техас), расположенного в 480 км от полигона. Под влиянием ветра столб быстро превратился в огромную букву «С», что как раз и являлось целью эксперимента, подтверждавшего наличие ветра на больших высотах.

Ракета «Аэроби», которая дала вспышку диаметром около 5 км на высоте 96 км над полигоном Уайт Сэндз 14 марта 1956 года, была использована для исследования другого явления природы. Известно, что на больших высотах солнечное излучение расщепляет молекулы кислорода на отдельные атомы. Эти атомы снова объединяются в молекулы и при этом выделяют небольшое количество энергии в виде квантов света. Вот почему иногда наблюдается слабое свечение ночного неба, весьма интересующее геофизиков и вызывающее раздражение у астрономов, особенно в тех случаях, когда им необходима многочасовая выдержка при фотографировании слабо светящихся небесных тел. Известно также, что окись азота действует как катализатор, способствуя быстрой рекомбинации молекул кислорода и оставаясь при этом в том же объеме. Обычно на больших высотах присутствие окиси азота ничтожно мало, поэтому в ракете «Аэроби» было поднято на высоту 96 км 9 кг окиси азота. Как только она была выпущена, все атомы кислорода, с которыми она вошла в контакт, объединились в молекулы. При этом возникла видимая с земли вспышка света, примерно в 15 раз превышающая по своим размерам диск Луны, но в два раза меньшая по интенсивности света.

В заключение необходимо сказать еще несколько слов о разработке ракеты «Аэроби». В 1952 году фирма «Аэроджет» обратилась к руководству ВВС и ВМС США с предложением о постройке еще более совершенной ракеты типа «Аэроби» за счет использования магния и нержавеющей стали марки «410». Предложение было принято, и началась разработка новой ракеты, которой было дано название «Аэроби-Хи». О ее существовании стало известно в апреле 1955 года, а первый пуск состоялся 2 мая 1956 года на полигоне Уайт Сэндз.

Ускоритель ракеты на испытаниях действовал нормально, однако топливный клапан системы питания не открылся. Ракета поднялась вверх на 3 км, но затем стала падать и при ударе о землю взорвалась. У второй ракеты, испытанной 8 мая, двигатель проработал 51 секунду, и отсечка топлива была произведена на высоте 24 км. Ракета подняла полезный груз весом 54 кг на высоту 187 км. Результаты пуска следующей ракеты (4 июня) оказались довольно обескураживающими; дело в том, что топливный клапан открылся, вероятно, только частично, поскольку двигатель не обеспечил необходимой тяги, и ракета поднялась на высоту всего лишь 59 км. Еще одна ракета «Аэроби-Хи», запущенная 29 июня, достигла высоты 262 км.

24 февраля 1949 года человек впервые шагнул в космос.

На испытательном полигоне Уайт Сэндз в 15 часов 14 минут по местному времени была запущена двухступенчатая ракета, первой ступенью которой являлась модифицированная ракета «Фау-2», а второй ступенью — ракета «ВАК-Капрал». Уже через минуту после старта она достигла высоты около 36 км и развила скорость примерно 1600 м/сек. Здесь «Фау-2» отделилась от «ВАК-Капрала», и тот продолжал подъем, значительно увеличив скорость. Через 40 секунд после включения своего двигателя «ВАК-Капрал» летел уже со скоростью примерно 2,5 км/сек. Пустая ракета «Фау-2» вначале поднялась еще выше (до 161 км), а затем начала падать. Когда через 5 минут после старта ракета «Фау-2» разбилась в пустыне в 36 км севернее стартовой позиции, ракета «ВАК-Капрал» все еще набирала высоту. Подъем продолжался еще около 90 секунд. Вершина траектории (402 км) была достигнута через 6,5 минут после старта.

На такой высоте в 1 см³ пространства содержится меньше молекул воздуха, чем в лучшем вакууме любой из наших лабораторий здесь, на «дне» воздушного океана. На этой высоте молекула воздуха, прежде чем столкнуться с другой молекулой, проходит расстояние в 8 км. Таким образом, ракета «ВАК-Капрал» практически достигла безвоздушного пространства.

Естественно, что после этого она начала падать. Точка падения ракеты оказалась в самой северной части полигона на расстоянии 135 км от стартовой позиции. Падение произошло через 12 минут после старта. Так как ракета «ВАК-Капрал» имела небольшие размеры, скорость ее встречи с поверхностью земли была очень высока. Понадобилось довольно много времени, чтобы найти ее, несмотря на то, что приборы радиолокационного слежения дали общее представление о районе ее падения. Лишь в январе 1950 года удалось обнаружить и извлечь остатки сильно разрушенной хвостовой части ракеты.

Описанный пуск был пятым из запланированных по «проекту Бампер», который входил составной частью в общую программу разработок, не вполне удачно названную «проектом Гермес». «Проект Бампер» предусматривал пуск восьми ракет «Фау-2», три пуска прошли успешно, два были отнесены к «частично успешным», а три окончились неудачей.

Конструкция ракеты «ВАК-Капрал» была далеко не совершенной. Сейчас можно вполне определенно указать на два слабых места этой ракеты. Теоретически вторая ступень должна была отделяться точно в момент израсходования нижней ступенью запаса топлива. В действительности же осуществить это было невозможно, так как ускорение ракеты «Фау-2» в последние секунды работы ее двигателя значительно превышало возможное начальное ускорение второй ступени, то есть ракеты «ВАК-Капрал». В наши дни эту проблему можно было бы решить путем установки промежуточной ступени на твердом топливе, создающей более высокое ускорение.

Следующей проблемой, о которой уже много говорилось в специальной литературе, являлось воспламенение топлива в двигателе второй ступени. Обычно в ракете «ВАК-Капрал» оба топливных компонента перемешиваются непосредственно в двигателе и воспламеняются самопроизвольно на высоте нескольких тысяч метров над уровнем моря, где давление окружающего воздуха еще близко к нормальному. Но на высоте 30 км, где происходит отделение второй ступени, давление окружающего воздуха фактически отсутствует. Это может привести к тому, что поступающее в камеру сгорания топливо быстро испарится и произойдет взрыв. Для того чтобы этого не случилось, в сопле двигателя устанавливается герметизирующая диафрагма, которая разрывается при запуске двигателя.

Целью «проекта Бампер» было не только изучение проблемы отделения второй ступени в двухступенчатой ракете с жидкостными двигателями, но и достижение максимально возможной высоты. Ракеты № 8 и 9 по программе пусков предназначались для проведения специального эксперимента, которым был «торжественно открыт» новый испытательный полигон во Флориде. Уже давно признавалось, что полигон Уайт Сэндз стал «тесен»; расстояние от стартовой позиции на нем до района падения снарядов не превышало половины дальности ракеты «Фау-2». Ракетный полигон большей протяженности можно было найти только на берегу океана. В мае 1949 года были начаты переговоры с английским правительством о том, чтобы создать станции наблюдения и слежения на Багамских островах. Одновременно для строительства стартовых позиций был выбран мыс Канаверал на восточном побережье Флориды¹.

Если провести прямую линию от мыса Канаверал в юго-восточном направлении, она пройдет через острова Большой Багама (около 320 км от стартовых позиций). Большой Абако (440 км), Эльютера (560 км), Кэт (640 км), а затем уйдет на многие тысячи километров в открытый океан. Не считая восточной оконечности Южной Америки, ближайшей землей по направлению запуска ракет является берег Юго-Западной Африки (рис. 49).

Однако для первых испытаний, проводившихся на мысе Канаверал по «проекту Бампер», надобности в пунктах наблюдения на Багамских островах не возникло. Ракеты запускались на сравнительно небольшую дальность. Основной целью этих запусков был вывод ракеты «ВАК-Капрал», на максимально пологую траекторию (рис. 50).

Новый испытательный полигон был настолько несовершенным, что долгое время самые простейшие и обычные на полигоне в Уайт Сэндз работы, например перевозка ракет из хранилища на стартовую позицию, представляли собой настоящие проблемы.

Рис.49. Флоридский испытательный полигон

Первый пуск ракеты с мыса Канаверал был намечен на 19 июля 1950 года. С самого утра неудача следовала за неудачей. Пока ракеты готовили к пуску, над морем патрулировали шесть самолетов, предупреждавших корабли и суда о возможной опасности. За несколько минут до пуска один из этих самолетов вдруг сделал вынужденную посадку. В результате кнопка пуска ракеты не была нажата своевременно, и, поскольку весь график оказался нарушенным, испытание пришлось отложить на несколько часов. Все приготовления были проделаны еще раз, но в назначенный срок вышла из строя часть электронного оборудования. Временный ремонт вызвал еще одну задержку. Наконец все было готово. Точно по расписанию сработало пиротехническое запальное устройство, приводя в действие двигатель предварительной ступени ракеты. Раздалась команда «Основная ступень, огонь!» Но ракета не поднималась. Тогда полковник Тернер, приехавший во Флориду с полигона Уайт Сэндз, решил, что отказал один из клапанов, и приказал произвести отсечку двигателя предварительной ступени. В этот день пуск не состоялся.



Рис.50. Типичные траектории полета ракет, запускавшихся по «проекту Бампер»

24 июля испытание повторили со второй ракетой. На этот раз все шло отлично: ракета поднялась, как было намечено, и быстро исчезла в тонкой пелене перистых облаков. Достигнув высоты 16 км, она начала выходить на наклонный участок траектории, чтобы продолжить полет в горизонтальной плоскости. В это же время ракета «ВАК-Капрал» отделилась от первой ступени, которая медленно снизилась и была подорвана на высоте 5км. Обломки «Фау-2» упали в море на расстоянии примерно 80км от стартовой позиции. Ракета «ВАК-Капрал», слишком маленькая для того, чтобы нести на себе приборы и подрывной заряд, упала в море в 320 км от мыса Канаверал.

Долгий опыт чтения лекций о ракетах привел меня к мысли о том, что в пусках ракет по «проекту Бампер» имеется одна особенность, на первый взгляд кажущаяся несколько странной. Почему двигатель ракеты «ВАК-Капрал» запускался на высоте всего лишь около 32 км, то есть сразу же по окончании работы двигателя ракеты «Фау-2»? Почему это не делалось, скажем, тогда, когда ракета «Фау-2» поднималась на максимальную высоту порядка 130 км? Оказывается, все дело заключалось в том, что ракета «ВАК-Капрал» никогда не запускалась без ускорителя, да она и не могла бы стартовать сама без посторонней помощи. Поэтому, если бы она была запущена в точке максимального подъема первой ступени («Фау-2»), она прибавила бы к максимальной высоте ракеты «Фау-2» (130-160) всего лишь 40-50 км. Причина же того, что ракета «ВАК-Капрал» в качестве второй ступени поднялась на высоту 402 км, заключалась в ее отрыве от первой ступени не тогда, когда последняя достигла максимальной высоты, а когда она двигалась с максимальной скоростью.

Почему?

Для ответа на этот вопрос нам придется несколько углубиться в область теории. Начнем хотя бы с того, что было известно в виде закона Тартальи на протяжении ряда столетий. В 1540 году итальянский математик и специалист в области фортификации Никколо Тарталья, которому приписывают честь изобретения артиллерийского угломера-квадранта, открыл закон, устанавливавший определенное соотношение между дальностью стрельбы и высотой траектории орудия. Он утверждал, что максимальная дальность полета снаряда достигается при стрельбе под углом 45° и что если высота траектории составит при этом 1000 м, то снаряд пролетит 2000 м.

Это простое соотношение в действительности несколько нарушается из-за сопротивления воздуха, но почти полностью сохраняет свою силу в двух случаях: при малой дальности стрельбы очень тяжелым снарядом, похожим на литые пушечные ядра времен Тартальи, и при сверхбольшой дальности стрельбы, когда почти весь полет снаряд совершает в среде, близкой по условиям к вакууму. Об этом говорят характеристики ракеты «Фау-2», максимальная высота подъема которой равнялась 160 км, а наибольшая горизонтальная дальность при высоте траектории около 80 км составляла примерно 320 км.

Никколо Тарталья установил это соотношение опытным путем; он не мог объяснить, почему, в частности, угол возвышения в 45° обусловливает максимальную дальность стрельбы. В наше время это явление объясняется очень просто. Дальность полета снаряда в безвоздушном пространстве(Х) определяется по формуле
где — начальная скорость снаряда, или скорость в конце активного участка траектории; — угол возвышения, или угол наклона траектории в конце активного участка.

Очевидно, имеет наибольшее значение при . Максимальное значение высоты траектории в безвоздушном пространстве (Y_m) выражается формулой
, а для вертикального выстрела — формулой

Для ракет высота траектории (Y_m) должна определяться от точки в конце активного участка траектории. Тогда суммарная высота траектории ракеты составит:

Закон Тартальи применяется и в настоящее время, но только для очень приблизительной оценки характеристик системы, так как по сути дела он ничего не объясняет.

Чем же определяется высота, достигаемая снарядом? Для простоты рассуждений остановимся вначале на особенностях полета обычного артиллерийского снаряда. Как показывают приведенные выше формулы, высота траектории снаряда при стрельбе в зенит определяется отношением скорости к силе земного притяжения. Очевидно, снаряд, покидающий ствол орудия со скоростью 300 м/сек, поднимается выше снаряда, имеющего дульную скорость 150 м/сек. В данном случае нас будет интересовать не столько высота подъема снарядов, сколько сам процесс их подъема и падения, а также их скорости в момент встречи с землей.

Представим себе теперь, что снаряды не испытывают сопротивления воздуха; тогда вполне законным будет утверждение, что снаряд, покинувший ствол орудия со скоростью 300 м/сек при стрельбе в зенит, упадет на землю, имея скорость 300 м/сек, а другой, обладавший дульной скоростью порядка 150 м/сек, будет при падении иметь скорость 150 м/сек. При этом оба снаряда достигнут различных высот. Если с этих же высот сбросить обычные бомбы, то их скорости при ударе о землю будут равны соответственно 300 и 150 м/сек.

Это положение может быть сформулировано таким образом: скорость, необходимая для достижения определенной высоты в безвоздушном пространстве, равна скорости, развиваемой телом при падении с этой высоты. Поскольку всегда можно вычислить скорость снаряда при падении с любой заданной высоты, нетрудно определить и скорость, которую нужно сообщить ему для достижения этой высоты. Вот несколько цифр, иллюстрирующих сказанное выше:

Высота падения, км	Скорость падения в момент встречи с землей, м/сек
51 204 458 813 1274	1000 2000 3000 4000 5000

Из этих цифр видно, что высоты растут гораздо быстрее, чем соответствующие им скорости. Так, высота, указанная во второй строке, в четыре раза больше высоты, отмеченной в первой, тогда как скорости разнятся между собой только в два раза. Поэтому для определения момента отделения ракеты «ВАК-Капрал» (вторая ступень) от первой ступени («Фау-2») важна была не столько достигнутая высота, сколько полученная ракетой скорость.

Следует, однако, заметить, что в приведенных цифрах не учитывается сопротивление воздуха, а также тот факт, что сила земного тяготения уменьшается с высотой (рис. 51). Если же рассматривать все эти явления применительно к ракетам, то окажется, что для них вовсе не важно, на какой высоте двигатель прекращает работу. Ниже приводятся данные, показывающие зависимость высоты подъема от скорости, для ракет с ускорением 3g; при этом учтено только изменение силы тяжести с высотой, а сопротивление воздуха в расчет не принято.

Максимальная скорость, м/сек	Высота подъема, км
1000 2000 3000 4000 5000	68 277 640 1310 1970

Если сравнить обе группы приведенных данных, то можно сделать один очень интересный вывод, а именно: при падении тела с бесконечной высоты его скорость при ударе о землю не может быть бесконечной. Эта скорость вполне поддается вычислению и составляет 11,2 км/сек.

Таким образом, при отсутствии сопротивления воздуха пушка, снаряд которой имеет дульную скорость 11,2 км/сек, могла бы выстрелить в бесконечность. Ее снаряд вышел бы из сферы земного притяжения. Поэтому скорость 11,2км/сек называют «скоростью убегания», или «второй космической скоростью».

Рис.51. Гравитационное поле Земли
Относительная сила поля показана кривой и группой пружинных весов (нижняя часть рисунка), на которых взвешиваются одинаковые металлические гири. Гиря, весящая на поверхности Земли 45кг, на расстоянии в половину земного диаметра будет весить только 11кг, на расстоянии в один диаметр — 5 кг и т. д. Общая площадь, ограниченная кривой, равна прямоугольнику, то есть действительное гравитационное поле равно полю, имеющему напряженность, отмечаемую у поверхности Земли, и простирающемуся на высоту одного земного радиуса

Рассмотрим в качестве иллюстрации техническую идею романа Жюля Верна «Из пушки на Луну». Она довольно проста: огромная пушка стреляет в зенит снарядом с дульной скоростью порядка 11,2 км/сек. По мере того как снаряд набирает высоту, скорость его непрерывно уменьшается под действием силы земного тяготения. В первое время эта скорость будет уменьшаться на 9,75 м/сек, потом на 9,4 м/сек, на 9,14 м/сек и т. д., становясь все меньше и меньше с каждой минутой.

Несмотря на то, что степень уменьшения скорости под воздействием силы земного тяготения непрерывно убывает, снаряд Жюля Верна израсходует весь запас скорости фактически только через 300 000 секунд полета. Но к этому времени он окажется — на таком расстоянии, где гравитационные поля Земли и Луны уравновешивают друг друга. Если в этой точке снаряду не хватит запаса скорости всего лишь в несколько см/сек., он упадет обратно на Землю. Но при наличии даже такого запаса скорости он начнет падать в направлении Луны. Еще через 50000 секунд он разобьется о поверхность Луны при скорости падения около 3,2 км/сек, затратив на все путешествие 97 часов 13 минут.

Вычислив заранее продолжительность этого полета, Жюль Верн нацелил свою пушку в расчетную точку встречи, то есть туда, где Луна должна была появиться через четыре дня после команды «Огонь!».

Несмотря на то, что исходные данные в романе очень близки к истине, технические детали осуществления грандиозного проекта либо недоработаны, либо весьма неопределенны. Так, в ствол гигантской «пушки», отлитой прямо в земле, закладывается произвольное количество пироксилина (181000 кг), причем автор полагает, что этого количества пироксилина будет достаточно для обеспечения снаряду дульной скорости 16 км/сек. В другом месте романа утверждается, что для снаряда с такой высокой начальной скоростью сопротивление воздуха не будет иметь значения, потому что, мол, на преодоление атмосферы уйдет всего лишь несколько секунд.

Последнее замечание аналогично утверждению, что броневая плита толщиной 1 м не сможет задержать 16-дюймовый снаряд, так как расстояние в 1 м он преодолевает за 0,001 секунды.

Если бы эксперимент с «пушкой» Жюля Верна был осуществлен на практике, то исследователи, вероятно, пришли бы в величайшее удивление, так как снаряд упал бы в 30 м от дула «пушки», поднявшись примерно на такую же высоту. При этом снаряд был бы сплющен, а часть его могла бы даже испариться. Дело в том, что Жюль Берн забыл о сопротивлении воздуха, встречаемом снарядом в 210-м стволе пушки. После выстрела снаряд оказался бы между двумя очень горячими и чрезвычайно мощными поршнями, то есть между бешено расширяющимися газами пироксилина снизу и столбом нагретого при сжатии воздуха сверху. Разумеется, все пассажиры такого снаряда были бы раздавлены огромной силой ускорения снаряда.

Кроме того, сомнительно, чтобы такая «пушка» вообще могла выстрелить. Как-то на досуге Оберт и Валье вычислили более точно предположительные характеристики «пушки» Жюля Верна. Они пришли к удивительным результатам. Оказывается, снаряд должен был изготовляться из высококачественной стали, например вольфрамовой, и представлять собой сплошное твердое тело. Калибр снаряда определялся в 1200 мм, а его длина составляла 6 калибров. Ствол пушки должен был иметь длину до 900м и вкапываться в гору вблизи экватора так, чтобы дульный срез находился по меньшей мере на высоте 4900 м над уровнем моря. Перед выстрелом необходимо было бы выкачать воздух из ствола, а дульное отверстие закрыть достаточно прочной металлической мембраной. При выстреле снаряд сжал бы остатки воздуха и последний сорвал бы мембрану в момент достижения снарядом дульного среза.

Через несколько лет после Оберта фон Пирке вновь рассмотрел эту проблему и пришел к выводу, что даже такая «лунная пушка» не смогла бы выполнить задачу посылки снаряда на Луну. Фон Пирке «увеличил» высоту горы на 1000 м и «установил» в стволе дополнительные заряды, но и после этого нельзя было с уверенностью сказать, осуществима ли постройка такого орудия и хватит ли на это тех средств, которые страна может ассигновать по бюджету на проведение обычной войны.

Короче говоря, выстрелить из пушки в космос через такую атмосферу, какую имеет Земля, и через такое гравитационное поле, как наше, невозможно. Другое дело — Луна: там действительно можно было бы использовать подобную «пушку», и снаряд ее, испытывая меньшую силу тяготения и не преодолевая атмосферы, конечно, мог бы долететь до Земли.

На Земле же законы природы больше благоприятствуют ракетам, чем снарядам. Крупные ракеты, как правило, поднимаются медленно, пока не достигают больших высот, и только тогда начинают набирать скорость. И хотя ракета преодолевает такую же силу земного тяготения, как и снаряд, а может быть, даже и большую, поскольку ей приходится выдерживать борьбу с этой силой в течение более продолжительного подъема, сопротивление воздуха для нее при достаточно крупных размерах не является столь уж серьезным препятствием.

Техническая идея Жюля Верна была идеей использования «грубой силы». Позднее для преодоления силы земного тяготения была выдвинута другая теория, основанная на более «легком» методе. Она впервые была изложена Гербертом Уэллсом в его романе «Первые люди на Луне»; здесь используется вещество, названное «каворитом», которое якобы не только не поддается воздействию силы тяготения, но и создает «гравитационную тень», то есть пространство, где эта сила отсутствует.

В настоящее время мы знаем о законах земного тяготения весьма немного. Известно, например, что сила тяготения уменьшается пропорционально квадрату расстояния от тела, создающего «гравитационное тяготение». На рис. 51 графически показано, как изменяется сила тяготения в зависимости от расстояния. Математики, со своей стороны, подсказывают нам, что это уменьшение связано с законом геометрии, по которому площадь сферы пропорциональна квадрату ее радиуса. Разумеется, эта характеристика силы тяготения не является исключительной и у нее должны быть многие другие особенности. В этом плане мы гораздо больше знаем о том, какими качествами тяготение не обладает. Так, например, установлено, что сила тяготения не зависит от вида имеющейся материи; на нее не влияют свет и тень, электричество и магнетизм, ультрафиолетовые и рентгеновские лучи, а также радиоволны; ее невозможно экранировать.

Поэтому вполне понятно то обстоятельство, что все попытки объяснить природу силы земного тяготения до сих пор были неудачными. «Классическим» можно, однако, назвать объяснение, которое еще в 1750 году предложил некий Ле Саж из Женевы. Согласно этому объяснению, вся вселенная заполнена «ультраземными корпускулами», двигающимися с большой скоростью и создающими постоянное давление на поверхности всех тел. Это давление, по мнению Ле Сажа, прижимает человека к поверхности Земли. Если бы в наше время кто-либо выдвинул такую гипотезу, ему пришлось бы ответить на вопрос о том, куда же тогда исчезает тепло, которое возникает при ударе корпускул о тела, но в 1750 году еще не был открыт закон сохранения энергии.

Гипотеза Ле Сажа признавалась в течение многих десятилетий, но в дальнейшем было установлено, что корпускулы должны проникать через любое твердое тело, теряя при этом скорость. По этой причине эффект экранирования можно измерить хотя бы по спутникам Юпитера. Но все исследования говорили, что такого эффекта, не существует.

Когда этой проблемой заинтересовался Альберт Эйнштейн, он решил искать вокруг себя какое-либо сходное трудно объяснимое явление природы и вскоре нашел его. Это была инерция и главным образом — центробежная сила. Эйнштейн утверждал, что человек, находящийся во вращающейся круглой комнате, окажется в определенном «инерциальном поле», которое заставляет его переместиться от центра комнаты к периферии. При этом сила инерции бывает тем большей, чем дальше оказывается человек от центра вращения. Далее Эйнштейн заявлял, что «гравитационное поле» эквивалентно «инерциальному», обусловленному определенной сменой координат, но больше он ничего не объяснял.

Смысл предположения Эйнштейна состоит в том, что тяготение, вероятно, не является самостоятельной «силой», как это обычно понимают. Но тогда не может быть и никаких экранов от тяготения. Если же все-таки тяготение связывается с общим понятием «силы», тогда правомочно выдвинуть гипотезу об экранировании этой силы, как сделал Г. Уэллс в своем романе. Но тогда мы придем к еще более странному парадоксу.

Точки кривой на рис. 51 являются точками гравитационного потенциала. Он имеет определенное значение на поверхности Земли и уменьшается по мере удаления от нее. На каком-то «бесконечном» расстоянии от Земли гравитационный потенциал равен нулю. Для того чтобы переместить тело из точки с более высоким потенциалом в точку с меньшим потенциалом, необходимо совершить определенную работу. Например, чтобы поднять тело весом в 1 кг на высоту в 1 м, требуется усилие, равное 1 кГм — килограммометру (единица работы, принятая в метрической системе мер). Чтобы поднять тело весом в 1кг до такой высоты, где гравитационный потенциал равен нулю, необходимо совершить работу порядка 6378·10³ кГм, а эта работа эквивалентна высвобождению всей кинетической энергии тела весом 1 кг, разогнанного до второй космической скорости.

Теперь предположим, что «каворит» Уэллса создает нулевой потенциал. Следовательно, человеку, который ступит на лист каворита, придется при этом преодолеть полный гравитационный потенциал Земли. Допустим, что человек весит 75 кг. Тогда мускулы его ног должны будут произвести работу, равную всего-навсего... 6378·10³·75 = 47835 — 10⁴ кГм! И это за один только шаг, ибо расстояние не имеет никакого значения; важна лишь разница в потенциалах. Таким образом, отважный путешественник оказывается в весьма затруднительном положении: либо его мускулы не выдержат такой непомерной нагрузки и он не сможет войти в космический корабль, либо его мускулы каким-то чудом вынесут это испытание, но тогда сам корабль будет ему не нужен, так как с подобными мускулами он сможет прыгнуть прямо на Луну.

Говорят, в Соединенных Штатах имеется лаборатория, работающая над проблемой антитяготения, но о подробностях ее работы ничего неизвестно. Безусловно, было бы интересно узнать, какие теории и принципы положены в основу этих исследований и можно ли уже сейчас говорить о какой-то общей отправной точке в этой области науки. Ведь все выдвигавшиеся до сих пор объяснения силы тяготения, очевидно, следует считать неправильными, ибо если мысль Эйнштейна верна, то она закрывает все пути для исследований.

Поэтому условимся пока ориентироваться на ракеты как на наиболее реальное средство преодоления земного тяготения. Чтобы понять сущность полета ракеты в космос, решим такой гипотетический пример. Допустим, что мы задались целью поднять какой-то полезный груз весом Х кг на высоту 1300 км над уровнем моря. Из таблицы на стр. 244 видно, что для подъема на эту высоту ракета должна развить скорость более 4 км/сек.

Если бы нужно было создать ракету специально для достижения этой высоты, то решение вопроса о ее вероятных габаритах следовало бы отложить до тех пор, пока не будут решены все остальные проблемы. Размеры ракеты сами по себе не являются показателями ее возможностей, за исключением того, что более крупная ракета будет, вероятно, и более мощной. Центральным же вопросом здесь явится определение рациональной относительной массы ракеты, то есть соотношения между массой ракеты в стартовом положении и массой ракеты после израсходования ею всего топлива. Начальная масса ракеты в момент старта (m₀) складывается из массы самой ракеты(m_p), массы полезной нагрузки (m_п) и массы топлива (m_т). Конечную массу ракеты в момент израсходования топлива (m₁) образуют масса самой ракеты (m_р) и масса полезной нагрузки (m_п), а отношение m₀/m₁— как раз и является относительной массой ракеты.

Известно, например, что в ракете «Фау-2» m_р составляла 3т, m_п была равна 1 т, а m_т доходила до 8 т. Следовательно, начальная масса «Фау-2» равнялась 3 + 1 + 8 = 12 т. Конечная же масса составляла 3 +1 = 4 т, а относительная масса — 3 : 1.

Следующим нашим шагом, вероятно, должно быть определение относительной массы, необходимой для достижения ракетой скорости 4 км/сек. Однако здесь мы встречаемся с довольно интересной проблемой. Оказывается, существует очень много ответов на этот вопрос. Теоретически относительная масса, необходимая для сообщения ракете скорости 4км/сек, может быть произвольной, так как она зависит от скорости истечения продуктов сгорания топлива. Достаточно изменить значение этой скорости, и мы получим другое значение относительной массы. Поэтому пока мы не определим скорость истечения продуктов сгорания, мы не сможем найти и наиболее рациональную относительную массу ракеты. При этом нужно помнить, что любое конкретное значение скорости истечения даст только однозначный ответ, соответствующий принятому условию. Нам же нужно получить решение в общем виде.

Решение этой дилеммы чрезвычайно просто. Оно основано на использовании в качестве эталона измерения любой скорости истечения продуктов сгорания. Для этого нам необходимо знать всего лишь одну вещь — относительную массу, при которой ракете может быть сообщена скорость, равная скорости истечения продуктов сгорания. При более высокой скорости истечения мы получим более высокую скорость, а при небольшой — соответственно более низкую скорость ракеты. Но какими бы ни были эти скорости, относительная масса ракеты, которая необходима для сообщения ей скорости, равной скорости истечения, должна быть постоянной.

Скорость ракеты принято обозначать через v, а скорость истечения продуктов сгорания — через с. Чему же в нашем примере должна быть равна относительная масса при v = с? Оказывается, она равна 2,72:1, иными словами, ракета со стартовым весом в 272 условные единицы должна иметь вес в 100 единиц при достижении скорости, равной скорости истечения ее продуктов сгорания. Это число уже упоминалось нами и представляет собой известную каждому математику постоянную е = 2,71828183.., или округленно 2,72.

Именно такое общее решение мы и искали. Записанная в в виде формулы, эта зависимость максимальной скорости ракеты от скорости истечения продуктов сгорания и относительной массы ракеты выглядит так:

С помощью этой формулы можно легко определить, какую относительную массу пришлось бы иметь, если бы скорость ракеты нужно было увеличить в два раза по сравнению со скоростью истечения¹. Подставляя в формулу значение v = 2с, получаем относительную массу, равную квадрату е, то есть приблизительно 7,4:1. Соответственно, ракету с такой относительной массой можно разогнать до скорости 3 с.

В нашем примере для подъема ракеты на высоту 1300 км требуется развить скорость всего 4км/сек, а это примерно в два раза больше скорости истечения продуктов сгорания ракеты «Фау-2». Поэтому ракета при скорости истечения газов такой, как у ракеты «Фау-2», и относительной массе 7,4: 1 должна подняться на высоту порядка 1300 км.

Показанная нами зависимость теоретически правильна, но требует некоторого уточнения на практике. Она полностью справедлива только для безвоздушного пространства и при отсутствии гравитационного поля. Но при взлете с Земли ракета должна преодолевать как сопротивление воздуха, так и силу земного тяготения, имеющую переменное значение. Ракета «Фау-2» с относительной массой 3:1 должна иметь поэтому более высокую скорость, чем скорость истечения газов ее двигателя (2 км/сек). Вместе с тем ее действительная максимальная скорость равнялась всего лишь 1,6 км/сек. Эта разница возникает из-за сопротивления воздуха и тяготения и бывает неодинаковой у разных ракет.

Так, например, небольшая пиротехническая ракета развивает скорость, равную 2-3% теоретической максимальной скорости. Ракета «Фау-2» разгонялась до скорости, составляющей 70% максимальной расчетной. Чем больше ракета, тем меньше разница между этими двумя значениями; ракета, способная выйти из сферы земного притяжения, вероятно, будет иметь до 95% максимальной расчетной скорости.

Все это говорит о том, что высокие значения скорости полета ракеты можно получить или за счет увеличения скорости истечения продуктов сгорания, или благодаря выбору большей относительной массы, однако предпочтительнее использовать оба эти фактора. Увеличение относительной массы ракет всецело зависит от уровня развития ракетной техники, тогда как повышение скорости истечения продуктов сгорания является главным образом проблемой химии. Чтобы дать общее представление о том, чего можно ожидать в этом отношении от некоторых применяемых в настоящее время топливных смесей, ниже приводятся их основные характеристики, полученные опытным путем¹.

Из этих топлив с наибольшей тщательностью исследовался нитрометан, представляющий собой так называемое монотопливо, поскольку в нем содержатся и горючее и окислитель. Широкого применения это топливо не нашло, так как специалисты считают его взрывоопасным при толчках и ударах. Последняя смесь — кислорода с водородом — проверялась от случая к случаю и требует дальнейших исследований, но уже сейчас можно сказать, что она не является идеальным ракетным топливом, несмотря на предположительно высокие скорости истечения продуктов сгорания, обеспечиваемые ею. Так, температура жидкого кислорода превышает точку кипения жидкого водорода на целых 70°С, в связи с чем обращение с жидким водородом и сохранение его в смеси весьма затруднительно. Другой недостаток состоит в том, что водород даже в жидком состоянии очень легок и, следовательно, должен занимать большой объем, а это ведет к увеличению размеров баков и общего веса ракеты.

В настоящее время в качестве ракетных топлив широко применяются спирт, анилин и гидразин. Параллельно ведутся работы и с другими химическими соединениями, однако общее впечатление, складывающееся при анализе формул указанных веществ, сводится к тому, что с точки зрения содержания энергии и характеристик горения наибольший прогресс, кажется, достигнут в области совершенствования окислительной части топливных смесей.

Одной из весьма перспективных идей в этом направлении можно назвать предложение о замене жидкого кислорода жидким озоном, который представляет собой кислород, имеющий в каждой молекуле по три атома в отличие от обычного, двухатомного, кислорода. У него более высокий удельный вес; в баллоне, обычно содержащем 2,7 кг жидкого кислорода, можно поместить почти 4,5 кг жидкого озона. Точка кипения жидкого кислорода -183°С, а жидкого озона -119°С. Помимо более высокой плотности и точки кипения, озон имеет еще одно преимущество, которое заключается в том, что разложение жидкого озона происходит с выделением очень большого количества тепла. Дело в том, что атомы обычного кислорода могут сгруппироваться в молекулы озона только при поглощении энергии порядка 719 г/кал, что и наблюдается при грозовых разрядах и облучении ультрафиолетовыми лучами. Если же озон используется в качестве окислителя, то в процессе сгорания топлива он снова превращается в молекулярный кислород, освобождая при эгом поглощенную им энергию. Расчеты показывают, что топливо, окисленное озоном, обеспечило бы получение скорости истечения газов примерно на 10% большей, чем при окислении того же топлива кислородом.

Однако все эти преимущества в настоящее время теряют свое значение вследствие того, что жидкий озон весьма неустойчив и при небольшом перегревании может превращаться в кислород со взрывом. Наличие же в нем каких-либо примесей, равно как и соприкосновение с некоторыми металлами и органическими веществами, только ускоряет этот процесс. Возможно, конечно, в природе есть такое вещество, которое сделало бы озон безопасным, но поиски подобного антикатализатора пока что не увенчались успехом.

Все перечисленные нами компоненты топлива (перекись водорода, азотная кислота, озон и некоторые неупоминавшиеся соединения азота, например NO₄) являются носителями кислорода и обеспечивают сгорание путем окисления горючего кислородом. Однако химикам известен еще один вид горения, в котором активным элементом служит не кислород, а фтор. Вследствие своей чрезвычайно большой активности, фтор в течение долгого времени оставался мало известным науке. Хранить это вещество даже в условиях лаборатории было невозможно; он «прожигал» стенки контейнеров и легко разрушал все, с чем входил в соприкосновение. Сейчас в исследовании свойств фтора достигнуты большие успехи. Обнаружено, например, что соединения урана и фтора являются весьма стойкими и не вступают в реакцию даже с чистым фтором. Благодаря полученным химиками новым веществам сейчас можно сохранять чистый фтор в течение длительного периода времени.

Жидкий фтор представляет собой желтую жидкость, кипящую при температуре -187°C, то есть на 4°С ниже точки-кипения кислорода; его удельный вес несколько превышает удельный вес жидкого кислорода и равен 1,265 (удельный вес кислорода 1,15). В то время как чистый жидкий фтор активно реагирует с жидким водородом, окись его (F₂O) не столь активна и потому может оказаться полезной и вполне приемлемой в качестве окислителя в ракетных двигателях.

Таким образом, поскольку размеры топливных баков зависят от плотности и энергетических показателей компонентов топлива, относительная масса ракеты в определенной степени зависит и от применяемой топливной смеси. Основная задача конструктора заключается в том, чтобы подобрать такое топливо, при котором стартовый вес ракеты был бы минимальным. Возможности же уменьшения веса баков и двигателя довольно ограниченны. Единственным перспективным в этом отношении узлом ракеты является турбонасосный агрегат. В настоящее время система подачи топлива для турбонасоса и выработки парогаза включает в себя бачки для перекиси водорода и перманганата, а также парогазогенератор и систему клапанов и трубопроводов. Все это можно было бы исключить, если бы удалось использовать для работы агрегата основное топливо ракеты. Этот вопрос решается сейчас путем создания таких турбин, которые могут работать при значительно более высоких температурах, чем та, которая считалась предельной 10 лет назад. В случае необходимости такая турбина могла бы работать на переобогащенной топливной смеси, чтобы температура горения оставалась в пределах допустимого. При этом часть топлива неизбежно терялась бы, но эти потери были бы все же меньше веса турбонасосного агрегата.

Тепловая энергия отработанных газов турбины, состоящих из паров воды и спирта, а также из углекислого газа, могла бы использоваться в теплообменнике для выпаривания некоторого количества кислорода с целью создания наддува в баке окислителя. После охлаждения в теплообменнике газы отводились бы обратно в бак горючего для создания наддува там. В результате этого конденсированные пары спирта попадали бы обратно в свой бак. Небольшое количество конденсированной из паров воды практически не снизило бы калорийности топлива, а углекислый газ мог бы быть использован для увеличения наддува.

Рассмотренные мероприятия могут лишь незначительно улучшить характеристики ракеты; самое же главное состоит в том, что для подъема на высоту 1300 км ракета должна иметь относительную массу порядка 7,5:1. А это требует принципиально нового решения многих инженерных вопросов. Таким решением является создание многоступенчатых ракет, первыми образцами которых были германская ракета «Рейнботе» и американская — «Бампер».

При осуществлении «проекта Бампер» в основу был положен принцип комбинирования уже существующих ракет.

Это решение дает ряд значительных практических преимуществ; в частности, отсутствует необходимость ждать разработки каждой ступени системы; рабочие характеристики ракет, как правило, бывают уже известны, да и к тому же подобная система стоит гораздо дешевле. Но в этом случае получается такая ракета, в которой ступени имеют различные относительные массы. И так как эти ступени работают на разных топливах, они показывают различные скорости истечения продуктов сгорания. Расчет характеристик многоступенчатой ракеты довольно сложен, но мы несколько упростим его, взяв за основу двухступенчатую ракету, в которой обе ступени работают на одном и том же топливе и имеют одинаковые относительные массы (каждая 2,72:1). Допустим также, что эксперимент проводится в безвоздушном пространстве и при отсутствии какого-либо гравитационного поля. Первая ступень сообщит нашей ракете скорость, равную скорости истечения (1с), а вторая — удвоит ее (2с), так как конечная скорость второй ступени будет равна удвоенной скорости истечения. При одноступенчатой схеме для этого потребовалось бы создать ракету с относительной массой 7,4: 1, а это не что иное, как с³, или 2,72 X 2,72. Из этого следует, что во многоступенчатой ракете конечная скорость соответствует максимальной скорости разгона одноступенчатой ракеты с относительной массой, равной произведению относительных масс всех ступеней.

Зная это, можно довольно легко подсчитать, что запуск на высоту 1300 км должен осуществляться двухступенчатой ракетой, в которой каждая ступень имеет относительную массу 3:1. Обе ступени должны работать на этиловом спирте и жидком кислороде при скорости истечения порядка 2км/сек, на уровне моря. При этом первая ступень практически вообще не сумела бы развить скорость, равную скорости истечения, так как в реальных условиях ей пришлось бы преодолевать тяготение и сопротивление воздуха, зато вторая ступень, не имеющая дела с этими отрицательными моментами, смогла бы развить скорость, близкую к удвоенной скорости истечения продуктов сгорания. Чтобы представить себе, какие размеры должна была бы иметь такая ракета, предположим, что полезная нагрузка второй ступени весит 9 кг. Тогда все весовые характеристики получат следующий вид (в кг):

Полезная нагрузка второй ступени Вес корпуса второй ступени	9 81
Итого	90
Вес топлива второй ступени Полный вес второй ступени Вес корпуса первой ступени	180 272 1996
Итого	2268
Вес топлива первой ступени	4536
Стартовый вес ракеты	6804

Этот вес почти равен весу ракеты «Викинг» № 11, которая достигла высоты 254 км, имея полезную нагрузку в 374 кг, что значительно превышает вес второй ступени в нашем примере.

Двадцать лет назад ученые с большим жаром обсуждали две проблемы; сможет ли ракета выйти за пределы земной атмосферы и будет ли она в состоянии преодолеть силу земного притяжения. При этом высказывались опасения, что ракета за очень короткий промежуток времени разовьет слишком большую скорость и потратит подавляющую часть своей энергии на преодоление сопротивления воздуха. Сегодня большинство этих опасений можно считать беспочвенными; ракеты уже не раз выходили из пределов земной атмосферы. Практика показала, что стоит только ракете на оптимальном режиме достичь тропопаузы, как будут устранены почти все препятствия для ее дальнейшего движения вверх. Это объясняется тем, что атмосферный слой, лежащий ниже тропопаузы, содержит 79% всей массы воздуха; стратосфера охватывает 20% массы, а в ионосфере рассеяно менее 1% всей массы воздуха.

Степень разреженности воздуха в верхних слоях атмосферы еще лучше иллюстрируется средней длиной свободного пробега молекул воздуха. Известно, что на уровне моря в 1см³ воздуха при +15°C содержится 2,568 X 10¹⁹ молекул, которые постоянно находятся в быстром движении. Так как молекул очень много, они часто сталкиваются между собой. Среднее расстояние по прямой, которое молекула проходит от одного до другого столкновения, называется средней длиной свободного пробега. Этот параметр не зависит от скорости движения молекулы, а следовательно, и от температуры среды. На уровне моря средняя длина свободного пробега молекул воздуха равна 9,744 X 10^-6см, на высоте 18 км она уже достигает 0,001 мм, на высоте 50 км составляет 0,1мм, а в 400 км от Земли она приближается к 8 км.

На еще больших высотах понятие средней длины свободного пробега молекул теряет всякое значение, так как воздух здесь перестает быть непрерывной средой и превращается в скопление молекул, двигающихся вокруг Земли по независимым астрономическим орбитам. Вместо сплошной атмосферы на этих высотах отмечается область «молекулярных спутников», которую астрофизики называют «экзосферой».

В верхних слоях атмосферы встречаются зоны высоких температур. Так, на высоте 80 км температура составляет 350°С. Но эта весьма внушительная на первый взгляд величина выражает по сути дела только то, что молекулы воздуха здесь перемещаются с очень большой скоростью. Нагреться же до такой температуры, оставаясь здесь в течение недолгого времени, попавшее сюда тело не может, как не могут погибнуть от жары люди, находящиеся в просторном сарае, в одном углу которого висит лампочка с нитью накала, раскаленной до нескольких тысяч градусов.

В специальной литературе не раз поднимался вопрос об отыскании такой «оптимальной скорости» ракеты, которая была бы достаточной для преодоления сопротивления воздуха и силы земного тяготения, но не настолько большой, чтобы вызвать перегрев ракеты. Практика показывает, что этот вопрос практического значения не имеет, так как крупные жидкостные ракеты, двигающиеся довольно медленно в нижних слоях атмосферы, не могут иметь ускорений, которые обеспечили бы их разгон даже до «оптимальной скорости» на этом участке траектории. К моменту достижения этой скорости ракеты, как правило, оказываются за пределами нижних слоев атмосферы и не подвергаются больше опасности перегрева.

Несколько лет назад появились первые большие ракеты на твердом топливе, которые вызвали в ходе их разработки необходимость изменения многих уже установившихся норм проектирования ракет. Национальный консультативный комитет по авиации (НАКА) провел для этого ряд исследований с целью выбора наиболее приемлемых форм для корпуса, хвостового оперения, крыльев ракет, предназначенных для полетов на больших скоростях. Были построены и запущены с двигателями на твердом топливе опытные модели, полезные нагрузки которых были так велики, а время работы двигателей столь непродолжительно, что опасность превышения «оптимальной скорости» почти не появлялась. В дальнейшем ракеты на твердом топливе, особенно ракета «Дикон», стали применяться для научных исследований, и прежде всего для исследований космических лучей.

Космические лучи представляют собой быстро движущиеся элементарные частицы (главным образом протоны). Когда такая частица приближается к Земле, магнитное поле Земли отклоняет ее, и может случиться так, что она вообще не попадет в атмосферу. В самых верхних слоях атмосферы протоны сталкиваются с атомами кислорода или водорода, в результате чего возникают качественно новые космические лучи, которые в технике называются «вторичными» в отличие от пришедших из космоса, то есть «первичных». Максимальная плотность космических лучей наблюдается на высоте около 40 км, где вторичные лучи еще не успевают поглотиться атмосферой.