вернёмся к началу?

О НЕКОТОРЫХ РАБОТАХ ПО РАКЕТНОЙ ТЕХНИКЕ В СССР В ПЕРИОД 1931-1938 гг. А. И. Полярный (СССР)

Начало работ (1931—1934)

В 1931 г. автором доклада была сделана попытка разработать метеорологическую ракету с пороховым двигателем для зондирования атмосферы (рис. 1). Работал я тогда в НИИ Гражданского воздушного флота.

Конструкцией предусматривалось, что после подъема ракеты до заданной высоты (6000 м) срабатывает дистанционное устройство. В результате происходит отделение нижней части ракеты от верхней и освобождение парашюта. Метеорограф записывает данные о состоянии атмосферы при спуске. В дальнейшем предполагалось передавать эти данные на Землю при помощи радиосигналов.

Было установлено оптимальное давление в двигателе с учетом зависимости его веса, удельной тяги и высоты подъема от давления. Оптимальным оказалось давление 30—40 атм. Диаметр ракеты составлял 60 мм, длина 1000 мм. Были определены требования к заряду с торцовым горением. Реализовать эту конструкцию не удалось в связи с моим переходом в Институт авиационного моторостроения (ИАМ), в группу Ф.А.Цандера. Тем не менее позднее, параллельно с другими работами, была сделана попытка создать заряд для подобных пороховых двигателей с торцовым горением (с повышенной скоростью горения).

Можно было ожидать, что пористый заряд с флегматизированной поверхностью мелких, равномерно распределенных в нем каналов при постоянном давлении будет сгорать с постоянной и притом более высокой линейной скоростью, чем обычный заряд; предполагалось, что такое нормированное объемное горение заряда не будет переходить во взрывное горение и детонацию.

Флегматизатором служила алюминиевая пудра. С нею смешивали мелкие стружки бездымного пороха. Из этой смеси прессовались шашки диаметром 15 мм и примерно такой же длины. Для определения линейной скорости горения шашки ее помещали в специальную бомбу с мембранным датчиком давления и фотозаписью показаний давления на вращающемся барабане. Скорость горения шашки в бомбе (при давлении 50 атм) была постоянная. В зависимости от процентного содержания алюминиевой пудры (0,5—8,0%), температуры смеси при прессовании (от 0 до +40°) и давления прессования ( не более 100 атм) линейную скорость горения можно было менять в пределах от 2 до 600 мм/сек. Повторность результатов была удовлетворительной.

В конце 1931 г. я участвовал в организационном собрании Центральной группы изучения реактивного движения (ЦГИРД) и встретился с Цандером; поговорив со мной, он пригласил меня к себе на работу. Вначале она проходила в ИАМе. Под руководством Цандера я занимался термодинамическими расчетами ракетного двигателя, выполнял отдельные конструкторские работы и проводил эксперименты с двигателем ОР-1, являвшимся прототипом жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). После недолгого пребывания в ИАМе наша группа, переименованная в бригаду, переехала в помещение ГИРДа, начальником которого был назначен С. П. Королев. Одним из направлений работ бригады Цандера было создание ракетного двигателя ОР-2 на жидком кислороде для ракетоплана РП-1; при этом предусматривалось создать ЖРД, накопить опыт по управлению ЖРД в летных условиях, а в дальнейшем исследовать возможности создания составного ракетного самолета с выходом в космос последней ступени (идея Цандера). Другим направлением работы бригады было создание ракеты на жидком кислороде, получившей обозначение ГИРД-Х. Конструкции двигательной установки ОР-2 и ракеты ГИРД-Х, опубликованы в сборнике трудов Ф. А. Цандера.

Мне приходилось вести расчетные, конструкторские и экспериментальные работы как по двигателю ОР-2, так и по ракете ГИРД-Х. Первый пуск двигателя ОР-2 состоялся 18 марта 1933 г.; из-за прогара сопла двигатель был выключен через несколько секунд после пуска.

Для увеличения продолжительности работы двигателя ОР-2 были проведены исследования по применению огнеупорных покрытий сопла и камеры сгорания (корунд, магнезит, искусственный и естественный графит и др.) с одновременным улучшением системы наружного охлаждения. Для камеры покрытие из корунда оказалось вполне пригодным, а сопло с этим покрытием быстро разрушалось.

К середине августа 1933 г. испытания показали, что наилучшей является футеровка из естественного графита — при отсутствии в нем прожилок других минералов. Двигатель, футерованный таким графитом (рис. 2), работал 35—40 сек. с незначительной эрозией критического сечения сопла.

Вскоре после смерти Цандера (28 марта 1933 г.) начальником бригады был назначен Л. К. Корнеев. Запуск ракеты ГИРД-Х состоялся 25 ноября 1933 г. (рис. 3).

К концу августа 1934 г. Корнеевым, мною и Л. С. Душкиным независимо от созданного к этому времени Реактивного научно-исследовательского института (РНИИ), был разработан эскизный проект ракеты КПД-1 на жидком кислороде и этиловом спирте (рис. 4). Подача жидкого кислорода в двигатель достигалась выдавливанием из бака под действием газообразного кислорода, образовавшегося в результате частичного испарения жидкого кислорода. Для интенсификации испарения жидкого кислорода был применен теплообменник — змеевик, расположенный внутри кислородного бака; по змеевику протекал кислород, нагревавшийся предварительно при прохождении по рубашке камеры двигателя. Подача спирта осуществлялась при помощи воздушного аккумулятора давления.

Рис. 3. Пуск ракеты ГИРД-Х

Техническая характеристика
ракеты КПД-1

Габариты ракеты, мм:
диаметр	400
длина	3300
Стартовый вес, кг	220
Полезный груз, кг	50
Вес топлива, кг	75
Тяга, кг	550
Расчетная дальность полета, км	12

Из-за отсутствия необходимых средств реализовать эту ракету не удалось.

Ракета Осоавиахима (1934—1935)

В 1934—1935 rr. Осоавиахимом была поставлена задача — создать простейшую ракету на жидком топливе, которую можно было бы использовать в метеорологии. Мною совместно с Э. П. Шептицким была разработана такая ракета, работающая на жидком кислороде и этиловом спирте (рис. 5, 6); подача жидкого кислорода из бака достигалась в ней самодавлением, за счет частичного испарения; другой топливный бак на ¹/₃ был заполнен спиртом, на ²/₃— сжатым воздухом, под давлением которого спирт поступал в камеру сгорания, когда открывался кран.

При содействии Осоавиахима, его актива (В. А. Сытина, И. А. Меркулова, К. К. Федорова, Н. Н. Краснухина и др.) была изготовлена ракета и построен стенд для ее испытаний. Вначале на стенде отработали двигатель, а к середине 1935 г. и всю ракету в целом довели до заданных характеристик.

	Рис. 4. Схема ракеты КПД-1 па жидком кислороде и этиловом спирте
	Рис. 5. Схема ракеты Осоавиахима на жидком кислороде и этиловом спирте: 1 — устройство для открывания парашюта; 2— парашют; 3 — бак окислителя; 4 — бак горючего; 5 — двигатель

Техническая характеристика ракеты Осоавиахима:

Габариты ракеты, мм.
диаметр	126
длина (со стабилизаторами)	1700
Стартовый вес, кг	10
Полезный груз, кг	0,5
Вес топлива, кг	2,4
Тяга, кг	40—25
Время работы двигателя, сек	14
Давление, атм:
в спиртовом баке	25—16
в камере сгорания	13—10
Расчетная дальность полета (под углом), км	6,0
Расчетная высота полета по вертикали, км	5,0

Расход жидкого кислорода при испытании двигателя ракеты измерял специально разработанный поплавковый записывающий прибор (рис. 7). Одной из основных его частей являлся поплавок со стержнем и шайбой на конце. На крышке кислородного бака имелась закрытая сверху трубка, в которую входил (через отверстие в крышке) стержень поплавка. К внутренней стенке трубки пружиной прижималась пластинка с закопченной бумажной лентой, поворачивавшаяся вокруг вертикальной оси; длина пластинки равнялась глубине опускания поплавка. При испытании двигателя укрепленный снаружи трубки электромагнит периодически поворачивал пластинку с закопченной лентой, прижимая ее к диску поплавка:
в результате диск оставлял отметку на ленте. После испытания она обрабатывалась шеллачным спиртом для закрепления записи и расшифровывалась.


Работа в КБ-7

Ракеты Р-03 и Р-06

С августа 1935 г. я стал работать заместителем начальника только что организованного Конструкторского бюро № 7 по жидкостным ракетам (КБ-7), начальником которого был назначен Л. К. Корнеев. Перешли в КБ-7 Э. П. Шептицкий, возглавивший конструкторское подразделение, П. И. Иванов (начальник аэродинамической группы), высококвалифицированные механики М. Г. Воробьев, А. С. Раецкий, а также ряд других специалистов. Одной из первых задач организованного КБ-7 явилось создание испытательной станции для отработки узлов ракеты и всей ракеты в целом с учетом последних достижений измерительной техники в смежных областях.

Рис. 6. Схема двигателя ракеты Осоавиахима

Рис. 7. Поплавковый прибор для записи расхода жидкого кислорода

Испытательную станцию (рис. 8) составили: железобетонная башня для огневых испытаний; отсеки для баков с компонентами топлива, баллонов с воздухом, компрессора и другого оборудования; пультовая; помещение для сборки ракет; электротехническая, а затем и керамическая лаборатория и некоторые подсобные помещения. Станция была спроектирована Военно-инженерной академией им. В. В. Куйбышева и построена в течение шести месяцев.

На испытательной станции наряду с визуальными замерами параметров ракет по приборам применялась их фотокиносъемка, а также запись показаний осциллографом.

КБ-7 совместно с научно-исследовательскими и учебными институтами был разработан и изготовлен целый ряд приборов, например:

1. Динамометр с емкостным датчиком для измерения тяги (при участии Механико-машиностроительного института им. Баумана).

Рис. 8. Испытательная станция КБ-7. Общий вид и разрез огневого бокса: 1 — огневой бокс; 2 — шахта для выхода отработанных газов

Рис. 9. Схема датчика для дистанционного замера давления

Рис. 10. Схема подвески бака на мессдозе (датчик давления) для дистанционного определения: веса жидкого кислорода в баке во время испытания двигателя 1 — месс доза; 2 — бак с жидким кислородом

Рис. 11. Схема ротаметра с дистанционным замером расхода горючего (а) и включением аппарата для телепередачи показаний ротаметра (б): 1 — датчик; 2 — сельсин

Рис. 12. Схема огневого испытания двигателя на стенде КБ-7 в 1937 г. (до установки перископа): 1 — огневой бокс; 2 — шахта для выхода отработанных газов; 3 — отсек для жидкого кислорода; 4 — отсек для спирта; 5 — отсек для спектрографических измерений; 6 — отсек для сжатого азота и воздуха

Рис. 13. Пульт управления и приборов для визуального замера и фотокиносъемки ла испытательной станции КБ-7

2. Емкостные датчики давления (рис. 9) и мессдозы, при помощи которых определяли изменение веса кислородных баков во время испытаний (рис. 10).

3. Ротаметр для дистанционного замера расхода горючего (рис. 11). В этом приборе при движении поплавка перемещался и связанный с ним плунжер из железа Армко, который находился в закрытой снизу трубке, являвшейся продолжением корпуса ротаметра. Трубка была помещена в трех последовательно расположенных катушках трехфазного тока; при движении поплавка плунжер вызывал сдвиг фаз, что регистрировал установленный на пульте аппарат и записывал осциллограф. Ротаметр создан при участии Всесоюзного энергетического института.

4. Перископ ПЕР-1 со шкалой для определения размеров пламени и приспособлением для замера углов. Он позволял проводить наблюдения за работой двигателя непосредственно из пультовой трем лицам. Увеличение составляло до +2,5 (перископ был создан и смонтирован на стенде КБ-7 Ленинградским оптическим институтом в 1938 г.).

Оснащение испытательной станции оборудованием и приборами велось настолько быстрыми темпами, что мы могли начать испытания на стенде со второй половины 1936 г. (рис. 12, 13).

Еще до организации КБ-7 Корнеев занимался отработкой ракеты Р-03; а я — ракеты Осоавиахима, впоследствии получившей обозначение Р-06. Попытка запуска весной 1936 г. этой ракеты, прошедшей стендоные испытания в Осоавиахиме, показала нормальную работу двигательной установки, хорошее взаимодействие всех частой ракеты. Однако механизм отделения ракеты от стендового ручного устройства открытия топливных кранов при больших скоростях ее движения в пусковом станке оказался ненадежным.

Первой задачей КБ-7 являлась доводка ракет-Р-03 и Р-06 до летных испытаний. Большую роль в обеспечении надежности пуска ракет сыграла разработка пироклапанов прямого и пробивного действия (рис. 14, 15). При применении пироклананов пробивного действия исключалась возможность попадания раскаленных газов в полость трубопровода, заполненного взрывоопасной смесью. Для воспламенения электрозапала достаточно было силы тока 0,08 а. Перед пуском ракеты обязательно проводилась дистанционная проверка электрозапала.

Рис. 14. Схема пироклапана прямого действия: 1 — электрозапал; 2 — обратный клапан; 3 — мембраны

Рис. 15. Схема пироклапана пробивного действия: 1 — мембрана; 2 — пробойник; 3 — пружина; 4 — пирозапал

Рис. 16. Схема бортового дистанционного манометра контактного типа Рис. 17. Схема бортового дистанционного манометра реостатного типа

Пуск двигателя осуществлялся в два этапа: вначале двигатель работал на пусковом режиме, а затем, через установленный промежуток времени переходил на основной. Для герметизации топливной системы ракеты применялись мембраны, тарированные на определенное давление разрыва.

Для дистанционного наблюдения за изменением давления в топливных баках при запуске ракеты и для автоматического включения отдельных ее элементов применялись миниатюрные манометры контактного и реостатного типов (рис. 16, 17), выполнявшие одновременно функции реле давления. Эти приборы, а также электрозапалы для пироклапанов изготовляла электротехническая лаборатория КБ-7 (Е. М. Курило). Система пироклапанов, тарированных разрывных мембран, реле давления и реле времени, включенных в единую электросистему, позволила полностью автоматизировать пуск ракеты. Для подготовки ракет к пуску и его осуществления на полигоне была организована передвижная мастерская на автомашине и смонтирован передвижной пульт на автоприцепе.

С проведением таких мероприятий в короткий срок были выпущены чертежи ракет Р-03 и Р-06 для производства, проведена продувка моделей в аэродинамической трубе Центрального аэрогидродинамического института (ЦАГИ), изготовлены серии этих ракет и проведены необходимые испытания их на стенде.

Рис. 18. Схема ракеты Р-03 на жидком кислороде и этиловом спирте: 1— воздушный аккумулятор давления; 2— бак горючего; 3 — бак окислителя; 4 — двигатель

Ракета Р-03 в окончательном варианте представлена на рис. 18.

Техническая характеристика ракеты Р-03:

Габариты ракеты, мм диаметр длина Стартовый вес, кг Вес топлива, кг Тяга, кг Время работы двигателя, сек Расчетная дальность полета, км

200 2600 34 12,5 120 21 8,5

Ракета Р-06 по основным данным не отличалась от ракеты Осоавиахима (см. рис. 5, 6). Изменения, внесенные в конструкцию этой ракеты при изготовлении серии, ограничились заменой пусковой арматуры и применением двухступенчатого включения двигателя вместо растянутого по времени одноступенчатого.

С начала 1937 по февраль 1938 г. под разными углами к горизонту были запущены десять ракет Р-03 и девять ракет Р-06 (рис. 19). Устойчивость их в полете в значительной степени зависела от скорости и направления ветра. Максимальная дальность при полете под углом ракеты Р-03 составила ~ 6000 м, ракеты Р-06 — ~ 5000 м.

Рис. 19. Ракета Р-06 в полете
Научно-исследовательские работы
по улучшению конструкции ракет

С 1936 г. параллельно с доводкой ракет Р-03 и Р-06 в КБ-7 проводились научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы по совершенствованию основного агрегата ракет — двигателя, а также по улучшению топлива и обеспечению устойчивости ракет в полете.

Исследования показали, что наиболее надежную систему зажигания горючей смеси создает применение многоискровой свечи, смонтированной на трубке, по которой подается водород в камеру сгорания во время запуска. Это устройство вводилось в камеру сгорания со стороны сопла.

Работа по изысканию теплозащитных покрытий сопла и камеры проводилась совместно с Харьковским огнеупорным институтом. В 1937 г. в КБ-7 была создана керамическая лаборатория (начальник лаборатории М. Ю. Голлендер). Для внутренней части сопла была изготовлена керамика из химически чистой окиси магния с длительным обжигом по специальной программе. У таких сопел во время работы двигателя в течение 60—90 сек. критический диаметр сопла увеличился на 0,5—1,5 мм.

Наряду с применением в двигателе керамики разрабатывались и цельнометаллические охлаждаемые конструкции двигателей. Охлаждаемое сопло в большинстве случаев имело многозаходную винтовую нарезку, которая вместе с наружной оболочкой сопла составляла каналы для прохождения охлаждающей жидкости (см., например, рис. 26). Был спроектирован, изготовлен и испытан на стенде опытный двигатель с соплом, имевшим оболочку из спаянных витков трубки квадратного сечения. Разрабатывались также цельнометаллические двигатели с гладкой поверхностью стенок со стороны зазора для прохождения охлаждающей жидкости (Ф. Л. Якайтис).

Исследовалась проблема горения топлива в ракетном двигателе, уточнялись характеристики продуктов сгорания различного топлива. Институт химической физики (Я. Б. Зельдович и Д. А. Франк-Каменецкий) разработал для КБ-7 методику расчета I — S-диаграмм продуктов сгорания топлива с учетом последних данных по диссоциации. Согласно проведенным в КБ-7 совместно с институтом исследованиям полноты сгорания топлива в двигателе методом химического анализа при принятых объемах камеры сгорания полнота сгорания топлива вначале растет (что, по-видимому, связано с влиянием стенок камеры), а потом становится постоянной и держится на сравнительно высоком уровне. Результаты испытаний показали равновесность истечения продуктов сгорания спирта с кислородом.

Для решения специальных вопросов смесеобразования и горения в ракетном двигателе потребовалось более точно знать, как изменяются состав продуктов сгорания и температура в различных участках камеры. По заданию КБ-7 Украинский физико-технический институт (УФТИ) разработал методику определения температуры и состав продуктов сгорания в различных участках камеры сгорания с помощью спектрального анализа изменением интенсивности спектральных линий свободных радикалов С—С, С—Н, СН—О, O—Н, а также СО₂, Н₂О, СО и различных окислов азота в диапазоне спектра от 2811 Ằ(для свободного гидроксила ОН) до 147800 Ằ(для CO₂). Температуру предполагалось определить по полосе 3064 Ằ, принадлежащей свободному гидроксилу, для которой достаточно точно были известны факторы интенсивности.

Вначале КБ-7 провело предварительные спектрографические исследования продуктов сгорания на двигателе с кварцевыми окнами. Для более глубокого исследования были заказаны в Ленинградском оптическом институте спектрографы: один — кварцевый (позволявший снимать спектр от 2100 до 7000 Ằ с дисперсией в области 3000 Ằ, не превышавшей 5 Ằ/мм), другой — с флюоритовой оптикой для инфракрасной части спектра.

По заданию КБ-7 УФТИ изучал возможность получения горючего, обогащенного (в жидком состоянии) водородом при сверхвысоком давлении (от 5000 атм) с последующим замораживанием и охлаждением до низких температур; предполагалось, что последующее снижение давления при низкой температуре горючего не вызовет сильного выделения из него водорода.

Для этих исследований и других экспериментов было разработано более 25 типов двигателей.

Проблема устойчивости ракет в полете была рассмотрена на варианте вращающейся жидкостной ракеты Р-04 (рис. 20) диаметром 160 мм, длиной 1100 мм. Тяга составляла 45 кг. Подача компонентов топлива достигалась выдавливанием парами кислорода. Перед стартом вращением пускового станка ракета раскручивалась до 2000 об/мин. Установленные в носовой ее части четыре пороховые шашки позволяли дополнительно раскручивать ракету в полете. Ракета была изготовлена, и проходила стендовые испытания.

Рис. 20. Схема жидкостной вращающейся ракеты Р-04: 1- пороховые шашки для дополнительного вращения ракеты в полете; 2— бак горючего; 3 — бак окислителя; 4 — двигатель

Рис. 21. Схема жидкостной ракеты АНИР-5 (с гироскопом, жестко связанным с корпусом ракеты)

Исследования устойчивости ракеты в полете путем применения гироскопа, жестко связанного с ее корпусом (предложение П. И. Иванова), проводились при консультации академика А. Н. Крылова на ракете-АНИР-5. Она представляла собой ракету Р-06, в которой был смонтирован гироскоп и соответствующим образом изменены стабилизаторы (рис. 21). Перед стартом гироскоп раскручивался до 19 тыс. об/мин; уменьшение числа оборотов происходило медленно (через 7 мин. скорость вращения падала до 4500 об/мин.). Длина пускового станка равнялась длине ракеты. Для проверки устойчивости АНИР-5 при вертикальном полете были изготовлены шесть ракет. Летные испытания ракеты АНИР-5 позволили установить, что при определенных условиях применение гироскопа, жестко связанного с корпусом ракеты, может обеспечить удовлетворительную устойчивость ее в полете.

Расчеты показали, однако, что при увеличении размеров ракеты такое обеспечение ее устойчивости не столь экономично (в весовом отношении), как в конструкции АНИР-6, где применен гироскоп с приводом на рули. Была разработана методика расчета и выполнены чертежи модели АНИР-6 для продувки в аэродинамической трубе ЦАГИ.

Вопрос обеспечения устойчивости ракет в полете путем сообщения им большой скорости при выходе с пускового станка, а также способы открывания парашюта исследовались на пороховой ракете Р-07м с различными площадями оперения. Было проведено шесть пусков ракеты Р-07м по вертикали. Испытания показали, что при оптимальном подборе площади оперения и скорости выхода с пускового станка не менее 40—50 м/сек ракета имеет удовлетворительную устойчивость в полете.

На ракете Р-07м испытывались способы открывания парашюта с применением:

1. Бикфордова шнура, воспламеняющегося от нити накаливания при старте (механизм открывания срабатывает через определенный промежуток времени).

2. Бикфордова шнура, воспламеняющегося от пистона, когда срабатывает ударник вследствие ускорения ракеты во время старта (парашют раскрывается через определенный промежуток времени).

3. Гироскопа, замыкающего контакт пирозапала при отклонении ракеты от вертикали на 50° (открытие в зависимости от положения ракеты).

Третий способ оказался наиболее надежным для раскрытия парашюта после достижения ракетой максимальной высоты.

Одним из вариантов жидкостной ракеты, отличавшейся повышенной скоростью на выходе из пускового станка, могла быть ракета с комбинированным, порохо-жидкостным двигателем (предложение В. С. Зуева). Такой двигатель М-17 (рис. 22) был разработан КБ-7 и испытан на стенде. В этом двигателе вначале сгорает пороховой заряд. Одновременно выгорают заглушки, закрывающие выходное отверстие форсунок. При окончании горения порохового заряда, когда давление подачи жидких компонентов выше, чем давление в камере сгорания, двигатель с порохового режима переходит на жидкостный. На жидкостном режиме выгорает деревянная решетка, которая ранее поддерживала пороховой заряд.

Рис. 22. Комбинированный (порохо-жидкостной) двигатель М-17: 1— форсунки окислителя и горючего; 2— керамическая футеровка; 3 — заряд твердого топлива; 4 — деревянная диафрагма

Рис. 23. Реле направления: 1 — линза; 2 — матированное стеило; 3 — крестовина из тонкой листовой латуни; 4—фотоэлементы

Рис. 24. Макет камеры сгорания микродвигателя с разрядником

Одной из задач исследований по обеспечению устойчивости ракеты в полете являлась разработка автоматического управления ракеты ЭНИР-7, движущейся в пучке инфракрасных лучей. Это осуществлялось при помощи фотоэлектрического устройства (в качестве датчика), установленного на ракете, и исполнительного механизма из четырех микродвигателей, создававших необходимое реактивное действие при срабатывании фотоэлектрического устройства.

По заданию КБ-7 УФТИ (Р. Н. Гарбер) разработал: фотоэлектрическое устройство, реагировавшее на положение ракеты по отношению к направлению луча прожектора и препятствовавшее уходу ракеты в сторону, усилитель, искровой разрядник, источник тока.

Фотоэлектрическое устройство состояло из реле направления и ограничителя выхода ракеты из светового потока. Диаметр опытного реле направления (рис. 23) — 18 мм, длина — 60 мм. Линза реле направления собирала свет в фокусное пятно, которое падало на матированное стекло. Матовой поверхностью стекло лежало на крестовине из тонкой листовой латуни. В четырех квадрантах помещено по фотоэлементу. Если направление луча света совпадало с осью реле направления, то центр фокусного пятна совмещался с точкой пересечения лезвий крестовины и освещение всех четырех фотоэлементов было одинаковым. При отклонении оси реле направления от направления светового луча фокусное пятно смещалось в сторону какого-либо фотоэлемента и возникший фототок давал команду исполнительному механизму.

Ограничитель выхода из луча состоял из четырех фотоэлементов, расположенных на концах стабилизаторов. В качестве фотоэлементов применялись фотосопротивления (талофиды), внутреннее сопротивление которых в темноте составляло 10 мгом, а при освещенности 2 лк падало до 5 мгом. Для усиления фототоков применялась схема однокаскадного усилителя. Каждая из четырех частей системы управления имела самостоятельную анодную цепь, в которую включался разрядник.

Камеры сгорания микродвлгателей исполнительного механизма (рис. 24) были изготовлены из материала с малой магнитной проницаемостью. Топливом являлась смесь из газообразного кислорода и газообразного водорода. Эта смесь легко воспламеняется от искры в широком диапазоне соотношения компонентов.

Компоненты вводились в камеру сгорания через трубки 1, продукты сгорания выходили по каналу 12 выхлопа газа. Камера сгорания имела два молибденовых электрода 9 и 10, впаянных в пробку 8 из молибденового стекла. С камерой сгорания пробка 8 соединялась посредством накидной гайки 11. К электроду 9 крепилась пружина 3, снабженная якорем 4 из мягкого железа п платиновым контактом 7, а к электроду — 10— второй платиновый контакт 2. Сбоку в корпус свечи зажигания были введены железные наконечники 5 электромагнита 6, который включался в анодную цепь последовательно с контактом 7 и шунтировался конденсатором (электролитическим) емкостью 2 мкф. Когда поступал импульс и срабатывали электроклапаны впуска топлива, одновременно пли на какую-то долю секунды позднее электромагнит притягивал сердечник, разрывая контакт: проскакивавшая искра воспламеняла горючую смесь. При этой схеме (без трансформатора, индуктора и т. п.) было достигнуто устойчивое зажигание топлива, причем лампы получали питание от анодной батареи в 160 в, сила тока составляла~ 5 ма.

Ракета Р-05 с высотой подъема 50 км

До того как были получены результаты отмеченных выше исследовательских и опытно-конструкторских работ, КБ-7 приступило к созданию стратосферного варианта ракеты с высотой подъема 50 км. Он предназначался для Геофизического института АН СССР. Директор этого института академик О. Ю. Шмидт к ракете Р-05 проявлял большой интерес. При его непосредственном участии обсуждались такие вопросы, как параметры ракеты, приборы, устанавливаемые на ракете, и их характеристики, ход выполнения работ по реализации объекта и др. В этой ракете Р-05 (рис. 25) уменьшение веса конструкции достигалось за счет подачи компонентов топлива (спирт и жидкий кислород) при помощи порохового аккумулятора давления (ПАД).
Рис. 25. Схема ракеты Р-05 с высотой подъема 50 км: 1 — устройство для открывания парашюта; 2 — парашют; 3 — приборы; 4 — бак горючего;
5- ПАД; 6-бак окислителя; 7-двигатель; 8-стартовые пороховые двигатели (сбрасываемые)

---

Рис. 26.
Схема двигателя М-29е для ракеты Р-05
1 — форсунка;
2 — футеровка;
3 — охлаждаемое сопло

При первых запусках устойчивость ракеты в полете предполагалось обеспечить увеличением ее начальной скорости вылета из станка до 40— 50 м/сек путем дополнительной работы при взлете двух стартовых пороховых двигателей, которые отделялись от ракеты после окончания их работы.

Техническая характеристика ракеты Р-05

Габариты ракеты, мм: диаметр длина Стартовый вес (без ускорителей), кг Полезный груз (с парашютом), кг Вес топлива (спирт с жидким кислородом), кг Тяга, кг Время работы двигателя ракеты, сек Полный импульс двух стартовых ускорителей, кг·сек

200 2250 55 4 30 175 37 1250

На ракете были размещены фиксатор ФТИ-5, комплексная установка ДТУ-1 и другие приборы.

Фиксатор ФТИ-5 — миниатюрный аппарат для автоматического фотографирования через определенные промежутки времени земной поверхности при спуске. Фотоаппарат был разработан и изготовлен по заказу КБ-7 Ленинградским оптическим институтом.

Установка ДТУ-1 представляла собой комплекс, куда входили два барометра (769—15 мм и 15—0,5 мм рт. ст), безынерционный термометр, акселерометр, манометр для измерения давления в двигателе, шифрующее и распределительное устройство, часовой механизм, источник электропитания и миниатюрный радиопередатчик. Показания измерительных приборов шифровались специальными механизмами для периодических передач на Землю в виде радиосигналов.

На Земле сигналы ДТУ-1 поступали в приемно-дешифрующую установку, которая состояла из радиоприемника, шоринофона и дешифрующего устройства. Шоринофон регистрировал звуковые сигналы ДТУ-1 на пленку. Установка ДТУ-1 была создана но закалу КБ-7 Главной геофизической обсерваторией гидрометслужбы (проф. П. А. Молчанов) и весила 1,5 кг.

При участии Астрономического института им. П. К. Штернберга КБ-7 разработало фотодальномер для определения траектории полета ракеты и установления места ее падения во время ночных полетов с применением пороха, оставляющего след при горении. Фотодальномер состоял из четырех блоков фотоаппаратов, размещаемых в пунктах, намеченных геодезической разбивкой. Траектория полета должна была определяться фиксированием на фотопластинку светящегося следа горения шашек, установленных на ракете, с последующей обработкой этих пластинок.

Для ракеты Р-05 был предназначен двигатель М-29е (см. рис. 26), успешно прошедший стендовые испытания с заданными параметрами на протяжении не менее 50 сек. Продолжительность действия ПАДа, отработку которого проводил А. Б. Ионов, составляла 40—42 сек.

В 1939 г. при комплексных испытаниях двигателя с ПАДом и топливными баками, имевшими ту же конструкцию, что и рабочие баки ракеты, но меньшего объема, характеристики двигателя на основном режиме (тяга, давление в ПАДе, баках и камере сгорания, а также секундный расход компонентов топлива) были близки к заданным (рис. 27).
Рис. 27.
График изменения параметров ракеты Р-95 с ПАДом при комплексных стендовых испытаниях:
1— тяга; 2— давление в камере;
3 — давление в пороховом аккумуляторе; 4 — секундный расход жидкого кислорода;
5 — давление в кислородном баке;
6 — секундный расход спирта;
7 — давление в спиртовом баке

В КБ-7 разрабатывался также вариант ракеты Р-05 (Р-05г) для полета под углом к горизонту.

Ракета Р-10 с высотой подъема 100 км

Для дальнейшего увеличения высоты поъема небольших ракет (при отсутствии возможности в КБ-7 создавать крупногабаритные ракеты) в 1938—1939 гг. была спроектирована составная ракета Р-10 (рис. 28) с высотой подъема 100 км при стартовом весе 100 кг. Эта ракета представляла собой комплекс из жидкостных ракет первой и второй ступеней и двух спаренных пороховых разгонных двигателей.
Рис. 28.
Схема составной ракеты Р-10 с высотой подъема 100 км:
1 — вторая ступень ранеты; 2 — бак горючего; 3 — ПАД;
4 -Бак окислителя; 5 — двигатель (2—5 — узлы первой ступени)

Уменьшение веса ракет первой и второй ступеней достигалось применением ПАДа для подачи компонентов топлива в камеру сгорания.

Способ обеспечения устойчивости ракеты Р-10 в полете предполагалось выбрать после получения данных пуска ракеты Р-05 с пороховым разгоном, результатов испытаний системы автоматического управления ракеты (АНИР-6) при помощи гироскопа с приводом на рули и экспериментальной проверки автоматического управления ракеты (ЭНИР-7), двигавшейся в пучке инфракрасных лучей прожектора с применением фотоэлектрического устройства.

Техническая характеристика составной ракеты Р-10

Первая ступень Диаметр ракеты, мм Стартовый вес, кг Вес топлива (спирт с жидким кислородом), кг Время работы жидкостного двигателя, сек Тяга, кг Скорость, м/сек: в конце работы разгонных двигателей вместе с жидкостным двигателем в конце работы первой ступени Высота подъема при разъединении первой и второй ступеней ракеты, км Вторая ступень Диаметр ракеты, мм Стартовый вес, кг Полезный груз, кг Вес топлива (спирт с жидким кислородом), кг Вес порохового заряда в комбинированном двигателе, кг Время работы комбинированного двигателя на жидких компонентах, сек Время сгорания порохового заряда, сек. Тяга при работе двигателя на жидких компонентах, кг Скорость в конце работы двигателя ракеты, м/сек Высота подъема ракеты в момент окончания работы двигателя, км

320 88 45 60 160 250 560 21,2 126 12 0,5 4,2 1,3 24 2,58 35 1113 39,6

Предусматривалось, что запуски этой ракеты позволят:

1. Получить значительную высоту подъема ракеты при сравнительно небольших затратах.

2. Выявить наиболее целесообразный способ обеспечения устойчивости ракеты в полете на высоту до 100 км.

3. Отработать разъединение первой и второй ступеней ракеты и спуск на парашюте с больших высот.

*

*

*

После проведения серий запусков ракет Р-05 и Р-10 можно было перейти к разработке крупногабаритных ракет со значительно большей дальностью полета, с большим полезным грузом.
ЛИТЕРАТУРА И ИСТОЧНИКИ

1. Протоколы испытаний по двигателю ОР-2 (1932—1934 гг.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 2. 2. Переписка и расчеты по ракете КПД-1 (1934 г.). Архив АН СССР., разр. 4, on. 14, д. 52. 3. Ракета системы Корнеева Л. К. Расчеты и переписка, фотоснимки (1935 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 55. 4. Испытание отдельных узлов по ракете Р-06 (1936 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 58. 5. Протоколы испытаний по Р-03 (отдельных деталей п узлов). Протоколы летных испытаний. Общий вид Р-03 (1937 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 59. 6. Расчеты ракеты Р-07 (1937 г.). Архив АН СССР, разр. 4. on. 14. д. 60. 7. Отчеты и акты летных испытаний по Р-06 и Р-03 в г. Ленинграде и г. Павлограде (1937—1938 гг.). Архив АН СССР, разр. 4. on. 14, д. 61. 8. Расчеты ракеты Р-05 (1938 г.). Архив АН СССР, разр. 4, оп. 14, д. 62. 9. Расчет ракеты Р-05 (1938 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 63. 10. Расчеты ракеты Р-05 (1938— 1939 гг.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 64. 11. Протоколы летных испытаний ракеты АПИР-5 (1938—1939 гг.). Архив АН СССР, разр. 4, оп. 14, д. 65. 12. Расчет составной ракеты Р-10 (1938—1939 гг.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 66. 13. Расчет ракеты Р-05 (1939 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 67. 14. Технические условия по Р-05 (объект 602), (1939 г.). Архив АН СССР, разр.4,on. 14. д.69. 15. Ракета Р-04. Расчет. Общий вид (1937 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 70. 16. Переписка по приборам КБ-7 (1939 г. ). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 119. 17. Разная переписка по приборам (1939 г. ). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 120. 18. Переписка н-ка КБ-7 с 1936 по 1939 г. Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 150. 19. Технический отчет по работам КБ-7 за 1938 г. Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 153. 20. Расчеты по испытательной станции КБ-7 (1937 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 174. 21.Планово-учетные карты КБ--7 (Штатное расписание 1939 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 176. 22. Планово-учетные карты КБ-7 (1939 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 177.

23. Списочный состав КБ-7 (1939 г.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 178. 24. План работ КБ-7 (1938—39 гг.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 179. 25. Протоколы заседаний техсовета НКБ 1939 г. Архив АН СССР, разр. 4, оп. 14, д. 180. 26. Балансовые ведомости КБ-7. Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 181. 27. Архивный материал по деятельности ЦГИРДа и ЦС Осоавиахима в 30-е годы в области развития ракетной техники (копии статей газет и журналов). Архив АН СССР, разр. 4, он. 14, д. 222. 28. Архивный материал по деятельности стратосферного комитета «АВИАВНИТО» и Московской конференции 1935 г. Архив АН СССР, разр. 4, оп. 14, д. 235. 29. Воспоминания Меркулова о деятельности Осоавиахима (1961—1962 гг.). Архив AН СССР. раз. 4, on. 14, д. 237. 30. Материал по КБ-7 (1937 г.). Архив АН СССР, разр. 4, оп. 14, д. 244. 31. План работ УВИ па 1935 г. (1934 г.). Архив АН СССР, разр. 4, оп. 14, д. 246. 32. Бензино-кислородные ЖРД ГИРДа и РНИИ (1933—1934 гг.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 255. 33. Двигатели КБ-7 (1936—1939 гг.). Архив АН СССР, разр. 4, оп. 14, д. 256. 34. Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 262. 35. Испытательная станция КБ-7 (1935—1938 гг.). Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 267. 36. Ракета Р-06. Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 271. 37. Ракета Р-03. Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 272. 38. Общие виды ракет. АН СССР, разр. 4, оп. 14, д. 276. 39. Пусковой станок Р-06 ПС. Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 278. 40. Пусковой передвижной стенд Р-06 ПС. Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 279. 41. Двигатель М-29. Архив АН СССР, разр. 4, оп. 14, д.280. 42. Воспоминания коллектива КБ-7. Архив АН СССР, разр. 4, on. 14, д. 291. 43. Ф. А. Цандер. Проблема полета прп помощи реактивных аппаратов. Межпланетные полеты. М., 1961.