The website "epizodsspace.narod.ru." is not registered with uCoz.
If you are absolutely sure your website must be here,
please contact our Support Team.
If you were searching for something on the Internet and ended up here, try again:

About uCoz web-service

Community

Contacts

Legal information

ВИЛЛИ ЛЕЙ
ПРИЛОЖЕНИЕ II
ДОПОЛНЕНИЯ И ТАБЛИЦЫ
Ракетные заряды из черного пороха
Весовой состав черных ракетных порохов
Компоненты Пороха XIII века
китайский * греческий ** арабский *** английский ****
Селитра
Древесный уголь
Сера
Ми-то-син(?)		61,0
18,3
18,3
2,4		69,2
23,0
7,8
- 		69,5
15,7
14,8
- 		41,2
29,4
29,4
-
Итого100100100100
* Рецепт взят из книги Рейно и Фаве по первым зажигательным смесям. Вопросительный знак после слова „ми-то-син" , видимо, указывает на то, что характер этого вещества неясен. По утверждению доктора Вэнь Те-чжу из Иллинойского университета, „ми-то-син" означает окись свинца.
** Рецепт „греческого пороха заимствован из книги Marcus Graecus Liber Ignium. Rec. No 33.
*** Арабский рецепт указан Хассан эр-Раммахом.
**** Рецепт английского пороха дан Роджером Бэконом в расшифровке Гайма.
Состав английских и немецких порохов XVII и XX веков
Компоненты Английские * Немецкие **
XVII векXX векXVII векXX век
Селитра
Древесный уголь
Сера		 60,0
25,5
14,5		61,6
23,0
15,4		 56,3
18,7
25,0		 60,0
25,0
15,0
Итого100,0100,0100,0100,0
* Рецепт XVII века взят из книги Nye N. A. Treatise of Artificial Fire-Works for War and Recreation. London, 1647; рецепт XX века—из „Учебника по боеприпасам ".
** Рецепт XVII века составлен фон Гейсслером, рецепт XX века использовался в 1910 году для крупных сигнальных ракет и линометов,

Ракетная почта

Одной из целей, которую ставили себе первые европейские экспериментаторы с ракетами, было использование ракет для быстрой доставки почты. Идеи "почтовой ракеты" нет ни в работах Циолковского, ни у Годдарда, ни у Оберта. Впервые она была высказана доктором Францем фон Хёфтом в лекции, прочитанной им в Вене 9 февраля 1928 года. Предложенная им ракета (РН IV) должна была быть многоступенчатой. Верхнюю ступень, которая могла бы достичь любой точки на земном шаре в течение приблизительно одного часа, предполагалось снабдить контейнером с почтой. Вскоре после Хёфта эту же мысль высказал на ежегодном собрании научного общества по аэронавтике и профессор Оберт. Он настаивал на создании небольших ракет с автоматическим управлением, которые могли бы покрывать расстояние в 1000—2000 км и нести полезную нагрузку в 10—20 кг. Оберт утверждал, что вполне возможно заранее определить место, где такая ракета вернется в атмосферу, с ошибкой всего лишь в несколько миль. Ракету можно было бы использовать для транспортировки срочной почты на большие расстояния в очень короткое время.

В 1931 году стало известно, что австрийский инженер Фридрих Шмидль организовал «ракетную почту» в Штирии, между населенными пунктами Шёккель и Радегунд. Он использовал для этого 2-м пороховые ракеты собственного производства, которые незадолго до падения выбрасывали снабженный парашютом почтовый мешок.

Есть сведения, что в прошлом именно такой способ почтовой связи применялся на островах Тонга, причем в качестве почтовых ракет использовались модифицированные ракеты Конгрева. Но этот способ оказался неудовлетворительным: ракеты не долетали до берега и тонули, а контейнеры с почтой разбивались при ударе о землю.

Ниже приводится перечень пусков «почтовых ракет» Шмидля, составленный самим экспериментатором в 1933 году:

Дата пуска Маршрут доставки Количество
доставленных писем
всегозаказных
2 февраля 1931 г.
21 апреля 1931 г.
28 октября 1931 г.
9 сентября? -Хл1931 г.
28 мая 1932 г.
28 мая 1932 г.
11 июня 1932 г.
28 июля 1932 г.
28 июля 1932 г.
16 марта 1933 г.		Шёккель—Радегунд
Гостиница
Пастбище
Хохтретч—Земриах
Шёккель — Радегунд
Шёккель — Радегунд
Пастбище
Шёккель — Кумберг
Шёккель — Кумберг
Гаррах — Арцберг		 102
79
84
333
228
192
28
231
200
283		-
-
-
36
125
113
-
187
100
-

После успешных опытов 1932 года Шмидль пытался составить регулярное расписание ракетной почтовой связи, но правительство Австрии неожиданно заставило его прекратить свою работу и даже уничтожить пусковую установку в Шёккеле.

Работы Шмидля не только показали возможность применения «почтовых ракет» на небольшие расстояния в определенных условиях, но и доказали полную рентабельность такого предприятия. 15 апреля 1931 года Тилинг повторил опыты Шмидля, а еще через год немецкий экспериментатор Герхард Цукер начал строить специальные «почтовые ракеты». Ракеты Цукера были чрезвычайно просты по конструкции: центральная стальная труба служила корпусом ракетного двигателя на черном порохе, почта помещалась между стальной трубой и обшивкой. Подобные эксперименты проводились в Голландии, США, Австралии, Индии, Кубе и Мексике. Расходы обычно оплачивались филателистами, которые надеялись, что в один прекрасный день появится официальная «ракетная почта».

Трудно сказать, получит ли когда-нибудь признание дальняя «ракетная почта». Еще в 1929 году было подсчитано, что для доставки корреспонденции из Европы в Америку понадобится около 4 часов (45 минут уйдет на полет и около 3 часов — на обнаружение ракеты и доставку почты адресатам). Это, конечно, малый срок в сравнении с 10 днями, необходимыми для доставки почты морем, но при наличии реактивной почтово-пассажирской авиации, совершающей рейсы в Америку за 10 часов, выигрыш во времени получается незначительным. Тем не менее сейчас изучается вопрос о том, какую экономическую выгоду может дать «ракетная почта» на небольших расстояниях — из города в город, — осуществляемая с помощью самолетов-снарядов типа «Матадор».

Ракетные общества

После основания Немецкого ракетного общества в Европе и Америке возник целый ряд ракетных обществ, первым из которых было «Австрийское общество высотных исследований», основанное доктором Хёфтом. Позднее на его основе было создано «Австрийское общество ракетной техники» во главе с фон Пирке и Рудольфом Цверина.

Старейшим из американских обществ является «Американское ракетное общество» в Нью-Йорке, основанное в марте 1930 года Эдуардом Пендри и Давидом Лассером под названием «Американское межпланетное общество». Это общество первым в США разработало и построило ракету, испытанную осенью 1932 года. Она была точной копией репульсора, созданного Немецким ракетным обществом. Многие ее детали, в частности баки и двигатель, сохранились.

Вскоре были созданы еще три ракеты, одна из которых (ракета № 4) 9 сентября 1934 года прошла летные испытания. Она удачно стартовала и поднялась почти вертикально до высоты 90 м. На этой высоте одно из четырех сопел двигателя вышло из строя и ракета странно завиляла. Максимальная высота, достигнутая ракетой, составила 116 м, а дальность по горизонту—около 400 м.

После этих экспериментов проводились только наземные испытания. 22 июня 1941 года двигатель с керамической облицовкой конструкции Альфреда Африкано обеспечил тягу порядка 120 кг в течение 2 секунд. Отсутствие постоянной мастерской и испытательного полигона в сочетании с почти болезненным желанием избежать «обычных методов» привело к тому, что примерно с 1935 года «Американское ракетное общество» посвятило себя исключительно проведению лекций и изданию специальных трудов. Сейчас оно является ведущим ракетным обществом в США. К концу 1956 года общество насчитывало около 6000 членов. Вторым ракетным обществом в США было «Кливлендское общество», основанное Эрнестом Лобеллом и просуществовавшее с 1933 по 1937 год. В настоящее время только два общества в Соединенных Штатах все еще активно экспериментируют на испытательном полигоне в пустыне Мохаве: «Ракетное исследовательское общество» (бывшее «Ракетное общество Гленделя») и «Тихоокеанское ракетное общество», научные центры которых расположены в районе Лос-Анжелоса.

В 1933 году в Ливерпуле (Великобритания) было создано «Британское межпланетное общество». Позднее основатель его П. Клитор перенес свою штаб-квартиру в Лондон. В эти же годы в Великобритании появились и другие ракетные общества, но все они официально прекратили свою деятельность во время второй мировой войны. Впоследствии, главным образом благодаря усилиям Л. Kapтера, секретаря «Британского межпланетного общества», они были объединены; официальным днем слияния было 31 декабря 1945 года. Число членов составляло тогда около 280 человек, а к концу 1956 года оно увеличилось почти в 10 раз.

В Германии сразу же после второй мировой войны были созданы два общества. Собрав уцелевших членов распавшегося еще до войны Немецкого ракетного общества, Ганс Кайзер создал новое общество, которое носило название «Северо-Западное германское ракетное общество». Другое общество, возникшее в Штутгарте, было известно как «Общество по исследованию космического пространства». После двух лет горячих споров оба эти общества слились в одно.

Кроме тех, которые перечислены выше, ракетные и астронавтические общества существуют и во многих других странах: в Аргентине, Австрии, Бразилии, Чили, Дании, Египте, Италии, Японии, Югославии, Голландии, Норвегии, Испании, Швеции, Швейцарии и Южно-Африканском Союзе. Крупнейшими по количеству членов являются «Американское ракетное общество», «Британское межпланетное общество» и немецкое «Общество по исследованию космического пространства».

«Французская астронавтическая группа» во главе с А. Анановым является не самостоятельным обществом, а секцией «Французского астрономического общества». Хотя эта группа довольно малочисленна, она сумела созвать первый Международный конгресс по астронавтике, который состоялся в Париже в октябре 1950 года. На конгрессе присутствовало свыше 1000 делегатов из всех европейских стран; единственным представителем Латинской Америки на конгрессе был профессор Табанера из Аргентины. Конгресс принял резолюцию относительно «создания международной организации для изучения и развития межпланетных полетов». Было создано и Временное организационное бюро, председателем которого был избран доктор Зенгер.

Второй конгресс по астронавтике проводился в Лондоне в сентябре 1951 года. Результатом его явилось создание «Международной федерации по астронавтике».

Тактико-технические данные немецкого реактивного
миномета «Небельверфер» обр. 1941 года
и 15-см дымовой мины

Размеры, см (по американским источникам)

Длина пусковой трубы103
Длина патронника с зарядной каморой47,6
Длина дымовой мины35,5
Длина ракетной (головной) части мины20
Диаметр хвостовой (боевой) части14
Диаметр головной (ракетной) части мины15,5

Весовые характеристики, кг (по немецким источникам)

Общий вес мины36
Баллистический наконечник мины1,6
Дымовой контейнер (пустой)10,2
Дымовой контейнер (с наполнением)14,7
Разрывной заряд (дымовое или химическое наполнение)1,315
Промежуточный детонатор0,025
Зарядная камора11,1
Ракетный заряд6,3
Прочие детали0,8
Максимальная дальность стрельбы,км6

Тактико-технические данные 21-см осветительной авиабомбы R-LG с ракетным двигателем
Общая длина (5,1 калибра)109 см
Калибр21, 4 см
Общий вес 60 кг
Вес ракетного топлива (дигликоль)15,2 кг
Вес светящего состава7,5 кг
Длина ракетной шашки51 см
Диаметр ракетной шашки (внешний и внутренний)19,2/10,8 см
Вес вышибного заряда (черный порох) 35 г
Время горения ракетного заряда3,3 сек
Время горения светящего состава120 сек
Количество сопел6 шт
Длина сопла7,5 см
Угол раствора сопел12°
Угол наклона сопел9°
Максимальная скорость бомбы560 м/сек
Максимальная высота бомбометания5200 м

Ракетная техника США в период второй мировой войны
Легкое реактивное оружие

60- мм противотанковое ружье «базука».

Противотанковое ружье, стреляющее ракетами с кумулятивным зарядом. Первый производственный образец имел дальность действительного огня около 180 м; следующий образец, часто называемый «супер-базука», имел те же размеры, но более мощный метательный заряд, за счет чего дальность стрельбы была увеличена до 600 м. Максимальный диаметр ракеты — 60 мм, длина — 457 мм, вес — 1,5 кг.

88,9- мм ружье «базука».

Увеличенный вариант предыдущего образца, разработанный для борьбы с тяжелыми танками. Вес ракеты — 3,8 кг. Впервые было применено в Корее.

Самолетные ракеты

Ретро-ракета.

Противолодочная ракета, сбрасываемая с самолета в направлении, противоположном его движению, с таким расчетом, чтобы ракета падала строго вертикально. Имелось три типа ракет, соответствующих стандартным скоростям трех типов самолетов. Головка ракеты несла заряд ВВ весом 15,8 кг. Этими ракетами была потоплена 30 апреля 1945 года последняя немецкая подводная лодка.

Ретро-ракета с трассером.

Предыдущий образец, снабженный трассером.

88,9-мм противолодочная ракета.

Ракета с фиксированными рулями. Длина—138,4 см, общий вес—24,5 кг; снабжена одной пороховой шашкой весом 3,8 кг и 9-кг стальной головкой.

88,9- мм противолодочная ракета.

В отличие от предыдущего образца имела 127-мм боевую головку с зарядом ВВ весом 22,6 кг.

114,3- мм авиационная ракета М-8.

Общий вес ракеты— 17,2 кг; вес заряда ВВ боевой головки—2,26 кг. Первоначальное жесткое оперение было заменено позднее складывающимся; ракета запускалась из кассеты с тремя направляющими, крепившейся под крыльями самолета.

115- мм авиационная ракета.

Известна под названием «Супер» 4,5-дм. Длина—1,8 м; вес—46,6 кг; вес боевой головки 18 кг. Благодаря четырем жестким стабилизаторам ракета имела большую дальность и лучшую кучность, чем ракета М-8. Использовались два типа боевых головок: осколочная с зарядом ВВ весом 3,8 кг и полубронебойная.

127-мм скоростная авиационная ракета.

Условное название «Холи Мозес». Общая длина—1,8 м; вес—63 кг. Впервые применена в июле 1944 года. В дальнейшем стала наиболее распространенной в американских вооруженных силах ракетой класса «воздух—земля».

165-мл авиационная ракета «Рэм».

Разработана на базе 127-мм ракеты «Холи Мозес» в 1950 году для использования в Корее. Первая авиационная ракета с кумулятивным зарядом.

Ракета «Тайни Тим».

Длина—3,11 м, диаметр—298 мм, вес — 582 кг, вес боевой головки — 268 кг, включая 68 кг тротила; метательный заряд—4 пороховые шашки общим весом 66 кг. Впервые использована в боях за Окинаву, позднее применялась в Корее.

Ракеты класса «земля—земля» и ракеты для ведения заградительного огня

88,9-мм дымовая ракета.

Вариант авиационной ракеты, приспособленный для постановки дымовых завес.

114,3-мм ракета М-8.

То же, что и авиационная ракета М-8, но используемая в качестве оружия класса «земля— земля». Дальность стрельбы — 3600 м. В ВМС был принят вариант с неподвижным оперением (заградительная ракета), а в армии—с раскрывающимся оперением. Многоствольными пусковыми установками, разработанными для этой ракеты, были «Ксилофон» (8 направляющих) и «Каллиопа» (60 направляющих).

114,3-мм дымовая ракета.

Вариант ракеты М-8, модифицированной для постановки дымовых завес. Дальность действия—1000 м. Дымообразующие составы—«жидкий дым FS» (смесь сернистого ангидрида и хлорсульфоновой кислоты) и белый фосфор.

182,8- мм химическая ракета.

Дальность действия — до 2700 м. Ракета снаряжалась дымовым составом, а в случае необходимости — БОВ. Каждая ракета несла 9 кг химического состава. Ракета имела специальную пусковую установку из 24 направляющих, называемую «Грэнд слэм».

114,3-мм турбореактивный снаряд М-16.

Снаряд такого же веса, что и ракета М-8, но с дальностью действия 4700 м; имеет несколько более тяжелую боевую головку. Пусковые установки для этого снаряда: «Хоникоум» (24 направляющие) и «Хорнетс нест» (60 направляющих). Для этих снарядов был разработан неконтактный взрыватель, но в боевых условиях он не применялся.

88,9-мм турбореактивный снаряд.

Известен только как экспериментальный образец, не состоявший на вооружении.

127- мм турбореактивный снаряд.

Дальность действия 600—900 м при настильном огне. Общий вес—22,6 кг, длина—76,2 см. Подобно 116-мм авиационной ракете, снаряд имел полубронебойную головку и боевую головку осколочно-фугасного действия.

127-мм турбореактивный заградительный снаряд.

Общий вес—22,6 кг, длина—81,2 см, дальность действия—4500 м. Были разработаны еще два турбореактивных снаряда такого же калибра, но с дальностью 2250 и 1125 м, но только снаряд с дальностью 4500 м нашел боевое применение.

Ракеты специального назначения

Ракета «Минни Маус».

Запускалась из бомбометов противолодочных кораблей. Боевые головки снабжены ударными взрывателями, которые срабатывали только под водой. Ракета имела такое же назначение, как и обычные глубинные бомбы.

«Противорадарная ракета».

Вариант 88,9-мм авиационной ракеты, модифицированной для разбрасывания полос алюминиевой фольги, создающей помехи в работе радиолокатора. Каждая ракета выбрасывала более 75 000 полос фольги шириной 4,7 мм и длиной 40— 400 мм.

Воздушная мишень.

88,9-мм ракета с большими рулями из клееной фанеры. Дальность действия—1,6 км, скорость — 580 км/час. Использовалась при обучении стрельбе по воздушным целям.

Гарпунная ракета линомета.

Ракета со спасательным линем имеет заостренную головную часть с четырьмя убирающимися сошниками и двумя 114,3-мм ракетами, расположенными одна за другой. Первая ракета обеспечивает движение до цели; вторая, воспламеняемая взрывателем замедленного действия, загоняет заостренную головную часть глубоко в грунт. При натяжении линя сошники раскрываются, обеспечивая гарпуну большую устойчивость.

«Снэйк».

Конструкция напоминает лыжи длиной 300 м, собирается из металлических плит длиной 1,5 м и шириной 12,7 см. К этим плитам крепятся тротиловые шашки; вся цепь приводится в движение 114,3-мм ракетой, расположенной в голове цепи. Может применяться для проделывания проходов в минных заграждениях противника.

Ракетное оружие Японии периода второй мировой войны*


Виды ракетВес, кгКалибр, смВремя работы двигателя, секВес ракетного заряда, кгМаксимальная дальность, м
Боевая ракета90,0202,018,11800
Модифицированная боевая ракета80,0202,1411,74000
Противотанковая ракета47,4200,964,9500
Глубинная реактивная бомба34,6151,733,92500
Зажигательная зенитная ракета23,9120,923,41500
Боевая осколочно-фугасная ракета23,9120,923,44800
Противотанковая ракета10,3100,250,8100
То же5,480,350,4100
Зенитная ракета6,0-0,371,0-
То же7,0-0,371,8-
250-кг реактивная бомба370,0-3,3749,65000
60-кг реактивная бомба102,0-4,0310,6-

* Перечисленные ракеты и реактивные бомбы применялись японцами во второй мировой войне.

Тактико-технические данные ракеты «Фау-2»

Габариты, мм
Общая длина немецкого образца14300
Общая длина американского образца14 325
Боевая головка немецкого образца2 310
Боевая головка американского образца2 285
Отсек управления1 400
Топливный отсек6 225
Хвостовой отсек4 395
Максимальный диаметр корпуса1 650
Диаметр по стабилизаторам3 555
Весовые характеристики, кг
Боевая головка немецкого ооразца 

Вес рубашки (оболочки)

250

Вес заряда ВВ (аматол)

750

Общий вес

1 000
Боевая головка американского образца: 

Вес рубашки (оболочки)

478,5

Вес оборудования

478,5

Балласт

 91,0

Общий вес

1 048
Отсек управления480
Топливный отсек (сухой)742
Ракетный двигатель931
Хвостовой отсек со стабилизаторами855
Топливо (окислитель+горючее)8 796
Сухой вес немецкого образца4 008
Сухой вес американского образца4 056
Стартовый вес немецкого образца12 805
Стартовый вес американского образца12 853
Турбонасосный агрегат
Диаметр лопаток, мм470
Рабочее давление, атм21
Мощность при 5000 об/мин, л.с.675
Секундный расход пара, кг1,68
Насос подачи окислителя (кислорода)
Диаметр крыльчатки, мм268
Мощность при 5000 об/мин, л. с.320
Производительность, кг/сек75
Давление подачи, атм24
Насос подачи горючего (спирта)
Диаметр крыльчатки, мм342
Мощность при 5000 об/мин, л. с.355
Производительность, кг/сек50
Давление подачи, атм25

Двигатель
Общая длина, мм .................... 1725
Диаметр камеры сгорания, мм .............. 940
Диаметр критического сечения сопла, мм ........ 405
Диаметр выходного сечения сопла, мм ......... 735
Секундный расход топлива, кг ............. 125
Время работы двигателя, сек .............. 68
Эффективная скорость истечения, м/сек. ........ 2000
Температура в камере сгорания, °С ........... 2 000
Давление в камере сгорания, атм ............ 14,5
Тяга двигателя на уровне моря, кг .......... 27000
Тяга двигателя на высоте 40 км, кг .......... 31 800
Ускорение, g .................. . . . 1-6
Максимальная скорость, м/сек .............. 1 700
Практическая дальность полета, км ........... 290—306
Максимальная зарегистрированная дальность полета, км ... 354
Максимальная высота при запуске под углом, км . . . . 97
Максимальная высота при вертикальном запуске, км . . 186,7
Результаты первых пусков ракеты «ФАУ-2» в Пенемюнде
в 1942 — 1943 годах

№ ракетДатаВремя работы
двигателя, сек		Дальность Примечания
 1942 год   
213 июня361,3Имела крен, неустойчива на траектории
316 августа458,7 Оторвалась носовая часть
43 октября58190Успешный пуск под большим углом
521 октября 84147Плохо работал парогазо-генератор
69 ноября5414Вертикальный пуск, высота 67 км
728 ноября378,6Потеряла управление, оторвались рули
912 декабря40,1Взорвалась перекись водорода
 1943 год   
107 января00Взорвалась при пуске
1125 января64,5105Слишком крутой подъем, имела крен
1217 февраля61196Слишком пологая траектория
1319 февраля184,8Пожар в хвостовом отсеке
163 марта331,0Вертикальный пуск; ракета взорвалась
1818 марта60133Слишком крутой подъем,
вращалась вокруг своей оси
1925 марта281,2Потеряла управление и взорвалась
2014 апреля66287Упала на землю
2122 апреля59252Упала на землю
2214 мая62250Отказало устройство отсечки двигателя
2626 мая66,5265 
2526 мая4027Отсечка двигателя на 40-й секунде
2427 мая55138 
231 июня62235Преждевременная отсечка двигателя
2911 июня63,5238 
3116 июня60,5221Преждевременная отсечка двигателя
2822 июня62,575Взорвалась через 70 сек.
3024 июня65,1287Отказало устройство отсечки двигателя
3626 июня64,9235 
3829 июня153Авария; упала на аэродром Пенемюнде
4029 июня63,6236Точка падения не установлена
331 июля--Отсечка двигателя на старте; взрыв
419 июля--Упала на насосную станцию
349 июля--Отсечка двигателя на старте

Характеристики немецкого проекта А-9+А-10

Первый вариантРакета А-9Ускоритель А-10
Длина, м14,0Данных нет
Диаметр, м1,73,5
Стартовый вес, кг13 00086 960
Сухой вес, кг381425020
Топливо, кг8 00061490
Перекись водорода и перманганат кальция, кг186Давление азота
Полезная нагрузка, кг1000Ракета А-9
Секундный расход топлива, кг1181237
Время работы двигателя, сек6850
Эффективная тяга, кг25 000200 000
Скорость к концу работы двигателя, м/сек28001200
Высота к концу работы двигателя, км16024
Относительная масса2,702,63
Дальность полёта, км5 000-
Общий стартовый вес А-9+А-10, кг99 960—
Эффективное отношение масс ракет А-9+А-107,1: 1 
Второй вариантРакета А-9Ускоритель А-10
Длина, м14,220
Диаметр, м1, 654,15
Стартовый вес, кг16 26069 060
Сухой вес, кг3 00017 000
Топливо, кг11 91050 560
Перекись водорода и перманганат кальция, кг3501500
Полезная нагрузка, кг1000Ракета А-9
Секундный расход топлива, кг1251 012
Время работы двигателя, сек9550
Эффективная тяга, кг25 400200 000
Скорость к концу работы двигателя, м/сек2 8001 200
Высота к концу работы двигателя, км16024
Относительная масса4,072,56
Дальность полёта, км5 000-
Общий стартовый вес А-9+А-10, кг85320 
Эффективное отношение масс ракет A-9 + А-1010,42 : 1 

Тактико-технические данные некоторых немецких реактивных снарядов периода второй мировой войны

Зенитный управляемый снаряд «Вассерфаль»
Длина, см ......... 780
Диаметр, см ......... 88,5
Стартовый вес, кг ....... 3810
Сухой вес, кг ........ 1756
Горючее („визоль ), кг........350
Окислитель(„сальбай ) кг .... 1500
Вес заряда ВВ боевой головки, кг .... 150
Секундный расход топлива, кг ..... 31,6
Тяга проектируемая, кг .... 7950
Тяга фактическая, кг ..... 7780
Время работы двигателя (проект.), сек......45
Время работы двигателя (факт.), сек . . 40—42
Ускорение при старте, g . . . 1
Максимальное ускорение, g . . . . 3,4
Максимальная скорость, м/сек .... 760
Скорость истечения, м/сек . . . 1768
Максимальная высота, км . . . . 18,3
Максимальная дальность, км . . . 26, 4

Неуправляемая ракета «Тайфун»

Длина, см . . . . . . . . . . 192
Диаметр, см ........... 10
Стартовый вес, кг . . . . . . . 29,5
Сухой вес, кг ........ 19,3
Горючее („визоль или „тонка ), кг . ..2,6
Окислитель („сальбай ), кг . . . . . . . . 6,75
Секундный расход топлива, кг ............ 4,35
Время работы двигателя, сек ........ 2—3
Тяга, кг ........... 600 -1000
Ускорение при старте, g ....... 31
Максимальное ускорение, g . . . . . . . 45
Скорость истечения, м/сек . . . 975
Максимальная высота, км ...... 14 -15,8

Зенитный управляемый снаряд «Энциан»


Длина с ускорителем, см. . . . . . . . 350
Диаметр, см . . . . . . . . . . . . . . . . . . 91,5
Размах крыльев, см ........ 400
Стартовый вес.........1973
Сухой вес с боевой головкой, кг . . . . 950
Вес заряда ВВ боевой головки, кг ........... 300
Вес стартового ускорителя, кг . . . . .... 320
Вес двигателя, кг . . . . . . . . 105
Горючее (бензин), кг . . . . . . . . . . . . . . . . 110
Окислитель, кг . . . . . . . . . . . .... 450
Перекись водорода, кг . . . . . . . . . . . . . . 30
Твердое топливо стартового ускорителя, кг . . . . 150
Тяга при старте, кг . . . . . . . . . . . 5490
Тяга в полёте. . . 1500
Время работы стартового ускорителя, сек . . . . . 6
Время работы маршевого двигателя, сек . . . 65—70
Угол пуска .............. ... 30°
Скорость при отделении ускорителя, м/с... 270
Скорость истечения, м/сек ...... 1500
Максимальная высота подъема, м . . . 16 155
Дальность полёта, км........ 25,5

Зенитный управляемый снаряд «Шметтерлинг»


Длина, см . . . . . . . . . . . . . . .360
Общая длина с неконтактным взрывателем, см ..... 430
Диаметр, см . . . . . . . . . . . . . . . . 33,5
Размах крыльев, см ........ 200
Стартовый вес.........440
Сухой вес с боевой головкой, кг . . . . . . . . . . . . 180
Вес заряда ВВ боевой головки, кг ........... 23
Общий вес стартовых ускорителей, кг.......285
Двигатель, кг........ 150
Топливо("тонка"), кг........14
Окислитель („сальбай ), кг . . . . . . . . . . . . . . . 55
Твердое топливо стартовых ускорителей, кг . . . . . . . 75
Тяга при старте, кг . . . . . . . . . . .3300
Тяга в полёте, кг. . . 370
Скорость к концу работы двигателя, м/сек ....... 210
Время работы двигателя, сек . . . 33—57
Секундный расход топлива, кг ............. 2,3
Скорость истечения, м/сек ......1700

Зенитный управляемый снаряд
 «Рейнтохтер»I«Рейнтохтер» III
Длина с ускорителем, см630628
Длина без ускорителя, см400500
Диаметр, см5555
Стартовый вес17501500—1540
Сухой вес, кг750700
Вес заряда ВВ боевой головки, кг100—150100
Время работы двигателя, сек1045
Время работы ускорителя, сек0,60,9
Тяга при старте, кг74 85028 123
Тяга на полёте, кг4 0001 770
Скорость истечения, м/сек17681768
Максимальная скорость полета, м/сек . . .360300
Максимальная высота подъема, м7-

Авиационная ракета Х-4
Общая длина с боевой головкой, см200
Длина без боевой головки, см123,5
Диаметр, см22
Размах крыльев, см85
Общий вес , кг60
Боевая головка, кг20
Окислитель („сальбай ), кг6,4
Горючие("тонка-250"), кг1,6
Секундный расход топлива, кг0,88
Тяга (убывающая), кг140- 30
Максимальная скорость полета, м/сек230
Время работы двигателя, сек17
Скорость истечения, м/сек1500
Дальность полёта, км3,2

Примечание. Снаряд Х-4 класса „воздух-воздух" не следует смешивать со снарядом „Фриц-Х" фирмы „Рейнметалл-Борзиг" , который являлся радиоуправляемой бомбой класса „воздух—земля" , в принципе сходной с американской радиоуправляемой бомбой „Рэйзон"

Ракета "Рейнботе"
Габариты, см:
Длина ускорителя190,0
Диаметр ускорителя53,5
Длина первой ступени350,0
Диаметр первой ступени26,8
Длина второй ступени350,0
Диаметр второй ступени26,8
Длина третьей ступени400,0
Диаметр третьей ступени19,0
Общая длина ракеты1140,0
Весовые данные, кг:
Общий вес ускорителя695
Топливо ускорителя245
Общий вес первой ступени425
Топливо первой ступени140
Общий вес второй ступени395
Топливо второй ступени140
Общий вес третьей ступени160
Топливо третьей ступени60
Заряд ВВ боевой головки40
Общий вес топлива585
Общий стартовый вес1715
Максимальная дальность полета, км220


Результаты пусков ракет «Фау-2» на полигонах в Уайт Сэндз и во Флориде
Произ-
водствен-
ные номера
ракет		Дата пускаВремя пуска
(местное)		Вес ракет, кг Время работы
двигателя, сек		Высо-
та, км		Даль-
ность,
км
сухой,
с боевой
головкой		старто-
вый
1946 год
115 марта———57.0 ИзСтенд. испыт.
216 апреля14 час. 47 мин.3870-19,0 Рк80
310 мая—371512 63059,0 Ин11250
429 мая14 час. 12 мин.394512 88260,2 Ин11260
513 июня14 час. 40 мин.421012 88058,5 Ин11664
628 июня12 час. 25 мин.444813 22066,8 Из10765
79 июля12 час. 25 мин.407212 63260,6 Вр13297
819 июля12 час. 11 мин.415813 08228,5 Вз4,80,8
930 июля12 час. 36 мин.388412 70168,6 Из166108
1015 августа11 час. 00 мин.408813 01518,5 Рк3.21,12
1122 августа10 час. 15 мин.415112 3476,5 Рк-0,16
1210 октября11 час. 02 мин.415713 04567,7 Из16319
1324 октября12 час. 15 мин.411413 15459,8 Из10427
147 ноября13 час. 31 мин.303212 70131,0 Рк-8
1521 ноября9 час. 55 мин.403013 00462,5 Из9920
165 декабря13 час. 08 мин.410513 05569,0 Из166178
1717 декабря22 час. 12 мин.399013 13269,6 Из18534
1947 год
1810 января14 час. 13 мин.427913 19960,0 Из11540
1923 января17 час. 22 мин.414612 86259,0 Из5016
2020 февраля11 час. 16 мин.425912 90758,0 Из10822
217 марта11 час. 23 мин.416513 08563,0 Из16056
221 апреля13 час. 10 мин.399212 74457,0 Вр12838
238 апреля17 час. 10 мин.401012 45657,0 Вр10230
2417 апреля16 час. 22 мин.411013 03066,0 Из13972
2615 мая16 час. 08 мин.445713 37763,5 Из12256
2910 июля12 час. 18 мин.431913 23932,0 Рк162,2
3029 июля5 час. 55 мин.387012 79062,5 Из1581,6
279 октября12 час. 15 мин.413113 05162,5 Вр15545
Спец. 20 ноября 16 час. 47 мин.419513 11539,5 Нп212,4
288 декабря14 час. 42 мин.430613 22661,5 Из10445
1948 год
3422 января13 час. 12 мин.433113 15467,0 Из15877
366 февраля10 час. 17 мин.398713 07065,8 Из1122,2
3919 марта16 час. 10 мин.431813 25625,0 Из4,81,6
252 апреля6 час. 47 мин.441913 19969,5 Из14277
3819 апреля12 час. 54 мин.415913 07957,0 Рк5651
Б-113 мая6 час. 43 мин.388912 67264,5 Ин11251
3527 мая7 час. 15 мин.472213 64262,4 Вр13965
3711 июня3 час. 22 мин.460913 52957,3 Нп6227
4026 июля11 час. 03 мин.451013 42960,8 Из9637
435 августа5 час. 07 мин.407912 99965,5 Из16685
Б-219 августа7 час. 45 мин.366612 45033,8 Нп131.4
332 сентября18 час. 00 мин382012 71763,0 Вр15064
Б-330 сентября8 час. 30 мин.365212 43656,5 Рк14935
Б-41 ноября7 час. 24 мин.367612 46028,5 Вз4,81,6
4418 ноября15 час. 35 мин.401812 93865,5 Из14446
429 декабря9 час. 08 мин.373512 74960,6 Вр10740
1949 год
4528 января10 час. 20 мин.434213 35856,5 Рк5917
4817 февраля10 час. 00 мин.437813 25363,5 Из12659
Б-524 февраля15 час. 14 мин.396112 83561,0 Ин10034
4121 марта23 час. 43 мин.452313 44365,5 Из12852
5011 апреля15 час. 05 мин.432313 14262,5 Вр8532
Б-621 апреля17 час. 17 мин.392412 67148,0 Нп500,6
465 мая8 час. 15 мин.417313 12725,6 Нп82,2
4714 июня15 час. 35 мин.479713 68567,3 Из1336
3216 сентября16 час. 19 мин.453413 08124,7 Вз4,80,8.
4929 сентября9 час. 58 мин.420813 11465,5 Из15070
5618 ноября9 час. 03 мин.472413 29766,4 Вр12351
318 декабря12 час. 15 мин.463213 46965,0 Из12660
1950 год
5317 февраля11 час. 00 мин.449113 35165,0 Из14765
Б-824 июля9 час. 29 мин.389012 672- ИнПуск не состоялся
Б-729 июля6 час. 25 мин.393012 812- ИнПуск не состоялся
5131 августа10 чac. 09 мин.484613 69164,9 Из13658
6126 октября16 час. 02 мин.399512 78249,7 Вз——
1951 год
5418 января13 час. 14 мин.421713 25744,0 Из1,60,8
578 марта20 час. 16 мин.472113 63818,5 Вз3,20,3
5514 июня6 час. 48 мин.416913 0610,0 Вз00,0
5228 июня14 час. 43 мин.443713 35022,0 Вз6,40,6

Примечание. Из—окончание работы вследствие израсходования топлива; Рк—отсечка двигателя по радиокоманде; Вр—отсечка двигателя с помощью реле времени; Ин—отсечка с помощью интегратора; Вз— взрыв; Нп—неисправность. Номера ракет, перед которыми стоит буква „Б" (Б-1, Б-2 и т. д.), обозначают запуски по программе „Бампер" . За исключением ракет Б-7 и Б-8, все ракеты запускались во Флориде.

Результаты пусков paкет «Викинг»
Произ-
водст-
венные
номера
ракет		Дата пуска Вес, кгВремя
работы
двигателя,
сек		Высота, кмВремя
достижения
максималь-
ной высоты,
сек		Макси-
мальная
скорость,
м/сек
старто-
вый		полезная
нагрузка
13 мая 1949 г.4377210,554,580,01641051
26 сентября 1949 г.4529186,949,551,2133815
39 февраля 1950 г.5012239,559,680,01691048
411 мая 1950 г.5189435,074168,02421572
521 ноября 1950 г.5166306,279172,82481569
611 декабря 1950 г.4940169,27064,01451228
77 августа 1951 г.4867178,772217,62661787
86 июня 1952 г.5810Нет616,450(?)—
915 декабря 1952 г.6629347,099216,02871766
107 мая 1954 г.6690376,5100217,62901743
1124 май 1954 г.6806374.2103252,83091920
124 февраля 1955 г.6720402,3102230,42991798

Все пуски (за исключением ракеты № 4) производились на полигоне Уайт Сэндз.

Результаты: № 1, 2—преждевременная отсечка двигателя, течь в турбине; № 3 — отсечка двигателя по радиокоманде из-за чрезмерного сноса ракеты; № 4 — пуск с борта корабля; № 5 — тяга 8516 кг вместо 9275 кг; № 6 — запуск ночью, отказали рули; № 7 — рекорд высоты для этого типа ракет; № 8 — сгорела при стендовом испытании; № 9—отличные результаты; № 10—взрыв двигателя во время стендовых испытаний (после восстановления ракета показала отличные результаты); № 11—рекорд высоты для одноступенчатой жидкостной ракеты без ускорителя; № 12—отличные результаты.

Весовые и технические характеристики высотных ракет «Найк-Дикон» (DAN)
Весовые характеристики, кг
Ускоритель530
Рули50
Соединительное устройство20/600
Ракета „Дикон (заправленная)68,7
Рули и другие детали11,6
Удлинитель сопла2,3
Носовой конус с приборами15,4
Общий вес второй ступени98,0
Общий стартовый вес698,0

Примечание. Вес носового конуса с приборами у ракеты № 2 составлял 17,7 кг, следовательно, вторая ступень ракеты № 2 весила 100,3 кг, а общий стартовый вес ее был равен 700,3 кг

Общие данныеРакета №1Ракета №2
Угол возвышения75°75°
Время работы двигателя первой ступени, сек3,53,5
Высота к концу работы двигателя первой ступени, м15001585
Полёт по инерции, сек13,79,45
Максимальная скорость после прекращения
работы двигателя второй ступени, м/сек		15701612
Высота при максимальной скорости, м1434311990
Отделение носового конуса, сек (с момента пуска)5252
Максимальная высота подъема, км108106
Время достижения максимальной высоты, сек161156
Горизонтальная дальность полета, км10397

Примечание. Точки падения не зафиксированы, цифры получены путем обработки данных слежения за ракетой. Теоретическая максимальная высота при вертикальном пуске—117—148 км (меньшая цифра—для полезной нагрузки 27 кг, большая—для 4,5 кг) .
Характеристики ракеты «Аэроби»
Габариты, см
Общая длина без ускорителя5,76
Длина ускорителя200
Диаметр38
Объем полезной нагрузки0,17м3

Весовые характеристики, кг
Полезная нагрузка55—90
Сухой вес ракеты136
Окислитель225,4
Топливо82,1
Гелий2,27

Тяга, кг
Маршевый двигатель1814
Ускоритель8165

Время работы двигателей, сек
Маршевый двигатель34
Ускоритель2,5

Общие данные при полезной нагрузке 54 кг
Высота к концу работы двигателя, км24,4
Скорость к концу работы двигателя, м/сек1487
Максимальная высота подъема, км128,75

Общие данные при полезной нагрузке 90 кг
Высота к концу работы двигателя, км22,5
Скорость к концу работы двигателя, м/сек1310
Максимальная высота подъема, км106,2


Характеристики исследовательских ракет «Аэроби-Хи» ВВС и «Аэроби-Хи» ВМС
Габариты, см

 ВВСВМС
Общая длина без ускорителя6,287,19
Длина ускорителя1,981,96
Диаметр3838
Объем полезной нагрузки0,17м30,17м3

Весовые характеристики, кг

Полезная нагрузка54—9054—90
Сухой вес ракеты106,1122
Окислитель290,7337,8
Горючее111,9141,9
Гелий2,73,1

Тяга двигателей, кг

Маршевый двигатель18601860
Ускоритель81658165

Время работы двигателей, сек

Маршевый двигатель4250
Ускоритель2,52,5

Общие данные при полезной нагрузке 54 кг

Высота к концу работы двигателя, км37,340
Скорость к концу работы двигателя, м/сек20632026
Максимальная высота подъема, км265265

Общие данные при полезной нагрузке 90 кг

Высота к концу работы двигателя, км3436
Скорость к концу работы двигатели, м/сек17851752
Максимальная высота подъема, км195195

Примечание. В образце ВMC 10,4 кг топлива остаются не использованными, так как топливные баки проектировались для первого варианта двигателя. Это неспользованное топливо должно увеличить максимальную высоту приблизительно на 16 км.

Характеристики французской исследовательской ракеты «Вероника»

Общая длина , см730
Диаметр корпуса , см55
Стартовый вес, кг1000
Сухой вес с полезной нагрузкой, кг350
Полезная нагрузка (максимальная), кг60
Средняя высота подъёма, км115
Максимальная высота подъема, км135
Скорость, м/сек1400
Время достижения максимальной высоты, сек175

Примечание. В 1953 и 1954 годах в Северной Африке было запущено 15 ракет „Вероника". Максимальная высота была достигнута при пуске 21 февраля 1954 года.

Основные параметры тропосферы
Высота, кмТемпература в градусах Давление, мм ртутного столбаПлотность, кг/м3Скорость звука, м/сек
по Цельсиюабсолютная
0+15,0288,0760,001,2255341
1+ 8,5280,5674,091,1120338
2+ 2,0275,0596,231,0068334
3- 4, 5268,5525, 790,9094329
4-11,0262,0462, 260,8193326
5-17,5255,5405,090,7363321
6-24,0249,0353,770,6598317
7-30,5242,5307,870,5896313
8-37,0236,0266,890,5252308
9-43,5229,5230,450,4664305
10-50,0223,0198,160,4127301
15-55,0218,090,650,1931296
20-55,0218,041,410,8830296

Основные характеристики верхних слоев стратосферы по докладу Гриммингера
Высота, кмТемпература, в градусaxКоличество молекул в 1 см3Длина свободного пробега, мСкорость звука, м/сек
по Цельсиюабсолютная
137,1+171,1444,13,44.10120,727470
152,4+232,5505,51,25.10122,000502
182,9+355,3628,32,30.111110,90Нет данных
228,6+539,4812,43,19.101078,60Нет данных
259,1+662,2935,21,09.1010229,00Нет данных
274,3+723,6996,66,75.109371,00Нет данных
300,0+827,01100,03,21.109779,00Нет данных

Данные об атмосфере на высотах от 20 до 120 км
Высота, кмТемпература в градусахДавление, кг/м3Плотность, кг/м3Скорость звука, м/секСредняя длина свободного пробега, мм
по ЦельсиюабсолютнаяНАКАГриммингер
20-55,0218,0568,48851.10-5296,00,00110,001
25-55,0218,0261,04059.10-5296,00,00220,003
30-55,0218,0120,11864.10-5296,00,00470,006
35-33,0240,056,48795.10-5310,60,0110,014
40+3,7276,729,35358.10-5333,50,0240,03
45+40,3313,316,56178.10-5354,90,050,07
50+87,0350,09,97096.10-5375,10,090,11
55+87,0350,06,16759 . 10-5375,10,150,18
60+87,0350,03,82036,6.10-5375,10,240,29
65+46,4319,42,31524,3 . 10-5358,30,360,46
70+15,9288,91,33515,5.10-5340,70,560,68
75-14,7258,30,7259,4 . 10-5322,20,921,06
80-33,0240,00,36755,1.10-5310,61,682,2
85-25,7217,30,18772, 4.10-5325,23,394,2
90-7,5265,50,10291,2 . 10-5347,16,648,0
95+10,8283,80,06020,61.10-5369,212,114,5
100+29,0302,00,03730,34.10-5391,520,729,6
105+47,3320,30,024060,21.10-5403,234,148,4
110+65,6338,50,015890,13.10-5414,554,476,6
115+83,3356,80,010740,08 . 10-5425,584,8117,5
120+102,0375,00,007400,05.10-5436,3129,0192,6


Значения относительных масс ракеты (по Оберту)
Максимальная скорость ракеты, м/секВеличина относительной массы при эффективной скорости истечения
1000 м/ceк2000 м/cек3000 м/сек4000 м/сек5000 м/сек
5001,641,291,181,131,10
10002,721,641,391,291,22
20007,392,721,941,641,49
300020,004,482,722,111,82
400054,507,393,782,722,22
500014812,25,293,492,72
600040520,07 394,483.32
7000108933,010,255,764,06
8000298754,514,357,394,95
9000806089,620,009,506,06
10 00022. 103148,727,9512,207,39
11 0006.104243,539,0015,759,02
12 00016,3.104402,054,6020,0011,00
13 00044,4.104662,076,1025,8013,47
14 00012.1051091,0106,3033,2016,42
1500032,9 . 1051805,0148,7042,7020,00

Примечание. Значения относительных масс определены по формуле (см ранее).

Относительная масса многоступенчатой ракеты

Идеальная относительная масса трехступенчатой ракеты может быть определена из выражения
, где m0/m1- идеальная относительная масса трехступенчатой ракеты;
M'0/M'1— относительная масса ракеты первой ступени;
M"0/M"1— относительная масса ракеты второй ступени;
M"'0/M'''1— относительная масса ракеты третьей ступени.

Скорость третьей ступени трехступенчатой ракеты определяется как сумма скоростей, сообщенных двигателем каждой ступени:

v3=v' +v" +v''' ,
где v3— скорость третьей ступени трехступенчатой ракеты;
v' , v'' , v''' — скорости, сообщенные ракете двигателями каждой ступени соответственно.

Пример. Допустим, что относительные массы каждой ракеты, составляющей трехступенчатую ракету, равны и составляют 4,0.

Также примем, что конечная масса М1 каждой ступени равна начальной массе М0 следующей ступени.

Конечная масса третьей ступени М'''1 = 1 m.

Массы ракет, составляющих трехступенчатую ракету, представлены ниже.

СтупеньМассы
М0M1
Первая ступень22432
Вторая ступень284
Третья ступень41

Идеальная относительная масса рассматриваемой трехступенчатой ракеты будет равна

Следовательно, если идеальная относительная масса этой трехступенчатой ракеты равна 64,0, стартовый вес ракеты составляет 224 +28+4, то есть 256 т, а каждая ступень развивает скорость 1,4 с, то скорость третьей ступени будет равна 1,4 + 1,4 + 1,4, то есть 4,2 с. Принимав одинаковую для всех ступеней скорость истечения с = 2100 м/сек, получим окончательную скорость-8820 м/сек, что даже превышает скорость, необходимуи для достижения ракетой космической станции.

Характеристики ракетных топлив по Зенгеру
Горючее Теоретические скорости истечения, м/сек *
Окислители:
перекись водородаазотная кислотакислородозонфтор
Водород
Октан
Углерод
Этиловый спирт
Метиловый спирт
Анилин
Виниловый эфир
Гидразингидрат		4630/3990
4190/3690
3860/3580
3980/3580
3900/3480
3980/3640
3990/3650
3960/3530
4570/4210
3810/3600
3540/3460
3700/3480
3640/3360
3710/3550
3740/3560
3760/3430		5640/5210
4610/4450
4320/4245
4400/4200
4245/3990
4470/4370
4445/4320
4280/3970		6095/5710
5090/4930
4790/4720
4840/4650
4640/4420
4765/4680
4890/4780
4610/4330		6500/6300
4920/4820
3975/3940
4750/4620
4650/4480
4570/4490
4520/4420
5610/5450

* Первое значение — максимальная скорость, второе — минимальная.

Примечание. Максимальная теоретическая скорость истечения может быть достигнута при реакции чистого озона с чистым бериллием—7310 м/сек . В сравнении с этой смесью все обычные взрывчатые вещества выглядят очень слабыми, их теоретические скорости истечения (м/сек) следующие:

Нитроглицерин3880
Нитроцеллюлоза3660
Динамит3300
Двуосновные пороха3240
Пикриновая кислота2600

При горении водорода с кислородом, при избытке водорода, скорость истечения может быть следующей (м/сек):

1 кг Н2+ 8 кг О25170
1 кг Н2+ 8 кг О2+ 0,5 кг Н25030
1 кг Н2+ 8 кг O2 + 1,0 кг Н24890
1 кг Н2+ 8 кг О2+ 1,5 кг Н24770
1 кг Н2+ 8 кг О2+ 2,0 кг Н24680
1 кг Н2+ 8 кг О2 + 2,5 кг Н24570
1 кг Н2+ 8 кг О2+ 3,0 кг Н24470

Естественно, что ни одна из этих теоретических скоростей истечения не может быть получена в ракетном двигателе из за неполной реакции, теплопотерь и частично из-за того, что теоретические коэффициенты расширения не всегда могут быть достигнуты. Даже хорошо действующий современный ракетный двигатель может развить лишь 50% любой из скоростей, указанных в таблице.

Кроме скорости истечения, очень важной характеристикой топлива или топливной смеси является удельный импульс, или тяга, развиваемая двигателем при сгорании 1 кг топлива в течение 1 сек. Следующее понятие—суммарный импульс, выражающийся произведением тяги на время работы двигателя.

Проблема «синергии»

В любой момент горения топлива в ракетном двигателе часть общей энергии топлива сообщается ракете и часть— истекающим газам. Проблема передачи как можно большей энергии ракете и меньшей истекающим газам была названа профессором Обертом проблемой «синергии», решаемой путем выбора наиболее оптимального движения ракеты. Можно сказать, что понятие «синергия» эквивалентно понятию «коэффициент полезного действия».

Оберт выразил эту проблему формулой

dA /dm = сv cos a,
показывающей отношение между увеличением энергии ракеты dA и уменьшением ее массы dm. В этой формуле с — эффективная скорость истечения, v— максимальная скорость ракеты и а — угол между направлением движения ракеты и направлением силы тяги.

Опираясь на эту формулу, Оберт сделал следующие три вывода:

1. Эффективная скорость истечения (с) должна быть максимально большой.

2 Поскольку cosa возрастает с уменьшением угла, направление силы тяги и направление движения ракеты должны максимально совпадать.

3. Чем выше скорость ракеты, тем интенсивнее возрастает ее энергия (dA).

Отсюда вытекают следующие требования, которые должны предъявляться к ракетам:

1. При отсутствии сопротивления движению ракета должна набирать высоту с максимальным ускорением.

2. Ракета не должна подниматься вертикально. Теоретически горизонтальный взлет был бы наилучшим, но он невозможен вследствие большого сопротивления воздуха.

3. Горизонтальная составляющая кривой подъема должна быть направлена на восток для использования вращения Земли.

Этим условиям при наличии сопротивления воздуха наилучшим образом отвечает «синергическая» кривая, рассмотренная нами в главе XI.

Количество метеоритов, падающих на Землю в течение суток *
ВеличинаКоличество метеоритов каждой величиныОбщее количество метеоритов данной величины и крупнееМасса отдельного метеорита, мгДиаметр метеоритов, мм
-328 00028 0004 00013,0
-271 00099 00016009,66
-1180 000280 0006307,07
0450 000730 0002505,20
11 100 0001 900 0001003,83
22 800 0004 700 000402,81
37 100 00012 000 000162,08
418 000 00030 000 0006,31,52
545 000 00075 000 0002,51,12
6110 000 000120 000 0001,00,82
7280 000 000470 000 0000,40,60
8710 000 0001 200 000 0000,160,45
91 800 000 0003 000 000 0000,0630,33
104 500 000 0007 500 000 0000,0250,24
1545.101075.10102,5.10-40,05
2045.101275.10122,5.10-60,01
2545.101475.10142,5.10-80,0024
3045.101675.10162,5.10-110,0005

* По данным Гриммингера и Ф Уотсона.

Вероятное число соударений метеоритов с ракетой в районе орбиты Земли **
Величина метеоритовВероятное число соударений метеоритов данной величиныВероятное число соударений метеоритов данной величины и крупнее
число соударений в часвремя между двумя соударениями, часчисло соударений в часвремя между двумя соударениями, час
-31,84.10-105,44.1091,86.10-105,36.109
02,95.10-93,38.1084,78.10-92,09.108
52,95.10-73,38.1064,90.10-72,04.106
84,66.10-62,14.1057,75.10-61,29.105
102,95.10-533 8004,90.10-520 400
121,84.10-454403,10.10-43230
141,18.10-38461,96.10-3511
167,22.10-31381,23.10-281
184,66.10-221,47,75.10-213
202,95.10-13,44,90.10-12
221,80,53,10,3
2411,88,46.10-119,65,11.10-2
2672,21,38.10-2123,08,10.10-3
284662,14.10-37751,29.10-3
3029503,39.10-449002,04.10-4

**По Гриммингеру. Площадь силуэта ракеты принята равной 93 м3.

Некоторые характеристики планет Солнечной системы
Название планетМасса *Сила тяжести на поверхности**Вторая космическая скорость, км/секСкорость движения по орбите, км/сек
Меркурий0,040,274,347,7
Венера0,810,8510,335.1
Земля1,001,0011,229,7
Марс0,110,385,0424,1
Юпитер317,02,6459,513,0
Сатурн95,01,1735,49,6
Уран14,70,9221,66,8
Нептун17,21,1222,85,4
Луна0,0120,162,371,03
* За единицу принята масса Земли.
** За единицу принята сила тяжести на поверхности Земли.

Распределение метеоритов в зодиакальном свете

Явление зодиакального света представляет большой интерес с точки зрения распределения метеоритов. Как известно, оно связано с отражением солнечного света от линзообразного скопления метеорного вещества, центром которого является Солнце. Это скопление занимает огромное пространство, в которое входит и орбита Земли. Отраженный свет очень мало поляризован, следовательно, он уже не может отражаться мельчайшими частицами или молекулами газа. Яркость наблюдаемого зодиакального света может быть объяснена, если мы примем, что метеориты диаметром в 1 мм удалены друг от друга в зодиакальном поясе на 8 км, а более крупные, скажем диаметром 3 м, удалены на 1600 км и что все метеориты этого пояса темно-серого цвета. Если же предположить, что метеориты зодиакального пояса более светлые, тогда придется считать, что их здесь значительно меньше и расположены они на гораздо большем расстоянии друг от друга.

Определить значение альбедо1этих метеоритов пока еще практически невозможно.

1Альбедо — отношение количества отраженной телом лучистой энергии к количеству энергии, падающей на тело; характеризует отражательную способность поверхности тела. — Прим. ред.

В 1939 году Робертсоном было доказано, что метеориты зодиакального пояса должны быть относительно крупными и находиться друг от друга на больших расстояниях. Робертсон установил, что тело, вращающееся вокруг Солнца, получающее от него тепло и отражающее это тепло в космические пространство, должно постепенно приближаться к Солнцу по спирали и в конечном счете быть поглощенным Солнцем. Время, необходимое для этого постепенного сближения с Солнцем, довольно велико и выражается в миллионах лет формулой
T=7rbR2 где г — радиус тела в см;
b — его плотность в г/см3 ;
и R—первоначальное удаление от Солнца в астрономических единицах (1 а.е. = расстоянию от Земли до Солнца).

Из формулы видно, что тело будет приближаться к Солнцу тем дольше, чем оно крупнее, плотнее и дальше находится от Солнца. Для тела, имеющего размеры и вес Земли, период приближения исчисляется практически вечностью, а для каменного шарика диаметром 10 мм, начинающего движение на орбите Земли, этот период составит 20 млн.лет.

Характеристика транспортных космических ракет, предложенных фон Брауном

Наименование характеристикВариант ракеты
первыйвторой

Характеристики первой ступени

Тяга двигателя12 800 т2560 т
Стартовый вес6400 т1280 т
Сухой вес700 т140 т
Общий вес трехступенчатой ракеты к концу работы двигателя первой ступени1600 т320 т
Вес топлива4800 т960 т
Секундный расход топлива55,81 т/сек11,15 т/сек
Эффективная скорость истечения2250 м/сек
Продолжительность работы двигателя84 сек
Высота отсечки двигателя40 км
Скорость ракеты к концу работы двигателя2350 м/сек
Горизонтальная дальность к концу работы двигателя50 км
Угол наклона траектории к концу20°, 5
Дальность падения первой ступени304 км-
Длина первой ступени29 м22,2 м

Характеристики второй ступени

Тяга двигателя1600 г320 т
Стартовый вес900 т180 т
Сухой вес70 т14 т
Общий вес двух ступеней к концу работы двигателя второй ступени200 т40 т
Вес топлива700 т140 т
Секундный расход топлива5,6 т/сек1,12 т/сек
Эффективная скорость истечения2800 м/сек
Продолжительность работы двигателя124 сек
Высота к концу работы двигателя64 км
Скорость ракеты к концу работы двигателя6420 м/сек
Горизонтальная дальность к концу работы двигателя534 км
Угол наклона траектории к концу работы двигателя2, 5°
Дальность падения второй ступени1459 км-
Длина второй ступени14 м16,9 м
Диаметр второй ступени20 м7,8 м

Характеристики третьей ступени

Тяга двигателя200 т40 т
Стартовый вес130 т26 т
Сухой вес без полезной нагрузки22 т2,1 т
Сухой вес с полезной нагрузкой и резервом топлива78,5 т15,7 т
Вес топлива для подъема51,5 т10,3 т
Секундный расход топлива702 кг/сек141 кг/сек
Эффективная скорость истечения2800 м/сек
Время работы двигателя73 сек
Высота конца активного участка траектории102 км
Скорость в конце активного участка траектории8260 м/сек
Горизонтальная дальность конца активного участка траектории1054 км
Угол наклона траектории в конце активного участка0°
Длина третьей ступени15 м2,9 м (без головной части, с грузом)

Эти характеристики обеспечивают выход третьей ступени на орбиту космической станции, удаленной от Земли на 1730 км и имеющей период обращения 2 часа. Для того чтобы космический корабль приравнял свою скорость к орбитальной скорости космической станции, составляющей 7,07 км/сек, необходимо увеличить его скорость еще на 460 м/сек.

Необходимые характеристики для осуществления маневра ракеты на орбите

Наименование характеристикВариант ракеты
первыйвторой
Тяга двигателя200 т40 т
Продолжительность работы двигателя17сек
Вес третьей ступени к моменту выхода на орбиту космической станции78, 5 т15,7 т
Вес третьей ступени после достижения орбитальной скорости космической станции66,6т13,3 т
Грузоподъемность космического корабля (третьей ступени)25 т10 т

Необходимые характеристики для возвращения ракеты на Землю

Наименование характеристикВариант ракеты
первыйвторой
Начальный вес32,2 т11,2 т
Посадочный вес27 т9,4 т
Тяга двигателя100 т1,0 т
Общий расход топлива5,2 т1,8 т
Время работы двигателя14,8 сек515 сек
Секундный расход топлива351 кг/сек3,5 кг/сек
Площадь крыльев368 кв. м129 кв. м
Размах крыльев52 м25,4 м
Посадочная скорость105 км/час
Длина ракеты15 м13 м

Понижение скорости, необходимое для схода с орбиты космической станции и выхода на эллиптическую орбиту для входа в атмосферу, должно составлять 480 м/сек.

Варианты межпланетных полетов по Гоманну *
Варианты полетовПродолжительность полета в суткахНачальная масса, m для скоростей истечения (м/сек)
30004000500010000
Земля- Луна4142036015331
Луна—Земля31512108
Луна-Венера1461236846,524
Луна—Марс25878027814244
Венера -Земля146251069027664
Марс-Земля25838218211041
Луна—Венера (с облетом)—Земля762106042324492
Луна — Марс (с облетом)—Земля9711720630352116
Луна — орбита Марса — орбита Венеры — Земля546122044624580
Луна—Венера—Земля**7621870601299101
Луна—Марс—Земля**9712432790410125
* Доктор Гоманн принял условно, что ракеты стартуют с Луны и что там есть запас топлива. Конечный вес космического корабля во всех случаях равен 6т.
** На планету (Венеру или Марс) с корабля опускается посадочная ракета с конечным весом 1 т и одним пассажиром, а сам корабль становится на время спутником данной планеты.

Тактико-технические данные истребителя-перехватчика Ме-163В
Габариты
Размах крыльев, см930
Длина, см570
Высота, см250
Площадь крыльев, м219,6
Нагрузка на крыло при взлёте, кг/м2209
Нагрузка на крыло при посадке, кг/м2107

Весовые характеристики, кг

Фюзеляж278
Отделяемое шасси80
Крылья394
Хвостовое оперение22
Посадочная "лыжа" и хвостовое колесо80
Органы управления58
Двигатель HWK R-II-211166
Топливные баки и система подачи203
Электрическая и гидравлическая системы146
Радиоаппаратура59
Броневая защита166
Вооружение (2 пушки)125
Общий сухой вес1777
Боекомплект55
Ракетное топливо („Т-штоф )1550
Ракетное топливо („Ц-штоф )468
Общий стартовый вес3850
Скорости, км/час
Максимальная900
Посадочная160

Время подъема
кммин
21,48
42,02
62,27
82,84
103,19
123,45

Примечание. Немецкий истребитель-перехватчик Ме-163С является усовершенствованным вариантом перехватчика Me-163В; имеет большие размеры: размах крыльев — 9,8 м, длина — 7 м, стартовый вес—5,1 т, максимальная скорость—945 км/час, потолок 16 км, вооружение—две 30-мм автоматические пушки МК-108 с боекомплектом по 60 выстрелов на пушку.

Тактико-технические данные пилотируемого снаряда «Наттер»

Стартовый вес с ускорителями, кг ........... 2200
Стартовый вес без ускорителей, кг ........... 1700
Вес топлива, кг ..................... 650
Размах крыльев, см ...................360
Диаметр хвостового оперения, см ............ 250
Площадь крыльев, м2 ................... 3,6
Площадь хвостового оперения, м2............ 2,5
Максимальная расчетная скорость на уровне моря, км/час 800
Радиус действия (высота 12 км), км ........... 40
Вес вооружения (24 73- мм ракеты, весом по 2,6 кг), кг .. . 62,4
Разрывной заряд ракеты, кг ............... 0,4

Характеристика стандартного американского реактивного ускорителя старта на твердом топливе 14-AS-1000D-4(D5)

Длина, мм ....................... 89,9
Диаметр, мм ...................... 26,1
Площадь сечения, м2.................. 0,05
Стартовый вес, кг ................... 91
Сухой вес, кг.................54
Вес топлива (ALT-161), кг ............ 37
Эффективная скорость истечения, м/сек ...... 1717
Мощность в течение первых 14 секунд, л. с. . . . ... 350
Температура хранения ............от-18 до +54 °С

Примечание. Воспламеняется электрозапалом, срабатывающим от электрического импульса напряжением 12 в при силе тока 25 амп продолжительностью 0,11 секунды или от импульса напряжением 24 в при силе тока 50 амп продолжительностью 0,032 секунды Номинальную тягу развивает через 0,2—0,4 секунды после воспламенения. Ускоритель отделяемый, может использоваться повторно.

Ракеты и реактивные снаряды США по состоянию на 1956 год

Общая справка. Ракеты «Капрал», «Дарт», «Найк» и «Редстоун» состоят на вооружении армии; ракета «Лакросс» — на вооружении армии и корпуса морской пехоты; ракеты «Бомарк», «Фолкон», «Матадор», «Раскл», «Снарк» и «Тэйлос» — на вооружении ВВС; ракеты «Петрел», «Регулус», «Сайдуиндер», «Спэрроу» и «Терриер» — на вооружении ВМС.

Жидкостные ракеты

«Редстоун»(«Юпитер-А»). Баллистическая ракета дальнего действия класса «земля—земля». Общая длина 21,18 м, диаметр корпуса 1,8 м, диаметр хвостового оперения 4,4 м. Топливо: жидкий кислород и этиловый спирт. Стартовый вес 18 т, тяга двигателя на уровне моря 29,5 т. Дальность действия 320 км. Головная часть отделяется от корпуса на нисходящей ветви траектории.

«Капрал». Баллистическая ракета средней дальности действия класса «земля—земля». Общая длина 13,7 м, диаметр корпуса 76,2 см, диаметр хвостового оперения 2,1 м. Топливо: моноэтиланилин (C6H5NH2) и красная дымящая азотная кислота. Стартовый вес 5,4 т. Управление с помощью газовых рулей. Максимальная дальность действия 80 км.

«Найк-Аякс».Зенитный управляемый реактивный снаряд. Длина 6 м, общая длина с ускорителем на твердом топливе 10,7 м, диаметр корпуса 30 см, диаметр хвостового оперения 1,4 м. Топливо: бензин и красная дымящая азотная кислота. Вес ракеты без ускорителя 680 кг. Наведение по лучу радиолокатора. Практическая дальность по траектории 29—37 км, полетное время 8—110 сек. Имеется улучшенный вариант — более крупная ракета «Найк-Геркулес» с дельтавидным крылом.

«Раскл». Ракета класса «воздух—земля» фирмы «Белл Эркрафт». Общая длина 10,6 м, вес 5,8 т. Разработана на базе исследовательского самолета Х-1. Жидкостный ракетный двигатель с кислородом в качестве окислителя. Ракета запускается с самолета на расстоянии до 160 км от цели и сначала поднимается на высоту 30 000 м, а затем пикирует на цель.

Ракеты на твердом топливе

«Дарт».Дозвуковая ракета ближнего действия для борьбы с наземными целями (танками). Длина 1,8 м, размах крестообразных крыльев 1,6 м, диаметр корпуса 25 см. Управление осуществляется по проводам. Дальность действия до 4,8 км.

«Фолкон». Одноступенчатая ракета класса «воздух— воздух». Длина 1,95 м, диаметр хвостового оперения 75 см, диаметр корпуса 15 см, вес 54 кг. Практическая дальность действия до 6,5 км. Снаряд запускается в направлении самолета противника, а затем самостоятельно наводится в цель.

«Лакросс». Одноступенчатая тактическая ракета класса «земля — земля» с крестообразными крыльями. Длина 2,7 м, размах крыльев 114 см, стартовый вес 225 кг. Практическая дальность действия 13—16 км.

«Сандуиндер». Одноступенчатая ракета класса «воздух—воздух». Длина 2,75 м, диаметр корпуса 12,7 см, вес 68 кг. Имеет головку самонаведения, использующую инфракрасные лучи.

«Спэрроу». Одноступенчатая ракета класса «воздух— воздух». Длина 2,5 м, максимальный диаметр 53 см, диаметр корпуса 15 см, вес 134 кг. Практическая дальность действия 8—11 км. Наведение по лучу радиолокатора.

«Терриер». Корабельная зенитная ракета. Длина 3,9 м, общая длина с ускорителем 8,1 м, диаметр корпуса 28 см, максимальный диаметр 96 см, стартовый вес (с ускорителем) 1500 кг. Наведение по лучу радиолокатора. Максимальная дальность полета по траектории 32 км.

Снаряды с воздушно-реактивными двигателями

«Бомарк».Зенитный крылатый снаряд с двумя 71-см прямоточными воздушно-реактивными двигателями МА-20С «Марквардт», каждый с тягой 4500 кг. Скорость М = 2,5. Длина без ускорителя 11,9 м, размах крыльев 5,8 м, вес 2260 кг. Дальность действия 400 км.

«Матадор»(ТМ61-В). Крылатый снаряд средней дальности действия с турбореактивным двигателем J-33, развивающим тягу 2000 кг. Длина 14 м, размах крыльев 8,7 м, диаметр корпуса 1,37 м. Стартовый ускоритель на твердом юпливе, стартовый вес 6,2 т. Практическая дальность полета 960 км.

«Петрел». Летающая морская торпеда, запускаемая с самолета. Турбореактивный двигатель J-44 с тягой 450 кг. Общая длина 7,3 м, диаметр корпуса 0,6 м, размах крыльев 3,9 м, диаметр хвостового оперения 2,4 м, вес 1700 кг, практическая дальность полета свыше 8 км.

«Регулус». Крылатый снаряд средней дальности действия с турбореактивным двигателем J-33. Тяга 2000 кг, длина 9,85 м, размах крыльев 6,4 м, диаметр корпуса 1,37 м, вес 6,5 т, практическая дальность полета 400 км.

«Снарк».Крылатый снаряд дальнего действия с турбореактивным двигателем J-57, развивающим тягу 5 т, с двумя стартовыми ускорителями на твердом топливе (тяга 15 т). Общая длина 22,5 м, размах крыльев 12,8 м, высота 4,5 м, диаметр корпуса 1,7 м, вес 15,8—17,2 г, дальность полета свыше 6400 км.

«Теплос».Зенитный снаряд с 45-см прямоточным воздушно-реактивным двигателем и ускорителем старта на твердом топливе. Длина 3 м, общая длина с ускорителем 4,6 м, диаметр корпуса 45 см (18 дюймов), диаметр хвостового оперения 1,2 м, стартовый вес 1130 кг. Наводится но лучу радиолокатора. Максимальная дальность полета по траектории 67—72 км.

Экспериментальные ракеты

Х-17. Экспериментальная трехступенчатая ракета фирмы «Локхид» для изучения проблемы возвращения ракет и снарядов в атмосферу. Общая длина 14,6 м, стартовый вес 6 т. Первая ступень — ракета «Сержант» фирмы «Тиокол», вторая ступень — связка из трех ракет «Рекрут», третья—одна ракета «Рекрут». Около головной части первой ступени помещаются два турбореактивных ускорителя фирмы «Аэроджет», которые запускаются при старте и сбрасываются после окончания работы. Пуск ракеты Х-17 производится под углом около 80°, первая ступень разгоняет ракету по дугообразной траектории. На ее нисходящей ветви работают двигатели второй и третьей ступеней, благодаря чему последняя ступень с приборами входит в более плотные слои атмосферы головной частью вперед с максимально возможной скоростью. К концу февраля 1957 года на базе ВВС Патрик было запущено 20 ракет Х-17, из них 17 успешно вошли в атмосферу на расстоянии 320 км от стартовой позиции. Одна ракета взлетела пьд неправильным углом, и все три ее ступени израсходовали свое топливо при движении вверх; третья ступень вернулась в атмосферу на расстоянии 1100 км от точки старта. Она, должно быть, достигла такой же высоты, однако точная цифра неизвестна, так как приборы не были рассчитаны на такую дальность слежения.

«Ирис».Экспериментальная ракета на твердом топливе, разрабатываемая по заказу ВМС США фирмой «Атлантик рисерч корпорейшн». Ракета должна поднимать полезную нагрузку весом 45 кг на высоту 320 км. Длина ракеты без головной части 3,4 м, диаметр корпуса 30 см, длина головного (приборного) отсека 1,5 м. Ракета «Ирис» должна заменить корабельную ракету «Аэроби-Хи». Предшественницей ракеты «Ирис» была ракета «Аркон», тоже на твердом топливе, имевшая общую длину 3,35 м, диаметр 15 см, стартовый вес 110 кг и полезную нагрузку весом 18 кг.

Образцы, находящиеся в процессе разработки

«Поларис». Баллистическая ракета ВМС средней дальности действия (свыше 1300 км} с ядерной боевой головкой. Длина 13,7 м, диаметр 2,4 м. Запускается с подводной лодки в подводном положении. Имеет две ступени с двигателями на твердом топливе.

«Динг-Донг». Зенитная жидкостная ракета ВВС с ядерной боевой головкой. Двигатель фирмы «Рокитдайн», система управления фирмы «Хьюз», корпус фирмы «Дуглас Эркрафт».

«Атлас».Межконтинентальная баллистическая ракета с ядерной боевой головкой. Согласно первому проекту ракета должна была быть трехступенчатой и иметь длину 60 м и стартовый вес 200 т. Первая и вторая ступени на жидком, третья ступень — на твердом топливе. Вследствие значительного снижения веса боевой головки в последнее время создан совершенно новый проект. Максимальная дальность полета ракеты 8000 км.

«Тор».Баллистическая ракета ВВС средней дальности действия (1600—2400 км) с ядерной боевой головкой. Имеет одну ступень с жидкостным двигателем фирмы «Рокитдайн». Корпус создан фирмой «Дуглас Эркрафт», система управления — фирмами «Электроник дивижн» и «Белл Телефон».

«Титан». Межконтинентальная баллистическая ракета, в которой использованы многие детали ракеты «Атлас». Имеет две ступени с жидкостными двигателями фирм «Аэроджет дженерал» и «Риэкшн моторс». Корпус создан фирмой «Мартин Эркрафт», система управления — фирмой «Дженерал электрик».

Ракеты Великобритании

О разработках ракет и реактивных снарядов в Великобритании почти нет опубликованных данных. Однако нужно признать, что сделано не многое. Официально сообщается, что все разработки рассчитаны на много лет, а сведения об экспериментальных образцах не имеют большого значения.

«Файрфлэш». Ракета класса «воздух—воздух», наводящаяся по лучу радиолокатора. Передняя часть ракеты длиной 2,25 м с крестообразными крыльями является «второй ступенью» без двигателя, но с наведением по лучу (агличане называют эту часть ракеты «дротиком»); она разгоняется двумя ускорителями на твердом топливе, которые после выгорания топлива отделяются, а «дротик» продолжает движение по инерции.

«Скайларк». Высотная исследовательская ракета длиной 7,6 м, диаметром 44 см с двигателем «Рэйвен» на твердом топливе фирмы «Бристоль эркрафт», развивающем тягу на уровне моря порядка 5,2 т в продолжение 30 секунд. Приборный отсек приблизительно таких же размеров и веса, как у ракеты «Аэроби». Высота подъема ракеты «Скайларк» 190 км.

далее

к началу
назад
Реклама
на epizodsspace.narod.ru		Закрыть [x]