Текст книги "Техника и вооружение 2007 07"

Автор книги: авторов Коллектив

сообщить о нарушении

Текущая страница: 5 (всего у книги 7 страниц)

При натяжении строп и звеньев ПРД во время вступления в работу основного парашюта расчековываются клапаны термоизолятора, из него извлекается блок ПРД и включается в работу прибор ППК-УВ-15 левого щупа. Одновременно расправляются и натягиваются ветви подвесной системы. На наполненном парашюте боевая машина продолжает снижаться с вертикальной скоростью 16–23 м/с. Через 12 с после отделения боевой машины от самолета срабатывают приборы ППКУВ-15, щупы «откладываются», т. е. перемещаются в вертикальное положение, фиксируются замками и распускаются на заданную длину.

Экипаж самолета проводит загрузку БМД-1 на ПРСМ-915 с помощью тельферов.

Подготовленная к десантированию БМД-1 на ПРСМ-915 в грузовой кабине самолета Ил-76.

Выброска БМД-1 на ПРСМ-915. Момент выхода купола основного парашюта из камеры.

В момент касания щупами земли при приземлении боевой машины замыкается электрическая цепь на подрыв пиропатронов в крайних двигателях блока ПРД. Электрический заряд конденсаторных батарей блока электропитания воспламеняет пиропатроны ДП4-3, которые зажигают воспламенители, создающие необходимую температуру и давление для горения порохового заряда в двигателях блока ПРД. Реактивная тяга твердотопливных двигателей гасит скорость снижения боевой машины до О-5 м/с, обеспечивая ее сохранность в момент приземления. Система включения двигателей с жесткими щупами показала высокую надежность и исключает случайные срабатывания.

Главные преимущества, скажем, ПРСМ-915 перед многокупольной системой МКС-5– 128Р с платформой П-7 заключаются в следующем:

– сокращается время подготовки к десантированию и время самого десантирования: скорость снижения объекта на ПРС примерно в 4 раза выше. Правда, довольно велики и перегрузки при торможении у земли с помощью реактивных двигателей. Близкий оглушительный рев, грохот и пламя пороховых двигателей увеличивают и психофизические нагрузки на десантников;

– вместо пяти блоков основных парашютов в МКС-5-128Р, каждый площадью 760 м², в ПРСМ-915 применен только один основной парашют площадью 540 м²;

– после приземления ПРС не оставляет вокруг машины огромных полотнищ парашютов с путаницей строп, такое «белое болото» часто мешало машине начать движение немедленно. Это «болото» могло остановить не только легкие бронемашины. На учениях «Днепр» в 1967 г. был случай, когда стропы, выдерживавшие нагрузку до 30 т, попадая на ведущие колеса и траки, задержали средние танки, пытавшиеся пройти по месту высадки десанта;

– отсутствие платформы позволяет машине с уложенной ПРС двигаться на аэродром и загружаться в самолет своим ходом. На тот момент еще не были готовы бесплатформенные парашютные системы, и это отличие было весьма существенно;

– для транспортировки комплектов ПРС требуется меньше транспортных средств, чем для многокупольных систем.

Все это отвечало общему стремлению к сокращению времени на подготовку и к десантированию воздушнодесантных соединений и частей.

Первый сброс БМД-1 на парашютно-реактивной системе ПРСМ-915 из самолета Ил-76 провели в 1975 г. Несмотря на неудачное первое десантирование (не отложились щупы), в целом в ходе дальнейших испытаний задачу сброса БМД на новой системе из Ил-76 и Ан-22 признали решенной. Заметим, что в то же время проводили испытания сброса машины и экипажа на КСД: работы по средствам десантирования шли весьма активно и широким фронтом.

Десантирование БМД-1 на ПРСМ-915 методом «Цуг».

Тактико-технические характеристики парашютно-реактивных систем

ПРС

ПРСМ-915

ПРСМ-925 (916)

ПРСМ-925

Предназначена для десантирования

БМД-1 П,

БМД-2,

БТР-Д.

БМД-1 ПК

БМД-2К

БТР-ЗД,

БТР-РД,

БМД-1 КШ

Полетная масса машины с ПРСМ, кг

8000±50

8400–8700

8000–8800

Высота сбрасывания

500—1500

над площадкой приземления, м

Превышение площадки приземления над уровнем моря, м

До 2500

Скорость полета (по прибору) при сбрасывании:

Ил-76

260—400

260—400

260-400

Ан-22

320—380

320—340

320—340

Ан-12Б

350—400

–

340—400

Вертикальная скорость снижения на основном парашюте, м/с

16—23

17—27

16—23

Реактивная сила блока ПРД, кгс

18750—30000

30000^0000

25000—36250

Номинальная скорость приземления, м/с

3,5–5,5

Максимальная (допустимая при сбрасывании) скорость у земли, м/с

8

10

10

Полетная масса ПРС, кг

1060±20

1110130

1240±20

Масса снаряженного блока ПРД, кг

Из 3-х ПРД – 480±5

Из 4-х ПРД – 560±5

Из 4 ПРД —

620±10

Основная парашютная система:

ОКС-540 серии 3

ОКС-540 серии 4

ОКС-540 серии 3

– площадь купола, м²

540

540

540

– масса блока ОКС, кг

205±5

205±5

210±5

Вытяжная парашютная система:

ВПС-8

– площадь купола, м²

8

– масса, кг

47

Количество применений:

ПРСМ

7

ОКС-540

5

ВПС-8

5

23 января 1976 г. на площадке приземления Кислово под Псковом на базе 76-й гв. воздушно-десантной дивизии прошел первый сброс на ПРСМ-915 машины БМД-1 с экипажем внутри с самолета Ан-12Б. Проект получил название «Реактавр» – «реактивный Кентавр». Экипаж первого «Реактавра» утверждали министр обороны маршал А.А. Гречко и начальник Генерального штаба маршал В.Г. Куликов. Экипаж БМД-1 составили офицеры НТК ВДВ подполковник Л.И. Щербаков (участвовавший в испытаниях БМД-1 еще на НИИИ БТ в Кубинке) и майор А.В. Маргелов. Экипаж самолета был тот же, что производил сброс первого «Кентавра». Испытания прошли в целом удачно. После приземления экипаж меньше чем за минуту привел машину в боевую готовность, затем выполнил упражнения стрельбы из вооружения БМД и вождение по препятствиям.

Десантирование экипажа внутри БМД на ПРС позволяло сократить время десантирования воздушно-десантной дивизии до десятков минут. Оно также вошло в практику ВДВ и демонстрировалось в ходе ряда учений, например масштабных учений «Запад-81». На конец 2004 г. всего было произведено около полусотни десантирований экипажей и артиллерийских расчетов вместе с техникой в различных системах десантирования, в них приняли участие более 110 человек (для сравнения: в космос с 1961 г. слетали почти вчетверо больше).

Поскольку боевая машина пехоты БМП-3 изначально создавалась с расчетом принять ее на вооружение как сухопутных войск и морской пехоты, так и ВДВ, для ее десантирования была разработана своя многокупольная парашютно-реактивная система П-235 «Басня». Но, поскольку на вооружение ВДВ была принята боевая машина десанта БМД-3, система П-235 так и осталась опытной.

Советские (российские) комплексы средств десантирования не раз подтвердили свою высокую эффективность. За рубежом, насколько известно, аналогов нашим ПРС и бесплатформенным системам пока не создано, хотя работы по комбинации грузовых парашютов с пороховыми приспособлениями для резкого уменьшения скорости спуска у земли велись также давно.

Так, генерал-майор Д. Гейвин в книге «Воздушно-десантная война», изданной в США в 1947 г., упоминал две системы, проходившие в то время испытания. По первому варианту к грузу крепилась U-образная труба с песком и пороховым зарядом. Перед самым приземлением пороховой заряд подрывался пиропатроном, выстреливая песок вниз, отдача выстрела амортизировала удар о землю. Во втором варианте под парашютом размещался небольшой пороховой заряд, а под грузом – щуп (лот). При касании щупом земли заряд подрывался, а его взрывная волна (согласно описанию Гейвина) обеспечивала «прыжок» парашюта вверх. Главной задачей считалась отработка сброса с самолетов орудий и тягачей воздушного десанта. Но интересно следующее замечание Г ейвина: «Высказываются предположения о возможности сбрасывания с парашютами бронетранспортеров для парашютно-десантных войск. Последнее предложение заслуживает всяческого внимания». Однако в СССР эту задачу решат раньше, чем в США.

Во Франции Ж. Мишелар получил патент на «Приспособление для реактивного торможения грузов, спускаемых на парашютах» (в СССР в это время уже вовсю отрабатывали реальные ПРС). В 1980-е гг. в США проходила испытания парашютно-реактивная система PRADS (Parachute Retro-Rocket Airdrop System) для десантирования различных грузов. От советских ПРС ее отличали в основном многокупольная парашютная система и размещение груза на платформе. Сообщалось также о разработке в начале 1990-х гт. в специальном центре Командования тыла армии США системы LARRAS (Low Altitude Retro-Rocket Airdrop System) для сброса грузов общей массой до 27000 кг (на нескольких связанных друг с другом платформах) с высоты 90 м – сочетания вытяжных парашютов с тормозными реактивными двигателями. Интересно, что параллельно велась разработка систем группового десантирования личного состава. Но на вооружении ВВС США систем типа PRADS или LARRAS не наблюдалось.

БМД-2 на ПРСМ-925 (916).

Система PRADS с блоком «тормозных ракет мягкого приземления груза»:

1 – парашюты с куполом диаметром 19,52 м (до восьми); 2 – нейлоновые соединительные лямки; 3 – блок из трех-семи реактивных двигателей; 4 – блоки сброса парашютов (один-два); 5 – стропы (из кевлара) подвески груза; 6 – электронная аппаратура; 7– грузовая платформа; 8 – датчики контакта с землей (два щупа).

Литература

1. Беляев Ю. Средства десантирования грузов с самолетов ВВС США // Зарубежное военное обозрение. 1989. № 9.

2. Варченко Л. Уход за парашютной платформой П-7// Техника и вооружение. 1987, № 8.

3. Высоконадежные парашютные платформы «Универсала» // Аэрокосмический курьер. 2002, № 2.

4. Гейвин Д. Воздушно-десантная война. – М., Воениздат, 1957.

5. Герасименко И.А. Воздушно-десантная подготовка. 4.1 и 2. – М.: Воениздат, 1988.

6. Герасименко И.А., Комов И.А. Воздушно-десантная подготовка. Ч.З. – М.: Воениздат, 1989.

7. Задонцев Б. Развитие в США систем десантирования // Зарубежное военное обозрение, 1991, № 10–11.

8. Костин Б.А. Маргелов. Серия ЖЗЛ. – М.: Изд. Молодая гвардия, 2005.

9. Маргелов А.В. Когда «Кентавры» спускались с небес // Воин России, 2004, № I.

10. Маргелов А. В. Десантавры // Авиация и спорт, 2006, № 12.

11. Маргелов А.В. Список десантирований личного состава ВДВ внутри и совместно с боевой техникой, 2003.

12. Ракетные парашюты // Техника и вооружение. 1994, № 1, 2.

13. Сухорукое Д.С. Запискч командующего– десантника. – М.: ОАМА-Пресс, 2000.

14. Щербаков Л. П. Легендарный «Дядя Вася» // Армейский сборник. 1999, № 1.

15. Щербаков Л.И. Прыжок в броне // Армейский сборник, 2000, № 8.

Продолжение следует

Фото к статье «Броня «Крылатой пехоты»

БМД-2 с ПРСМ-925 (916).

«Фау-2»

Станислав Воскресенский

Продолжение. Начало см. в «ТиВ» № 4/2007 г.

Технический облик А-4 в значительной мере определили теоретические работы по космонавтике, во множестве публиковавшиеся в первой трети XX века. Прежде всего это касалось выбора топлива. Специалисты довольно быстро поняли, что тогдашние виды твердого топлива из-за своей низкой энергетики явно не пригодны не только для полета к Луне, но и для обеспечения сверхдальней стрельбы.

Еще К.Э. Циолковский предложил обладавшую самоочевидными энергетическими преимуществами топливную пару «кислород-водород». Однако крайне низкая температура кипения жидкого водорода (всего на 20° выше абсолютного нуля) и малая плотность (0,071 г/см3) затрудняли его практическое применение и требовали огромных по объему баков, что отодвинуло практическое использование этого горючего на вторую половину XX века. Жидкий кислород также вскипал при низкой температуре -173 °C, но был уже достаточно освоен как в производстве, так и в применении, а его плотность (1,14 г/см³) была значительно выше, чем у наиболее распространенного горючего – бензина. Разумеется, использование жидкого кислорода было также сопряжено с рядом сложностей. Для ракеты А-4 предстартовая потеря кислорода за счет испарения составляла 2 кг/мин. Считалось допустимым ждать пуска не более 20 мин с момента окончания заправки, после чего требовалось проводить дозаправку.

Первые эксперименты немецкие ракетчики провели с топливной парой «кислород-бензин». Однако на начальном этапе отработки жидкостных ракетных двигателей крайне остро стояла проблема охлаждения конструкции: ни один материал не был способен даже минуту выдерживать воздействие продуктов сгорания с температурой выше 3000 °C.

Габаритные размеры ракеты А-4.

Стрингерно-шпангоутная клепаная наружная оболочка ракеты А-4.

В результате конструкторы сочли необходимым ради одного важнейшего шага вперед – создания работоспособной конструкции – сделать пару шагов назад в части энергетики. Для начала заменили бензин на спирт. Но, сгорая с жидким кислородом, чистый этиловый спирт, а точнее, предельный по концентрации 92 %-ный его раствор, прожигал конструкцию двигателя не хуже бензина. Для снижения теплового воздействия на двигатель пошли и на второй шаг назад – решили использовать водный раствор спирта. Встал вопрос о допустимой минимальной концентрации «спиритуса вини». Один из сотрудников фон Брауна, выходец из буржуазной среды Вилли Лей, отправившись в родные края под Кенигсберг, расспросил своего отца-винозаводчика и отправил в Берлин открытку с исторической фразой: «Горючие ликеры должны содержать 40 % спирта по объему, 38 %-ные ликеры уже не горят!» Напомним, что термином «ликер» именуются все водные растворы спирта. У нас в стране для 40 %-ного ликера употребляется иное, всем известное краткое наименование. По преданию, оптимальность именно такой концентрации была обоснована в диссертации всемирно признанного гения русской науки Д.И. Менделеева «Рассуждения о соединении спирта с водой». Но, как говорится, «что русскому в радость, немцу – смерть». В данном случае безоговорочно одобренная нашим народом 40 %-ная концентрация оказалась слишком слабой для ракетного двигателя. При ее использовании ракета с вырывавшейся из сопла мощной струей пара смахивала бы на паровоз, а энергетические показатели двигателя снизились бы до недопустимого уровня. В конечном счете методом подбора пришли к разумному компромиссу – 65 %-ной концентрации.

Компоновка ракеты А-4:

1 – цепная передача к воздушным рулям; 2 – электродвигатель воздушного руля; 3 – форкамеры; 4 – трубопровод для подачи спирта в камеру сгорания; 5 – воздушные баллоны пневмосистемы ДУ; 6 – задний шпангоут; 7 – сервоклапан для спирта; 8 – корпус топливного отсека; 9 – приборы системы управления; 10 – трубопровод наддува спиртового бака; 11 – наконечник с головным взрывателем; 12 – боевая часть; 13 – труба с детонатором; 14– донныйвзрыватель; 15-фанерная кремтовидная панель; 16 – баллоны заполнения спиртового бака; 17 – передний шпангоут; 18 – гироприборы; 19 – патрубок слива спирта; 20 – трубопровод подачи спирта в THA; 21 – заправочный патрубок жидкого кислорода; 22 – сильфоны; 23 – бак с перекисью водорода; 24 – рама двигателя; 25 – бачок с перманганатом (парогазогенератор расположен сзади); 26 – главный клапан кислорода; 27-трубы подачи спирта для внутреннего охлаждения; 28 – трубка слива спирта; 29 – рулевые машины; 30 – стабилизаторы; 31 – газоструйные рули; 32 – воздушные рули; 33 – камера сгорания и сопло; 34 – турбонасосный агрегат; 35 – отсек приборов управления; 36 – спиртовой бак; 37 – бак с жидким кислородом; 38 – корпус хвостового отсека; 39 – рулевое кольцо.

Крепление двигателя.

Размещение агрегатов двигателя на раме.

Принципиальная схема двигателя А-4:

1 – сопло; 2 – система подачи горючего (спирта) для внутреннего охлаждения; 3 – форкамера; 4 – камера сгорания; 5 – трубопроводы подвода жидкого кислорода к форкамерам; 6 – главный клапан горючего; 7 – труба подвода горючего к рубашке охлаждения; 8 – баллоны высокого давления; 9 – бачок катализатора; 10 – редуктор давления воздуха; 11 – реактор; 12 – бак перекиси водорода; 13 – главный клапан окислителя; 14 – насос горючего; 15 – турбина; 16 – насос окислителя; 17-труба подачи парогаза в турбину; 18 – труба для отвода горючего в насос при выключении двигателя.

Человек при необходимости мог проникнуть в камеру двигателя через его критическое сечение.

Выбор жидкого топлива поставил задачу обеспечения его подачи в камеру сгорания, при этом в условиях противодействия довольно большого давления продуктов уже находящихся в ней раскаленных газов. На первых экспериментальных ракетах компоненты топлива выдавливались из баков за счет их наддува сжатым воздухом или азотом. Но для этого приходилось создавать в баке давление большее, чем в камере сгорания. Прямо пропорционально давлению росла толщина стенок баков и, следовательно, их вес. С другой стороны, экономичность ракетного двигателя обеспечивается высокой степенью расширения продуктов сгорания топлива. С учетом ряда факторов, в том числе и того, что давление на срезе сопла одноступенчатой ракеты должно быть близко к атмосферному, прогресс двигателестроения сопровождался неуклонным ростом давления в камере двигателя. Поэтому уже на «Фау-2» была применена насосная подача компонентов топлива в двигатель.

Помимо двух центробежных насосов (для спирта и кислорода) потребовался элемент, приводивший их в движение, – турбина. Для вращения самой турбины на нее подавались продукты сгорания из специального газогенератора, который представлял собой вторую, меньшую камеру сгорания двигателя. Однако в нее не поступали основные компоненты топлива – спирт и кислород. Турбина могла выдержать температуру не более 1000 К – в несколько раз меньшую, чем основная камера двигателя. Немецкие конструкторы использовали перекись водорода, которая, смешиваясь с катализатором (жидким перманганатом натрия), разлагалась на воду и кислород, при этом образовывался парогаз с вполне приемлемой температурой около 370 °C, близкой к реализуемой в уже широко освоенных на электростанциях и кораблях обычных паровых турбинах. Мощность турбонасосного агрегата соответствовала танковому двигателю, но скорее от Т-72, чем от Т-34!

Подвод компонентов топлива.

Камера сгорания двигателя ракеты А-4:

1 – форкамеры; 2 – трубы подвода горючего для внутреннего охлаждения; 3,4,5, 6 – пояса отверстий для ввода горючего во внутреннюю поверхность стенки камеры; 7 – трубы подвода горючего в полость охлаждения; 8 – кронштейны крепления двигателя к раме; 9 – главный спиртовой клапан.

Форкамера двигателя, имеющего сферическую головку:

1 – подвод окислителя (жидкого кислорода); 2– корпус форкамеры; 3 – форсуночная головка окислителя со струйными форсунками; 4 – кожух форкамеры, образующий полость для подвода горючего к форсункам; 5 – верхний пояс центробежных форсунок; 6 – пояса струйных форсунок; 7 – пояса центробежных форсунок.

Турбонасосный агрегат двигателя:

1 – патрубок входа спирта; 2 – корпус турбины; 3 – выходной коллектор турбины; 4 – крыльчатка спиртового насоса; 5 – штуцер слива просочившегося спирта; 6 – шарикоподшипники; 7 – устройство для предохранения от разноса; 8 – патрубок подачи спирта в камеру; 9 – уплотнение вала турбины; 10 – корпус спиртового насоса; 11 – рабочие лопатки турбины; 12 – патрубок подачи кислорода в камеру; 13 – трубопроводы впуска парогаза; 14 – турбинное колесо; 15 – крыльчатка кислородного насоса; 16 – подшипники кислородного насоса; 17 – уплотнение вала; 18 – муфта сцепления; 19 – корпус кислородного насоса; 20 – сопло турбины; 21 – неподвижный направляющий аппарат; 22 – патрубок входа кислорода.

Для вытеснительной подачи перекиси и перманганата натрия применялся сжатый воздух. Выбор перекиси водорода помимо объективного фактора – низкой температуры парогаза при приемлемой энергетике процесса – был обусловлен и субъективным – активной деятельностью энтузиаста этого монотоплива немецкого инженера Гельмута Вальтера. Ему удалось внедрить свои турбинные установки даже на подводные лодки XXVIII серии в качестве маршевого двигателя подводного хода, обеспечившего рекордную для Второй мировой войны скорость хода под водой. Кроме того, на участвовавшем в боях ракетном перехватчике Me 16З также стоял двигатель Вальтера, работавший на перекиси водорода в качестве основного топлива.

Применение перекиси водорода не было единственно возможным решением: можно было использовать и основные компоненты, подавая их в газогенератор в соотношении, далеком от оптимального, и тем самым обеспечивая снижение температуры продуктов сгорания. Но в этом случае потребовалось бы решить ряд сложных проблем, связанных с обеспечением надежного воспламенения и поддержания стабильного горения этих компонентов. Поэтому, несмотря на то что перекись водорода – пожароопасная жидкость, склонная к внешне не отличимому от горения «бурному разложению» при контакте с маслом и элементарной грязью, она широко использовалась для обеспечения работы турбонасосных агрегатов многих ракет, разработанных в 1950-е гг. До сих пор она применяется на космических носителях семейства «Союз».

Если инициация разложения перекиси водорода в газогенераторе не представляла особых проблем, то зажигание основных компонентов в камере сгорания оказалось сложной задачей, так и не решенной немцами до конца. Было создано специальное устройство, поджигающее пары поступающих в камеру спирта и кислорода, которое крепилось на штативе из деревянных реек, вставляемом в камеру сгорания. При срабатывании оно вращалась наподобие «сегнерова колеса» относительно продольной оси ракеты. Выяснилось, что воспламенение спирта с кислородом в камере больших габаритов может сопровождаться взрывами и мощными вибрациями, способными разрушить двигатель. Крайне сложным в отработке оказался и процесс впрыска в камеру, распыления и смешивания друг с другом компонентов топлива. Для обеспечения полноты сгорания попытались удлинить камеру сгорания, но это не помогло.

«Фау-2» создавалась в условиях военного времени, сроки поджимали, и разработчики двигателя во главе с Вальтером Тилем нашли выход в применении центробежных форсунок. При этом они решили отработать процесс подачи топлива и его воспламенения на объекте относительно небольшого объема применительно к двигателю тягой 1,5 т от экспериментальной ракеты А-3. В дальнейшем его использовали в качестве так называемой форкамеры в составе штатного двигателя ракеты А-4. На переднем днище основной камеры сгорания большой ракеты сумели уместить 18 похожих на горшочки форкамер. Основной камере придали грушевидную форму, что обещало экономию в весе за счет благоприятной схемы силового нагружения. Но на практике это решение оказалось нетехнологичным и в дальнейшем в ракетной технике не прижилось.

Пневмогидравлическая система ракеты А-4:

1 – семибаллонная батарея; 2,3 – пятиштуцерная разьемная колодка; 4 – главный клапан пневмощитка; 5 – ручной запорный вентиль; 6 – манометр; 7 – редуктор пневмощитка; 8 – электропневмоклапан пневмощитка; 9 – обратный клапан; 10, 11-управляющие электропневмоклапаны системы наддува и заполнения спиртового бака; 12 – обратный клапан; 13 – электропневмоклапаны управления главными клапанами компонентов; 14 – главный спиртовой клапан; 15 – главный кислородный клапан; 16 – трехбаллонная батарея; 17 – заправочный патрубок спиртового бака; 18 – клапан заполнения спиртовой магистрали; 19 – дроссель; 20 – клапан наддува спиртового бака скоростным напором атмосферного воздуха; 21,22 – сливные клапаны спирта; 23 – клапан заправки жидким кислородом; 24 – дренажный кислородный клапан; 25 – датчик уровня жидкого кислорода; 26 – управляющий электропневмоклапан; 27 – клапан подпитки жидким кислородом; 28 – заправочный патрубок бака перекиси; 29 – заправочный патрубок бачка перманганата натрия; 30, 31 – дренажные патрубки; 32 – дренажный клапан бака перекиси; 33 – дренажный клапан бачка перманганата натрия; 34 – реле наддува бака жидкого кислорода; 35 – электропневмоклапан; 36 – блокирующие реле; 37 – клапан наддува бачков системы зажигания; 38 – бачки с самовоспламеняющимися компонентами зажигающего топлива; 39 – форсуночная головка зажигательного устройства; 40 – главный клапан ПГГ; 41,42– обратные клапаны перманганата и перекиси; 43 – электропневмоклапан управления главной ступенью; 44 – клапан конечной ступени; 45 – клапан главной ступени; 46 – реактор; 47 – турбина; 48. 49 – насосы; 50 – теплообменник; 51 – заборник для наддува спиртового бака; 52 – электропневмоклапан; 53 – реле давления в системе подачи перманганата натрия; 54 – редуктор ПГГ; 55 – вентиль сброса давления; 56 – блокирующий манометр; 57 – клапан настройки редуктора; 58 – электродатчик уровня спирта; 59 – управляющий электропневмоклапан.

Наряду с организацией процесса сгорания топлива сложности возникли с защитой конструкции двигателя от прогара. Стенки камеры выполнили в два слоя, между которыми пропускали спирт перед его подачей в форкамеры. Но этого жидкостного охлаждения (отработанного еще на поршневых двигателях) оказалось недостаточно, и на внутренней оболочке прорезали множество отверстий. Просачивающийся через них спирт образовывал пленку, быстрое испарение которой обеспечивало охлаждение стенок. До начала процесса сгорания топлива отверстия в камере были заполнены так называемым сплавом Вуда, состоящего наполовину из висмута, на четверть – из свинца, с включениями олова и кадмия. При температуре плавления этого сплава всего лишь 68 °C в камере отверстия во внутренней оболочке вскрывались практически мгновенно после воспламенения топлива, своевременно обеспечивая пленочное охлаждение стенок камеры.

Спиртовая пленка догорала уже за срезом сопла, поэтому факел двигателя был очень большим, длиннее корпуса ракеты. Без пленочного охлаждения он был бы в 2–3 раза короче. Выхлоп отработавшего в турбине газа поступал на теплообменник, в котором часть жидкого кислорода газифицировалась для обеспечения наддува бака. Бак со спиртом наддувался сжатым азотом. Перед стартом ракета заправлялась 3965 кг спиртового раствора и 4979 кг жидкого кислорода.

Низкая надежность зажигания компонентов в камере определила допустимость включения турбонасосного агрегата только после подтверждения осуществления этого процесса, иначе водопад не сгоревших, но готовых в любую минуту воспламениться компонентов залил бы стартовую площадку. Поэтому последовательность предпусковых операций предусматривала начальный этап работы двигателя на так называемой «предварительной ступени» с тягой всего около 7 т, когда в камере сгорания поджигалось и горело топливо, поступающее из баков самотеком, под действием силы тяжести. При этом, как и при последующей работе двигателя с подключенным турбонасосным агрегатом на так называемой «промежуточной ступени», его тяга не превышала веса ракеты. Только при дальнейшем переходе к работе двигателя на «главной ступени» с тягой 25 т ракета отрывалась от стартового стола. В результате снижения наружного атмосферного давления по мере набора высоты тяга возрастала до 30 т.

Блок гировертиканта, гирогоризонта и гироинтегратора ракеты А-4.

Гироинтегратор линейных ускорений.

Гирогоризонт.

Гировертикант.

Как двигательная установка, так и другие системы ракеты требовали в ходе предстартовой подготовки выдачи множества команд в строго определенной последовательности. Для этого немцами была разработана соответствующая автоматика с использованием элементной базы 1930-х гг., в основном разнообразных электромеханических реле. Если какая-нибудь из команд не отрабатывалась или выдавалась ошибочно, происходил так называемый «сброс схемы» – все реле переводились в исходное положение.

Другим, не столь очевидным следствием выбора жидкого топлива стало применение средств стабилизации или системы управления даже на экспериментальных ракетах, к которым вообще не предъявлялись требования по точности стрельбы. Дело в том, что вес жидкостных ракетных двигателей практически прямо пропорционален их тяге (для твердотопливных двигателей эта проблема менее актуальна). Поэтому те же «катюши» стартовали с перегрузками в десятки и даже сотни единиц, быстро набирая скорость, достаточную для обеспечения устойчивого полета за счет аэродинамических сил при наличии развитых хвостовых стабилизаторов. Здесь использовался принцип, успешно реализуемый на протяжении многих тысячелетий в стрелах, запускаемых из луков.

Для снижения веса конструкции жидкостного ракетного двигателя его тяга не более чем в два-три раза превышает вес ракеты. Поэтому еще в первых немецких ракетах на жидком топливе А-1 и А-2 для обеспечения стабилизации во всем диапазоне скоростей использовали силовые гироскопы, обеспечив вращение вокруг продольной оси одного из отсеков корпуса. Начиная с экспериментальной ракеты А-3 немцы стали оснащать свои изделия системами управления. Необходимые наработки для этого уже имелись. Еще в конце XIX века для удержания морских торпед на заданном курсе был изобретен «гироскопический прибор Обри». Американец Э. Сперри продемонстрировал автопилот с гироскопическими датчиками на всемирной Парижской выставке в 1914 г., еще до начала Первой мировой войны.

Напомним, что важнейшим свойством трехстепенного свободного гироскопа, вытекающим из фундаментального закона сохранения момента количества движения, является неизменность ориентации в пространстве оси его вращения. В чистом виде это свойство можно наблюдать разве что в невесомости. Но посредством системы кардановых подвесов можно достаточно сильно приблизить реальность к идеалу, создав так называемый трехстепенной гироскоп – устройство с тремя степенями свободы, позволяющее с высокой точностью замерять углы отклонения летательного аппарата относительно первоначально заданной оси гироскопа.

Намного более парадоксальным представляется свойство так называемого двухстепенного гироскопа. Приложив к оси чувствительности такого гироскопа момент, мы сместим направление оси вращения, но не в плоскости действия возмущения, а перпендикулярно ей.

Два прибора в комплекте бортовой аппаратуры ракеты А-4 в качестве основного элемента использовали трехстепенной гироскоп. С датчиков гировертиканта снимались сигналы, пропорциональные отклонениям корпуса ракеты от оси гироскопа по крену и рысканью, что обеспечивало стабилизацию исходной ориентации ракеты по этим каналам. Но в плоскости тангажа такого заданного постоянного положения не было: ракета должна была отрабатывать программный маневр, постепенно наклоняясь в сторону цели. Можно было бы с использованием ряда сложных устройств заставить ось так называемого гирогоризонта постепенно менять свое направление, но это привело бы к многократному ухудшению точности. Поэтому при помощи программного механизма с профилированным эксцентриком, движимым шаговым мотором, проворачивали своего рода шкалу, относительно которой потенциометром обратной связи замерялось отклонение оси гироскопа. В результате датчик гирогоризонта определял отклонение не от исходного (вертикального), а от заданного на данный момент программного наклонного положения ракеты в плоскости тангажа. Электрические импульсы на шаговые моторы программного механизма поступали с частотой 45 Гц, задаваемой с достаточной стабильностью специальным вибратором.