книги из ГПНТБ / Феодосьев В.И. Введение в ракетную технику Учеб. пособие

40 Гл. II. Типы ракетных летательных аппаратов и основы их устройства

в турбореактивном снаряде, показанном на фиг. 2.3. В этом слу­ чае достигается более равномерное дробление корпуса при взрыве.

Ракета осколочно-фугасного действия изображена на фиг. 2. 4. Боевой заряд здесь заключен в массивный корпус, позволяющий про­ бивать прочные укрытия.

Головная часть осколочно-зажигательного реактивного снаряда, показанного на фиг. 2. 5, снабжена осколочно-зажигательными эле­ ментами. Для чисто зажигательного эффекта головная часть за­ жигательной ракеты снаряжается горючей смесью (фиг. 2 .6).

Отметим заодно характерную особенность конструкции раке­ ты, показанной на фиг. 2. 5. Камера сгорания у этой ракеты сдела­

большой скоростью и усиливает разрушительное действие кумуля­ тивного снаряда.

42 Гл. II. Типы ракетных летательных аппаратов и основы их устройства

большим целям нет необходимости делать ракету управляемой, снабжать ее дорогостоящей аппаратурой, усложнять пусковые устройства и весь комплекс оборудования. При небольшой стоимо­ сти ракеты неточность стрельбы легко может быть компенсирована

1—камера сгорания с ракетным зарядом, 2—воспламенитель, 3 —сопло, 4—диафрагма, 5—боевой заряд, 6—донный детонатор, 7—стабилизатор, 8 —головной взрыватель.

количеством снарядов, и это в конечном итоге оказывается более выгодным.

Однако в некоторых случаях, даже при небольших дальностях, бывает желательно введение системы управления для более точно­ го наведения ракеты на цель и корректировки ее полета. Это име­ ет прямой смысл в тех случаях, когда стрельба ведется по какойлибо движущейся цели (например, танку) или по объекту, для поражения которого необходимо не одно, а несколько прямых

Фиг. 2.8. Взрыв кумулятивного заряда.

попаданий. В таких случаях неточности стрельбы неуправляемы­ ми ракетами уже трудно компенсировать количеством выстрелов, не говоря уже о том, что, например, при отражении танковой ата­ ки для планомерного покрытия площади может вообще не оказать­ ся времени.

растанию запаса топлива. Это возрастание тем больше, чем больше вес полезного груза. Одновременно растет и время, в течение кото­

рого выгорает запас топлива.

Мы видели, что у всех пороховых ракетных снарядов, как и вообще у всех ракет на твердом топливе, камера сгорания являет­ ся одновременно и емкостью, содержащей весь запас топлива. С одной стороны, это очень удобно, так как конструкция ракеты получается предельно простой, значительно упрощается также и ее эксплуатация. С другой стороны, такое конструктивное решение накладывает определенное ограничение на величину общего запа­ са топлива и время его выгорания. Дело заключается в том, что большое количество топлива потребует увеличения объема камеры сгорания. Но камера находится под высоким давлением и работает в тяжелых температурных условиях. Может получиться так, что обеспечение прочности камеры увеличенных размеров при высо­ ких давлениях и большой температуре приведет к непомерному воз­

растанию ее веса.

Кроме того, весьма существенным является то обстоятельство, что стенки камеры сгорания и стенки сопла порохового двигателя являются неохлаждаемыми. При малом времени горения заряда стенки не успевают сильно перегреться и почти полностью сохра­ няют свою прочность. С увеличением времени горения заряда мо­ жет появиться потребность охлаждения стенок камеры сгорания

и сопла или во всяком случае предохранения их от нагрева, что неизбежно приведет к усложнению и утяжелению конструкции

сутратой ее основного преимущества.

Врезультате при больших запасах топлива и большой продол­ жительности работы двигателя становится более выгодным примене­ ние ракет не на твердом, а на жидком топливе. Этому способствует, еще и то, что жидкое топливо имеет, как правило, более высокую теп­ лотворность.

Таким образом, можно говорить, что с ростом полезного гру­ за у ракет на твердом топливе в сравнении с ракетами на жидком топливе имеет место более жесткое ограничение конечной скоро­ сти, или дальности полета. Можно также сказать, что ракеты на твердом топливе с ростом конечной скорости будут иметь меньшую величину полезного груза.

В последние годы техника ракет на твердом топливе продвину­ лась значительно вперед. Разрабатываются высокотеплотворные топлива, которые устойчиво горят при сравнительно низких давле­ ниях (порядка 20—40 ат), в то время как для пироксилиновых и нитроглицериновых порохов требуются давления 60—80 ат. Нахо­ дятся пути термической изоляции стенок, позволяющие ракетному двигателю работать без охлаждения до нескольких десятков се­

кунд, и пр.

Все это привело к тому, что двигатели на новых твердых топ­ ливах стали применять в таких ракет'ах, где раньше в основном

ва. Общий вес порохового заряда, обеспечивающий указанную даль­ ность, составляет 585 кг.

Так как ракета неуправляемая, рассеивание ее при значитель­ ной дальности должно быть весьма большим и ее боевое действие не может дать должного эффекта. Поэтому не случайно такая ра­

кета, созданная во время второй мировой войны, не получила, применения.

Дальность полета снаряда можно увеличить путем комбиниро­ вания орудийного и реактивного принципов стрельбы.

На фиг. 2. 14 показан так называемый активно-реактивный снаряд. Выстрел таким снарядом производится из обычного ору-

Фиг. 2. 14. Активно-реактивный снаряд.

дия. Добавочную скорость снаряд набирает вследствие сгорания ракетного заряда, расположенного в донной части.

Такой прием позволяет заметно увеличить дальность, хотя и в ущерб боевому эффекту (по сравнению с артиллерийским снаря­ дом того же веса).

Применение в ракетных двигателях топлив, более теплотвор­

ных, чем порох, позволяет достигнуть больших дальностей с одно­ временным увеличением веса полезного груза. По этому пути шло

иидет развитие современной ракетной техники.

Вракетах дальнего действия используются жидкие топлива с максимально высокой теплотворностью: горючие типа спирта, бен­ зина, керосина, для окисления которых применяются либо азот­ ная кислота, либо жидкий кислород, либо специальные типы окислителя.

Летательный аппарат дальнего действия по сравнению с аппа­ ратами ближнего действия должен обладать значительно боль­ шими абсолютными размерами. Это с достаточной очевидностью

вытекает, во-первых, из того, что для больших дальностей при том же боевом заряде требуется больше топлива. Кроме того, сам боевой заряд с ростом дальности должен увеличиваться. Ясно, что не имеет смысла применять ракету с дальностью в 1000 км и сна­ ряжать ее всего 10—20 кг взрывчатого вещества. Что же касает­ ся атомного заряда, то здесь необходимо иметь лимит полезной на­ грузки.

48 Гл. II. Типы ракетных летательных аппаратов‘и основы их устройства

Стартовый вес аппаратов дальнего действия измеряется в на­ стоящее время тоннами, а для межконтинентальных ракет он из­ меряется десятками тонн. Так, например, начальный вес американ­ ских ракет типа «Атлас» составляет свыше 100 г. Вес боевой на­ грузки ракет данного типа колеблется от 200—300 кг до нескольких тонн.

Баллистические ракеты дальнего действия

Баллистическими принято называть ракеты, траектория поле­ та которых, за исключением участка, проходимого ракетой с рабо­ тающим двигателем, представляет робой траекторию свободноброшенного тела. В этом смысле рассмотренные выше пороховые ракеты являются также баллистическими, однако название «бал­ листические» привилось лишь к большим ракетам, имеющим даль­ ность порядка сотен километров.

Примером простейшей дальней баллистической ракеты может служить ракета V-2 (другое обозначение — А-4), внутреннее усройство которой показано на фиг. 2. 15.

В качестве компонентов жидкого топлива в этой ракете приме­ нялись: горючее — разбавленный водой этиловый спирт, окисли­ тель—жидкий кислород. Теплотворность такого топлива была

все же заметно выше, чем пороха.

На приведенном разрезе V-2 легко различаются основные ча­ сти, характерные для баллистических дальних ракет.

Двигательная установка расположена в задней части ракеты. Она состоит в основном из камеры сгорания с соплом 33 и турбонасосного агрегата (ТНА) 34, предназначенного для принуди­ тельной подачи жидких топливных компонентов в камеру сгора­ ния.

Турбонасосный агрегат состоит из двух центробежных насо­ сов, связанных с турбиной. Турбина приводится в действие продук­

(на фиг. 2. 15 не виден). Перекись водорода подается в реактор ПГГ из бака 23 и разлагается в присутствии катализатора — пер­

манганата натрия, подаваемого из бачка 25. Эти вещества вытес­ няются из баков сжатым воздухом, содержащимся в баллонах 5.

В двигательную установку включают трубопроводы и клапаны пневмосистемы, регулирующие работу двигателя, а также трубо­ проводы и клапаны, подающие компоненты топлива как в камеру сгорания, так и в систему охлаждения двигателя.

Камера сгорания и все элементы двигательного агрегата кре­ пятся на раме двигателя 24.

Двигательная установка закрыта снаружи тонкостенной усилен­ ной оболочкой — корпусом хвостового отсека 38, который завер­ шается мощным рулевым кольцом 39.