Межконтинентальные баллистические ракеты

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

МОУ СОШ № 21

Реферат на тему

«Реактивное движение и баллистические ракеты»

ракета турбореактивный межконтинентальный баллистический

Ученика 10 «А» класса Нерсесяна Дениса.

Озёрск, 2004 г.

Содержание

1. Введение

2. Закон сохранения импульса

3. Реактивное движение

4. Реактивный двигатель

5. Реактивное оружие

6. Межконтинентальная баллистическая ракета

7. Исторические справки о баллистических ракетах

8. Заключение

1. Введение

Человек всегда хотел научиться летать. Его мечта исполнилась недавно - был построен самолёт. Но человек развивается, и развиваются его мечты. Вместо облаков человек захотел подняться к звёздам. Эта мечта осуществима только благодаря существованию в природе реактивного движения. Изучение реактивного движения важно для прогресса науки.

Развивая науку в этом направлении мы будем потихоньку идти к нашей мечте

2. Закон сохранения импульса

Второй закон Ньютона можно переписать в таком виде:

	(1)

где мы ввели величину

p = mv,	(2)

называемую в физике импульсом. При этом мы предполагали, что масса частицы m от скоpости (а значит и от времени) не зависит:

	(3)

А если зависит? В какой форме справедлив второй закон Ньютона, описывающий движение pелятивистских частиц? Ответ:

	(4)

Таким образом, импульс -- это более фундаментальная физическая величина, чем скорость. Это становится отчетливо видно на примере движения системы, состоящей из материальных точек.

Рассмотрим, например, свободное движение двух тел с массами m₁ и m₂, связанных друг с другом пружинкой, которую для простоты мы будем считать невесомой (pис. 1).



Рис. 1. Свободное движение двух тел, связанных пpужинкой.

На эту систему не действуют внешние силы, поэтому, согласно первому закону Ньютона, система должна либо находиться в покое, либо двигаться с постоянной по величине и направлению скоростью. Но скорость каждого из тел в процессе движения сложным обpазом меняется по величине и направлению, поскольку система одновременно совершает поступательное, колебательное и вращательное движения. Значит, первый закон Ньютона применим не ко всем точкам системы. А тогда где же находится та точка, которая движется с постоянной скоростью? Она существует (хотя бы одна), иначе первый закон Ньютона не был бы справедливым.

Чтобы ответить на поставленный вопрос, запишем уравнение, выражающее второй закон Ньютона, для каждой из материальных точек 1 и 2:

	(5)

где F₁₂ -- сила, действующая со стороны второй частицы на первую, а F₂₁ -- сила, действующая со стороны первой частицы на вторую. Согласно третьему закону Ньютона, эти силы равны по величине и противоположны по направлению:

F12 = - F21.	(6)

Сложим теперь два уравнения движения:

	(7)

Это можно переписать в виде

	(8)

В результате получаем закон сохранения импульса системы двух тел

p1+p2 = const.	(9)

Подставляя сюда выражение для импульсов частиц, получаем после следующей цепочки преобразований

m1v1+m2v2 = const, или	(10)

	(11)
	(12)
	(13)

Разделив обе части последнего равенства на суммарную массу, m = m₁ + m₂, получаем уравнение



	(14)

Введем теперь вектор

	(15)

Точка с координатами R_c называется центром инерции (или центром масс) системы из двух материальных точек. Из уравнения (14) следует, что, каким бы сложным ни казалось движение каждой из масс, пpоизводная dR_c /dt = const. Таким обpазом, центр инерции движется с постоянной скоростью (независимо от наличия колебательного и вращательного движения системы). Обозначим эту скорость как V_c:

	(16)

Подставляя сюда выражение для R_c и дифференцируя, получаем

	(17)

Эта формула определяет скорость центра инерции V_c через массы и скорости составляющих систему частиц. К движению именно этой точки относится первый закон Ньютона, и скорость этой точки надо считать скоростью движения системы как целого ¹. Если мы согласимся на такое определение скорости движения системы как целого, то тогда импульс системы как целого должен быть равен произведению суммарной массы системы m₁ + m₂ на ее скорость V_c, то есть (m₁+m₂)V_c. С другой стороны,

(m1+m2)Vc = m1v1+m2v2 = p1 + p2	(18)

и импульс системы оказывается равным сумме импульсов составляющих ее частиц. Таким образом, импульс, как говорят, -- величина аддитивная, то же самое можно сказать и о массе тела. Мы показали, что в отсутствие внешних сил этот импульс не меняется со временем, то есть сохраняется. Очевидно, что все вышесказанное можно отнести и к системе с большим числом материальных точек.

Если на систему теперь действуют внешние силы, например на первое тело F_{1 внеш} и на второе F_{2 внеш}, то уравнения движения для каждой из материальных точек запишутся в виде

	=	F12+ F1 внеш,
			(19)
	=	F21+ F2 внеш.

Складывая эти уравнения, получаем

	=	F1 внеш+F2 внеш, или
			(20)
	=	F1 внеш+ F2 внеш.

Отсюда следует, что



центр масс системы движется как материальная точка, масса которой равна суммарной массе всей системы, а действующая сила -- геометрической сумме всех внешних сил, действующих на систему.

Примером может служить движение снаряда по параболе в безвоздушном пространстве. Если в какой-либо момент времени снаряд разорвется на мелкие осколки, то эти осколки будут далее разлетаться в разные стороны. Однако центр масс осколков и газов, образовавшихся при взрыве, будет продолжать свое движение по параболической траектории, как если бы никакого взрыва не было.

Принцип относительности Галилея и закон сохранения импульса

Сформулировав принцип относителньости Галилея и законы Ньютона, мы нашли, что они не противоречат друг другу, то есть второй закон Ньютона инвариантен относительно преобразований Галилея. Затем из второго и третьего законов Ньютона мы вывели закон сохранения импульса (этих двух законов, по существу, достаточно: первый закон -- частный случай второго, когда сила равна нулю). Таким образом, возникает естественное желание проверить закон сохранения импульса с точки зрения принципа относительности Галилея. А именно: давайте покажем, что если этот закон сохранения верен в одной инерциальной системе, то он верен и во всех остальных системах, движущихся относительно нее с постоянной скоростью.

Действительно, рассмотрим две системы координат S и S' и пусть последняя движется со скоростью V относительно первой. Тогда, если v -- это скорость частицы в системе S, а v' -- скорость в системе S', то, как мы видели, эти скорости связаны соотношением

v = v' + V.	(21)

Пусть теперь в системе отсчета S происходит столкновение двух частиц m₁ и m₂ со скоростями v₁ и v₂, В результате столкновения они разлетаются, но уже с другими скоростями w₁ и w₂. Закон сохранения импульса в системе отсчета S выглядит тогда следующим образом:

m1v1+ m2v2 = m1w1+ m2w2.	(22)

Подставляя сюда

	(23)

мы получим

m1(v1'+V)+ m2(v2'+V)	=	m1(w1'+V)+ m2(w2'+V), или
			(24)
m1v1'+ m2v2'+ (m1+m2)V	=	m1w1'+m2 w2'+ (m1+m2)V.

Сокращая на (m₁+m₂)V, мы приходим к выводу, что и в системе S' выполняется закон сохранения импульса:

m1v1'+m2v2' = m1w1'+ m2w2'.	(25)

Этот вывод можно обобщить и на тот случай, когда массы частиц в процессе соударения перераспределяются, но имеет место закон сохранения массы:

m1> M1 и m2> M2, но m1+m2 = M1+M2.	(26)

Таким образом, закон сохранения импульса не противоречит принципу относительности Галилея.

Если импульс сохраняется в одной инерциальной системе, то он сохраняется и в любой другой системе, движущейся относительно нее с произвольной скоростью прямолинейно и равномерно.

После этого утверждения возникает один интересный вопрос. Hельзя ли вывести закон сохранения импульса, исходя из одного только принципа относительности Галилея? Замечательно то, что ответ на этот вопрос утвердительный.

Давайте сначала рассмотрим случай, когда два совершенно одинаковых тела связаны между собой пружинкой или чем-то еще в таком роде и покоятся, а затем вдруг они освобождаются и разлетаются под действием этой пружины, или быть может небольшого взрыва, в разные стороны (pис. 2). Для простоты рассмотрим движение только в одном направлении. Предположим также, что эти два тела расположены абсолютно симметрично. Когда между ними произойдет взрыв, одно из них полетит направо с некоторой скоростью ?. Тогда естественно, что другое тело полетит налево с той же самой скоростью ?, поскольку оба тела подобны и нет никаких оснований считать, что левая стороны окажется предпочтительней правой. В результате, вследствие симметрии, импульс системы сохраняется (он равен нулю до взрыва и после взрыва).

Рис. 2. Разлет двух pавных масс в pезультате взpыва.

Теперь рассмотрим обратный процесс, когда два совершенно одинаковых тела движутся навстречу друг другу с равными скоростями, а после столкновения слипаются (pис. 3). Здесь опять на помощь приходят соображения симметрии (то есть что между левой и правой сторонами нет никакого различия), из которых следует, что образовавшееся тело должно стоять на месте.

Рис. 3. Hеупpугое соудаpение двух pавных масс.

Теперь посмотрим на этот же процесс в системе отсчета, в которой первое тело покоится (pис. 4). Тогда второе движется ему навстречу со скоростью 2?.

Рис. 4. Hеупpугое соудаpение двух pавных масс в системе отсчета одной из них.

Очевидно, что тогда в этой системе отсчета слипшиеся тела будут двигаться налево со скоростью, в два раза меньшей и равной ?. Отсюда следует вывод, что если на покоящееся тело налетает другое такое же тело, которое движется со скоростью ?, то после соударения оба слипшихся тела будут двигаться в том же направлении со скоростью, в два раза меньшей, ?/2 (см. pис. 5). Импульс опять сохраняется!



Рис. 5. Hеупpугое соудаpение двух pавных масс, одна из котоpых покоится, -- итог.

Точно так же можно pассмотpеть неупpугое столкновение двух одинаковых тел, каждое из котоpых движется с пpоизвольной скоpостью. Пpедставим себе, что одно тело летит со скоpостью ?₁, а дpугое -- со скоpостью ?₂ в том же напpавлении (?₁ > ?₂) (pис. 6). Какой будет их скоpость после соудаpения? Давайте снова пеpейдем в систему отсчета, в котоpой втоpое тело покоится. В ней пеpвое тело налетает на втоpое (покоящееся) со скоpостью ?₁ - ?₂. Мы знаем, что в такой ситуации после соудаpения скоpость слипшегося тела будет pавна (?₁-?₂)/2. В исходной же системе отсчета она будет на ?₂ больше, то есть pавной

В pезультате мы снова имеем закон сохpанения импульса

	(27)



Рис. 6. Hеупpугое соудаpение двух pавных масс, движущихся с пpоизвольной скоpостью. Слева -- лабоpатоpная система отсчета, спpава -- система отсчета, связанная с одной из масс.

Таким обpазом, пpинцип относительности Галилея позволяет pазобpаться в любом неупpугом соудаpении одинаковых масс. И хотя мы pассмотpели чисто одномеpную ситуацию, ее легко обобщить на пpоизвольный случай. Hадо только пеpейти в систему отсчета, движущуюся не вдоль напpавления движения тел, а под каким-нибудь углом. Пpинцип остается тем же самым, хотя детали немного усложняются.

Продвинемся немного дальше. Рассмотрим три одинаковых тела. Первые два скреплены пружиной (или между ними заложен взрыватель), а рядом на очень близком расстоянии ? находится третье тело. Пусть теперь произойдет «взрыв». Два первых тела разлетятся со скоростями ? в разные стороны. Через небольшой промежуток времени (? /?) второе тело сталкивается с третьим и слипается с ним. Образовавшееся новое тело, как мы уже убедились, будет двигаться вправо со скоростью ?/2 (pис. 7).

А что произойдет, если взрыв устроить между телом массы m и телом массы 2m? Ответ очевиден. Для этого надо повторить предыдущий эксперимент с ? = 0 (см. pис. 8)!



Рис. 7. Тpи одинаковых массы: а) ситуация до взpыва, б) чеpез очень коpоткое вpемя после взpыва, в) спустя некотоpое вpемя после взpыва.

Рис. 8. Разлет тел массы m и массы 2m.

Давайте теперь обратим движение вспять, то есть прокрутим «ленту» в обратную сторону. Что произойдет, если тело массы m летит со скоростью ? навстречу телу массы 2m, скорость которого равна ?/2? Интуитивно кажется, что, когда тела слипнутся, результирующая скорость будет равна нулю. Это действительно так, если уравнения механики инвариантны относительно инверсии времени: t> -t. Впоследствии мы убедимся, что это действительно так и происходит. А сейчас примем это for granted. Итак, ситуация будет выглядеть так, как изобpажено на pис. 9а.



Рис. 9. а) Hеупpугое столкновение двух тел с массами m и 2m. б) То же самое, но в системе отсчета, в котоpой тело массы 2m покоится.

Теперь выясним, что произойдет в системе отсчета, которая движется вместе с телом 2m. Как следует из pис. 9б, скоpость тела, обpазовавшегося после столкновения, pавна ?/2. Иными словами после столкновения скорость трех тел будет в три раза меньше скорости налетающего тела. Опять импульс сохраняется!

Очевидно, что этот процесс можно было бы продолжать до бесконечности и вывести закон сохранения импульса для любого соотношения масс сталкивающихся и затем слипающихся частиц. Но мы на этом остановимся!

В системе отсчета, движущейся со скоростью V_c, импульс системы материальных точек равен нулю.

3. Реактивное движение

Реактивное движение. Закон сохранения импульса позволяет объяснить и получить основные уравнения, описывающие реактивное движение. Главной особенностью движения ракеты является то, что это движение тела с переменной массой. Выбрасывая ежесекундно определенную часть массы в виде газов сгоревшего топлива, ракета разгоняется. Чтобы учесть переменность массы ракеты, следует воспользоваться уравнением Ньютона в форме: Dp/Dt = 0.

Здесь Dp = p2 - p1 - разность конечного и начального импульсов системы, состоящей из ракеты и испущенных за время ?t газов. Предполагается для простоты, что на ракету не действуют внешние силы (конечно, это не так, тяготение Земли очень важно, но в этом случае уравнения сильно усложняются). Введем обозначения :m - масса ракеты вместе с топливом ,v_р - скорость ракеты относительно

Земли, v_г - скорость газов относительно Земли, v_гр - скорость газов относительно ракеты, D_mг - масса газа, вытекшего из сопла ракеты за время Dt и равная уменьшению полной массы ракеты за это же время.

Начальный импульс ракеты вместе с топливом относительно Земли в произвольный момент времени равен

(17.4)

Через время Dt масса ракеты становится равной m - D_mг, скорость ракеты относительно Земли получает приращение и становится равной v_р + D_vр. Таким образом, суммарный импульс ракеты и выброшенных газов относительно Земли равен

Принято выражать скорость газов относительно Земли через их скорость относительно ракеты (скорость истечения) v_гр с помощью закона сложения скоростей: v_г = v_гр + v_р. Это векторное равенство, и так как в большинстве случаев скорость истечения газов противоположна скорости ракеты, то |v_г| < |v_гр|. Подставляя это равенство в выражение для импульса системы, получаем

(17.5)

Преобразовывая уравнения (17.4) и (17.5) получаем дифференциальное уравнение

(17.6)

Оно носит имя нашего великого соотечественника К. Э. Циолковского. Интегрируя обе части уравнения в предположении постоянства скорости истечения газов v_гр, находим закон возрастания скорости ракеты:

(17.7)

4. Реактивный двигатель

двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги путём преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела;в результате истечения рабочего тела из сопла двигателя образуется реактивная сила в виде реакции (отдачи) струи, перемещающая в пространстве двигатель и конструктивно связанный с ним аппарат в сторону, противоположную истечению струи. В кинетическую (скоростную) энергию реактивной струи в Р. д. могут преобразовываться различные виды энергии (химическая, ядерная, электрическая, солнечная). Р. д. (двигатель прямой реакции) сочетает в себе собственно двигатель с движителем, т. е. обеспечивает собственное движение без участия промежуточных механизмов.

Для создания реактивной тяги, используемой Р. д., необходимы: источник исходной (первичной) энергии, которая превращается в кинетическую энергию реактивной струи; рабочее тело, которое в виде реактивной струи выбрасывается из Р. д.; сам Р. д. - преобразователь энергии. Исходная энергия запасается на борту летательного или др. аппарата, оснащенного Р. д. (химическое горючее, ядерное топливо), или (в принципе) может поступать извне (энергия Солнца). Для получения рабочего тела в Р. д. может использоваться вещество, отбираемое из окружающей среды (например, воздух или вода); вещество, находящееся в баках аппарата или непосредственно в камере Р. д.; смесь веществ, поступающих из окружающей среды и запасаемых на борту аппарата. В современных Р. д. в качестве первичной чаще всего используется химическая энергия. В этом случае рабочее тело представляет собой раскалённые газы - продукты сгорания химического топлива. При работе Р. д. химическая энергия сгорающих веществ преобразуется в тепловую энергию продуктов сгорания, а тепловая энергия горячих газов превращается в механическую энергию поступательного движения реактивной струи и, следовательно, аппарата, на котором установлен двигатель. Основной частью любого Р. д. является камера сгорания, в которой генерируется рабочее тело. Конечная часть камеры, служащая для ускорения рабочего тела и получения реактивной струи, называется реактивным соплом.

В зависимости от того, используется или нет при работе Р. д. окружающая среда, их подразделяют на 2 основных класса - воздушно-реактивные двигатели (ВРД) и ракетные двигатели (РД). Все ВРД - тепловые двигатели, рабочее тело которых образуется при реакции окисления горючего вещества кислородом воздуха. Поступающий из атмосферы воздух составляет основную массу рабочего тела ВРД. Т. о., аппарат с ВРД несёт на борту источник энергии (горючее), а большую часть рабочего тела черпает из окружающей среды. В отличие от ВРД все компоненты рабочего тела РД находятся на борту аппарата, оснащенного РД. Отсутствие движителя, взаимодействующего с окружающей средой, и наличие всех компонентов рабочего тела на борту аппарата делают РД единственно пригодным для работы в космосе. Существуют также комбинированные ракетные двигатели, представляющие собой как бы сочетание обоих основных типов.

Принцип реактивного движения известен очень давно. Родоначальником Р. д. можно считать шар Герона. Твёрдотопливные ракетные двигатели - пороховые ракеты появились в Китае в 10 в. н. э. На протяжении сотен лет такие ракеты применялись сначала на Востоке, а затем в Европе как фейерверочные, сигнальные, боевые. В 1903 К. Э. Циолковский в работе "Исследование мировых пространств реактивными приборами" впервые в мире выдвинул основные положения теории жидкостных ракетных двигателей и предложил основные элементы устройства РД на жидком топливе. Первые советские жидкостные ракетные двигатели - ОРМ, ОРМ-1, ОРМ-2 были спроектированы В. П. Глушко и под его руководством созданы в 1930-31 в Газодинамической лаборатории (ГДЛ). В 1926 Р. Годдард произвёл запуск ракеты на жидком топливе. Впервые электротермический РД был создан и испытан Глушко в ГДЛ в 1929-33. В 1939 в СССР состоялись испытания ракет с прямоточными воздушно-реактивными двигателями конструкции И. А. Меркулова. Первая схема турбореактивного двигателя была предложена русским инженером Н. Герасимовым в 1909.

В 1939 на Кировском заводе в Ленинграде началась постройка турбореактивных двигателей конструкции А. М. Люльки. Испытаниям созданного двигателя помешала Великая Отечественная война 1941-45. В 1941 впервые был установлен на самолёт и испытан турбореактивный двигатель конструкции Ф. Уиттла (Великобритания). Большое значение для создания Р. д. имели теоретические работы русских учёных С. С. Неждановского, И. В. Мещерского, Н. Е. Жуковского, труды французского учёного Р. Эно-Пельтри, немецкого учёного Г. Оберта. Важным вкладом в создание ВРД была работа советского учёного Б. С. Стечкина "Теория воздушно-реактивного двигателя", опубликованная в 1929.

Р. д. имеют различное назначение и область их применения постоянно расширяется. Наиболее широко Р. д. используются на летательных аппаратах различных типов. Турбореактивными двигателями и двухконтурными турбореактивными двигателями оснащено большинство военных и гражданских самолётов во всём мире, их применяют на вертолётах. Эти Р. д. пригодны для полётов как с дозвуковыми, так и со сверхзвуковыми скоростями; их устанавливают также на самолётах-снарядах, сверхзвуковые турбореактивные двигатели могут использоваться на первых ступенях воздушно-космических самолётов. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели устанавливают на зенитных управляемых ракетах, крылатых ракетах, сверхзвуковых истребителях-перехватчиках. Дозвуковые прямоточные двигатели применяются на вертолётах (устанавливаются на концах лопастей несущего винта). Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели имеют небольшую тягу и предназначаются лишь для летательных аппаратов с дозвуковой скоростью. Во время 2-й мировой войны 1939-45 этими двигателями были оснащены самолёты-снаряды ФАУ-1.

РД в большинстве случаев используются на высокоскоростных летательных аппаратах. Жидкостные ракетные двигатели применяются на ракетах-носителях космических летательных аппаратов и космических аппаратах в качестве маршевых, тормозных и управляющих двигателей, а также на управляемых баллистических ракетах. Твёрдотопливные ракетные двигатели используют в баллистических, зенитных, противотанковых и др. ракетах военного назначения, а также на ракетах-носителях и космических летательных аппаратах. Небольшие твёрдотопливные двигатели применяются в качестве ускорителей при взлёте самолётов. Электрические ракетные двигатели и ядерные ракетные двигатели могут использоваться на космических летательных аппаратах.

Основные характеристики Р. д.: реактивная тяга, удельный импульс - отношение тяги двигателя к массе ракетного топлива (рабочего тела), расходуемого в 1 сек, или идентичная характеристика - удельный расход топлива (количество топлива, расходуемого за 1 сек на 1 н развиваемой Р. д. тяги), удельная масса двигателя (масса Р. д. в рабочем состоянии, приходящаяся на единицу развиваемой им тяги). Для многих типов Р. д. важными характеристиками являются габариты и ресурс.

Тяга - сила, с которой Р. д. воздействует на аппарат, оснащенный этим Р. д., - определяется по формуле

P = mW_c+ F_c(p_c - p_n),

где m - массовый расход (расход массы) рабочего тела за 1 сек; W_c - скорость рабочего тела в сечении сопла; F_c - площадь выходного сечения сопла; p_c - давление газов в сечении сопла; p_n - давление окружающей среды (обычно атмосферное давление). Как видно из формулы, тяга Р. д. зависит от давления окружающей среды. Она больше всего в пустоте и меньше всего в наиболее плотных слоях атмосферы, т. е. изменяется в зависимости от высоты полёта аппарата, оснащенного Р. д., над уровнем моря, если речь идёт о полёте в атмосфере Земли. Удельный импульс Р. д. прямо пропорционален скорости истечения рабочего тела из сопла. Скорость же истечения увеличивается с ростом температуры истекающего рабочего тела и уменьшением молекулярной массы топлива (чем меньше молекулярная масса топлива, тем больше объём газов, образующихся при его сгорании, и, следовательно, скорость их истечения). Тяга существующих Р. д. колеблется в очень широких пределах - от долей гс у электрических до сотен тс у жидкостных и твёрдотопливных ракетных двигателей. Р. д. малой тяги применяются главным образом в системах стабилизации и управления летательных аппаратов. В космосе, где силы тяготения ощущаются слабо и практически нет среды, сопротивление которой приходилось бы преодолевать, они могут использоваться и для разгона. РД с максимальной тягой необходимы для запуска ракет на большие дальность и высоту и особенно для вывода летательных аппаратов в космос, т. е. для разгона их до первой космической скорости. Такие двигатели потребляют очень большое количество топлива; они работают обычно очень короткое время, разгоняя ракеты до заданной скорости. Максимальная тяга ВРД достигает 28 тс (1974). Эти Р. д., использующие в качестве основного компонента рабочего тела окружающий воздух, значительно экономичнее. ВРД могут работать непрерывно в течение многих часов, что делает их удобными для использования в авиации.

5. Реактивное оружие

Личное реактивное оружие было разработано в США еще в 1970-х годах. Автоматический многозарядный пистолет получил название "Жироджет" и имеет калибр 13 мм. Его пуля представляет собой миниатюрную ракету, в донной части которой вокруг капсюля-воспламенителя располагаются 4 реактивных сопла, а в корпусе пули запрессована шашка твердого ракетного топлива. При выстреле капсюль накалывается на боек и воспламеняет реактивный заряд твердого топлива, под действием реактивной силы пуля по направляющим вылетает из ствола, попутно вновь взводя курок. Сопла располагаются под некоторым углом к оси пули, поэтому пуля закручивается вокруг своей оси, и таким образом происходит стабилизация ее в полете. Выстрел из реактивного пистолета почти бесшумен. Отдача практически отсутствует, что могло бы повысить кучнобойность оружия, однако реактивная пуля, испытывая сильное сопротивление воздуха (из-за большого диаметра), быстро теряет скорость. Еще одной причиной, по которой не происходит улучшение целевых характеристик, является уменьшение массы пули за счет выгорания реактивного заряда. Кроме того, по мнению автора, реактивная пуля не может набрать полной скорости сразу после покидания направляющих (по вылету из ствола), а поэтому, как на самых малых, так и на больших дистанциях, реактивный пистолет малоэффективен.

 Автором был разработан реактивный пистолет, призванный уменьшить основной недостаток "Жироджет", а именно быструю потерю скорости пули. Усовершенствованный неавтоматический самовзводный пистолет имеет сменную обойму на 7 реактивных патронов калибра 14 мм. В рамке 1 с помощью винта 2 закреплен кожух 3, удерживающий ствол-направляющую 4, фиксирующуюся в выбранном положении (предохранение-огонь) фиксатором 5 с пружиной 6. В приливе ствола расположен выбрасыватель 7 с пружиной 8. Ударно-спусковой механизм состоит из шептала 9 с пружиной 10, толкателя 11 с пружиной 12, спускового крючка 13 с пружиной 14, ударника 15 с отбойной пружиной 16, ударной тяги 17, бойка 18, промежуточного бойка 19 и боевой пружины 20. В магазине 21 расположен подаватель 22, промежуточный подаватель 23, пружина подавателя 24 и промежуточного подавателя 25. Удерживается магазин в шахте с помощью оригинальной двойной защелки.

В пистолете применена пуля шрапнельного типа. Состоит она из двух частей, имеющих возможность движения относительно друг друга, но только при приложении значительных нагрузок. В тыльной части первичной пули 2 размещен заряд твердого топлива 4 и сопловый блок 3 с центральным реактивным соплом и кольцевым воспламенителем 5. В передней части размещен заряд метательного ВВ 6 и вторичная пуля 7. Передняя стенка первичной пули имеет передаточное отверстие. Если встреча пули с преградой происходит до полного выгорания реактивного топлива, задняя часть, продолжая двигаться относительно затормозившейся передней, набегает на хвостовик вторичной пули, в результате чего, форс пламени догоревшего реактивного топлива не передается через закрывшееся передаточное отверстие, и пуля действует исключительно приобретенной кинетической энергией реактивного ускорения. В случае когда дистанция превышает 20...30 метров, выгоревший полностью реактивный заряд передает луч огня через передаточное отверстие к метательному ВВ, которое выбрасывает вперед вторичную пулю. Таким образом, пуля получает новый импульс ускорения и приобретает дополнительную энергию, что сопровождается сбросом части массы. Как и у прототипа, выстрел из предлагаемого пистолета практически бесшумен, а отдача ничтожна, хотя оружие и приобретает небольшой импульс из-за динамического удара истекающих из сопла газов. Пистолет имеет самовзводный ударно-спусковой механизм и заряжается при помощи сменных обойм. Предусмотрена возможность быстро удалить пулю с несработавшим капсюлем и продолжить стрельбу.

6. Межконтинентальная баллистическая ракета

Как выглядит в общих чертах современная ракета сверхдальнего действия? Прежде всего, это многоступенчатая ракета. В головной части её размещается боевой заряд, позади него _ приборы управления, баки и, наконец, двигатель. В зависимости от топлива стартовый вес ракеты превышает вес полезного груза в 100-200 раз! Поэтому весит она много десятков тонн, а в длину достигает высоты десятиэтажного дома.

Конструкция ракеты должна отвечать ряду требований. Например, очень важно, чтобы сила тяги проходила через центр тяжести ракеты. Если не выполнить этого и ещё ряда других условий, то ракета может отклониться от заданного курса или даже начать вращательное движение. «Подправить» курс можно с помощью рулей. Пока ракета летит в плотном воздухе, могут работать аэродинамические рули, а в разреженном воздухе - предложенные ещё Циолковским газовые рули, отклоняющие направление газовой струи. Впрочем, сейчас конструкторы начинают отказываться от применения газовых рулей, заменяя их несколькими дополнительными соплами или поворачивая само главное сопло. Например, на американской ракете, построенной по проекту «Авангард», двигатель подвешен на шарнирах, и его можно отклонять на 5-7^О. Действительно, в начале полёта, когда плотность воздуха ещё велика, мала скорость ракеты, поэтому рули плохо управляют. А там, где ракета приобретает большую скорость, мала плотность воздуха. Газовые рули хрупки и ломки, потому что их приходиться делать из графита или керамики.

Каждая ступень ракеты работает в совершенно различных условиях, которые и определяют её устройство. Мощность каждой следующей ступени и время её действия меньше, поэтому и конструкция может быть проще.

В настоящее время двигатели баллистических ракет преимущественно работают на жидком топливе. В качестве горючего обычно используют керосин, спирт, гидразин, анилин, а в качестве окислителей - азотную и хлорную кислоты, жидкий кислород и перекись водорода. Очень активными окислителями являются фтор и жидкий озон, но из-за крайней взрывоопасности они пока находят ограниченное применение.

Наиболее ответственной частью ракеты является двигатель, а в нём - камера сгорания и сопло. Здесь должны использоваться особо жаропрочные материалы и сложные методы охлаждения, так как температура сгорания топлива доходит до 2500-3500^ОС. Обычные материалы таких температур не выдерживают. Достаточно сложны и остальные агрегаты. Например, насосы, которые подавали горючее и окислитель к форсункам камеры сгорания, уже в ракете ФАУ-2 были способны перекачивать 125 кг топлива в секунду. В ряде случаев вместо баллонов применяют баллоны со сжатым воздухом или каким-нибудь другим газом, который вытесняет горючее из баков и гонит его в камеру сгорания.

Запускается баллистическая ракета со специального стартового устройства. Часто это ажурная металлическая мачта или даже башня, около которой ракету собирают по частям подъёмными кранами. Площадки на башне размещаются против смотровых люков, через которые проверяют и налаживают оборудование. Потом ракету заправляют топливом, и башня отъезжает.

Стартуя вертикально, ракета затем наклоняется и описывает почти строго эллиптическую траекторию. Значительная часть траектории полёта таких ракет проходит на высоте больше 1000 км над Землёй, где сопротивление воздуха практически отсутствует, однако с приближением к цели атмосфера начинает резко тормозить движение ракеты, при этом оболочка сильно нагревается, и, если не принять меры, ракета может разрушиться, а её заряд - преждевременно взорваться.

7. Исторические справки по баллистическим ракетам

Межконтинентальная баллистическая ракета Р-7 (8К71) / Р-7А (8К74)/SS-6 (Sapwood)

Тактико-технические характеристики
Стартовая масса, т	283,0
Масса полезной нагрузки, кг	до 5400
Масса топлива, т	250
Максимальная дальность стрельбы, км	8000
Длина ракеты, м	31,4
Диаметр ракеты, м	11,2
Тип головной части	Моноблочная, ядерная, отделяемая

20 мая 1954 года выходит совместное постановление ЦК КПСС и Правительства о создании баллистической ракеты межконтинентальной дальности. Работы были поручены ЦКБ-1. Возглавлявший это бюро С.П. Королев получил широкие полномочия на привлечение не только специалистов различных отраслей промышленности, но и на использование необходимых материальных ресурсов. Для отработки тактико-технических характеристик МБР, запуска искусственных спутников земли, выполнения научно-исследовательских и экспериментальных работ по тематике ракетно-космической техники, начиная с февраля 1955 года, создается полигон в районе поселка Тюра-Там (Байконур).

В начале 1957 года ракета, получившая обозначение Р-7, была готова к испытаниям. В апреле этого же года был подготовлен и стартовый комплекс. Первый старт, назначенный на 19.00 московского времени 15 мая, вызвал большой интерес. Прибыли все Главные конструктора систем ракеты и стартового комплекса, руководители программы и ряда других ответственных организаций. Все надеялись на успех. Однако, почти сразу после прохождения команды на запуск двигательной установки в хвостовом отсеке одного из боковых блоков возник пожар. Ракета взорвалась.

Намеченный на 11 июня 1957 года следующий запуск “семерки” не состоялся по причине неисправности двигателей центрального блока. Специалистам под руководством ведущего конструктора Д. Козлова потребовался месяц упорной и кропотливой работы, чтобы устранить причины выявленных неполадок. И вот 12 июля ракета наконец взлетела. Казалось все идет хорошо, но прошло всего несколько десятков секунд полета и ракета стала отклоняться от заданной траектории. Чуть позже ее пришлось подорвать. Как потом удалось выяснить, причиной послужило нарушение с 32 секунды управления ракетой по каналам вращения и тангажа.

Первая серия испытаний показала наличие серьезных недостатков в конструкции Р-7. При анализе данных телеметрии было установлено, что в определенный момент при опорожнении баков горючего возникали колебания давления в расходных магистралях, которые приводили к повышенным динамическим нагрузкам и, в конечном счете, к разрушению конструкции (американские конструкторы также столкнулись с этой проблемой).

Долгожданный успех пришел 21 августа 1957 года, когда стартовавшая в тот день ракета полностью выполнила намеченный план полета. 27 августа в советских газетах появилось сообщение ТАСС об успешном испытании в СССР сверхдальней многоступенчатой ракеты. Это заявление, естественно, не осталось без внимания и произвело должный эффект. 4 октября и 3 ноября этого же года в Советском Союзе при помощи ракет Р-7 были запущены первые ИСЗ. Эти события произвели колоссальный фурор в мире. Позже американский президент Дж. Кеннеди признался: “Когда мы узнали о запуске русскими искусственного спутника земли, мы пришли в шоковое состояние и в течение недели не могли ни принимать решения, ни разговаривать друг с другом...”. Не эти ли впечатления остановили Дж. Кеннеди от разрешения Карибского кризиса силовым путем? Кто знает.

А тем временем испытатели межконтинентальной ракеты столкнулись с новыми трудностями. Так как боевой блок поднимался на высоту нескольких сотен километров, то ко времени обратного входа в плотные слои атмосферы он разгонялся до огромных скоростей. Моноблок круглой формы, разработанный ранее для БРСД, быстро сгорал. В конце концов разработчики боевого оснащения справились с этой проблемой, но какой ценой. Как вспоминал генерал-лейтенант А.С. Калашников (в период испытаний занимал должность начальника управления на полигоне Байконур) летом 1960 года, когда Н.С. Хрущев увидел первую ГЧ ракет Р-7 и модернизированную (вторая была в 4-5 раз меньше и более совершенна по конструкции), то очень разозлился и все допытывался у Главкома РВСН главного маршала артиллерии М.И. Неделина, почему так получилось, кто не доработал и по какой причине такая огромная первая головная часть. Так как Неделин виновных не назвал, то Хрущев решил, что виноват Королев и когда Сергей Павлович докладывал о своих новых МБР Р-9 и РТ-1, выставленных на специальной площадке, Хрущев выслушал его молча. Окружающие даже не смогли понять, разрабатывать эти ракеты дальше или нет. Естественно, что большая масса ГЧ существенно уменьшила дальность полета.

На повестку дня встал вопрос о создании модифицированной ракеты с улучшенными тактико-техническими характеристиками. 12 июля 1958 года было выдано задание на разработку более совершенной ракеты -- Р-7А. Одновременно велась доводка “семерки”. 20 января 1960 года ее приняли на вооружение только что созданного вида Вооруженных Сил -- Ракетных войск стратегическогоназначения.

Двухступенчатая ракета Р-7 выполнена по “пакетной ” схеме. Ее первая ступень представляла собой четыре боковых блока, каждый длиной 19 м и наибольшим диаметром 3 м, расположенных симметрично вокруг центрального блока (вторая ступень ракеты) и соединенных с ним верхним и нижним поясами силовых связей. Конструкция всех блоков одинакова и включала опорный конус, топливные баки, силовое кольцо, хвостовой отсек и двигательную установку. На каждом блоке первой ступени устанавливались ЖРД РД-107 конструкции ГДЛ-ОКБ, руководимого академиком В. Глушко, с насосной подачей компонентов топлива. Он был выполнен по открытой схеме и имел шесть камер сгорания. Две из них использовались как рулевые. ЖРД развивал тягу 78т у земли.

Центральный блок ракеты состоял из приборного отсека, баков для окислителя и горючего, силового кольца, хвостового отсека, маршевого двигателя и четырех рулевых агрегатов. На второй ступени устанавливался ЖРД РД-108, аналогичный по конструкции с РД-107, но отличавшийся, в основном, большим числом рулевых камер. Он развивал тягу у земли до 71 т и работал дольше, чем ЖРД боковых блоков.

Для всех двигателей использовалось двухкомпонентное топливо: окислитель -- переохлажденный жидкий кислород, горючее -- керосин Т-1. Для обеспечения работы автоматики ракетных двигателей, применялись перекись водорода и жидкий азот. Чтобы достичь заданной дальности полета конструкторы установили автоматическую системы регулирования режимов работы двигателей и систему одновременного опорожнения баков (СОБ), что позволило сократить гарантированный запас топлива. Конструктивно-компоновочная схема Р-7 обеспечивала запуск всех двигателей при старте на земле с помощью специальных пирозажигательных устройств, установленных в каждую из 32 камер сгорания.

Маршевые ЖРД ракеты имели высокие энергетические и массовые характеристики, а также высокую надежность. Для своего времени они были выдающимся достижением в области ракетного двигателестроения.

Р-7 оснащалась комбинированной системой управления. Ее автономная подсистема обеспечивала угловую стабилизацию и стабилизацию центра масс на активном участке траектории. Радиотехническая подсистема осуществляла коррекцию бокового движения центра масс в конце активного участка траектории и выдачу команды на выключение двигателей, что повышало точность стрельбы. Исполнительными органами системы управления являлись поворотные камеры рулевых двигателей и воздушные рули. Для реализации алгоритмов радиокоррекции были построены два пункта управления (основной и зеркальный), удаленных на 276 км от стартовой позиции и на 552 км друг от друга.

Ракета несла моноблочную термоядерную головную часть мощностью 3 Мт. Она крепилась к приборному отсеку центрального блока с помощью трех пирозамков. Характеристики ГЧ позволяли поразить крупную площадную цель, посредством как воздушного, так и наземного ядерного взрыва.

Для базирования этих ракет, в 1958 году, было принято решение о строительстве боевой стартовой станции (объект “Ангара”) в районе г. Плесецк. 1 января 1960 года она была готова, а 16 июля впервые в Вооруженных Силах самостоятельно провела два учебно-боевых пуска со стартовой позиции. Перед стартом ракету доставляли с технической позиции на железнодорожном транспортно-установочном лафете и устанавливали на массивное пусковое устройство. Весь процесс предстартовой подготовки длился более двух часов.

Ракетный комплекс получился громоздким, уязвимым и очень дорогим и сложным в эксплуатации. К тому же в заправленном состоянии ракета могла находиться не более 30 суток. Для создания и пополнения необходимого запаса кислорода для развернутых ракет нужен был целый завод. Комплекс имел низкую боевую готовность. Недостаточной была и точность стрельбы. БРК данного типа не годился для массового развертывания. Всего было построено четыре стартовых сооружения.

12 сентября 1960 года на вооружение принимается МБР Р-7А. Она имела несколько большую по размерам вторую ступень, что позволило увеличить на 500 км дальность стрельбы, новую головную часть и упрощенную систему радиоуправления. Но добиться заметного улучшения боевых и эксплуатационных характеристик не удалось. Очень быстро стало ясно, что Р-7 и ее модификация не могут быть поставлены на боевое дежурство в массовом количестве. Так все и случилось. К моменту возникновения Карибского кризиса РВСН располагали несколькими десятками таких ракет. К концу 1968 года обе эти ракеты сняли с вооружения. Но еще раньше МБР Р-7А стала широко использоваться для запуска космических аппаратов. В истории развития советской космонавтики эта ракета сыграла выдающуюся роль.

Межконтинентальная баллистическая ракета

Р-9 / Р-9А (8К75)SS-8/(Sasin)

Тактико-технические характеристики
Максимальная дальность стрельбы, км	12000
Стартовая масса, т	80,4
Масса полезной нагрузки, кг	до 2095
Масса топлива, т	71,1
Длина ракеты, м	24,3
Диаметр ракеты, м	2,68
Тип головной части	Моноблочная, ядерная

С появлением у американцев ракетной системы “Минитмен” руководство Советского Союза явственно осознало уязвимость и техническое отставание своих МКР. В этих условиях решено было ускорить принятие на вооружение МБР Р-9А. Постановлением СМ СССР от 31 мая 1959 года ОКБ-1 С.П. Королева поручалось создать межконтинентальную ракету, пригодную для массового развертывания в частях, а главное, которая должна была иметь тактико-технические характеристики намного лучше, чем Р-7.

Р-9А стала последней боевой ракетой, разработанной под непосредственным руководством С.П. Королева. Летом 1960 года на полигоне Байконур был проведен показ ракетной техники для руководства страны. Присутствовал и Н.С. Хрущев. Сергей Павлович представлял две свои ракеты -- жидкостную Р-9 и твердотопливную РТ-1. Хрущев молча выслушал доклад Королева и своего мнения не высказал. Присутствующим конструкторам, руководителям промышленности и Ракетных войск ясности относительно дальнейшей судьбы этих ракет реакция Никиты Сергеевича не прибавила. И только по настоянию военных разработка Р-9 была продолжена.

Начало летно-конструкторских испытаний Р-9 (на первом пуске 9 апреля 1961 года присутствовал Королев) успешным не назовешь. В первое время сказывалась недоведенность маршевого жидкостного ракетного двигателя первой ступени, работавшего на кислородно-керосиновом топливе. Его поставили на ракету под сильным давлением академика В.П. Глушко. Только в 1961 году, при запусках экспериментальных ракет, в результате возникавших высокочастотных разрушений двигателей, были выведены из строя три стартовых комплекса. Следует отметить, что альтернатива была, так как в ОКБ А. Исаева и Н. Кузнецова разрабатывали двигатели для первой ступени этой ракеты. Но Глушко использовал свои связи в верхах и добился выгодного для себя решения. В конце концов неполадки в двигательной установке первой ступени устранили, но, как потом выяснилось, не в полной мере. Ее надежность оставалась не на должном уровне, что подтвердилось при эксплуатации в войсках. Так при проведении учебно-боевого пуска одним из ракетных полков произошел взрыв ракеты.

Испытания затянулись. Так как ракетные комплексы с наземными стартами к этому времени уже считались морально устаревшими и не отвечали предъявляемым к ним требованиям по степени защищенности и боеготовности, решено было доработать ракету для шахтной пусковой установки (ШПУ), создать которую еще предстояло. Конструкторам требовалось повысить надежность ракеты и, главное, решить проблему от которой зависела сама возможность нахождения “девятки” на боевом дежурстве. Речь шла о способах длительного хранения больших количеств жидкого кислорода для заправки баков ракет. В результате была создана система, обеспечивавшая потери кислорода не более 2-3 % в год.

Летные испытания завершились в только феврале 1964 года, а 21 июля 1965 года на вооружение РВСН был принят ракетный комплекс с шахтными и наземными пусковыми установками и ракетой Р-9А. 14 и 15 декабря 1964 года началась постановка на боевое дежурство первых четырех ракетных полков с наземными стартами (по два в г. Козельске и г. Плесецке), а 26 декабря -- первого ракетного полка с ШПУ в Козельске.

Двухступенчатая ракета Р-9А выполнена по схеме “тандем” с последовательным делением ступеней. Конструктивной особенностью ракеты можно считать малую длину второй ступени. Первая ступень состояла из открытой решетчатой фермы, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Топливные баки выполнялись по несущей конструкции.

Корпус второй ступени состоял из конической и цилиндрической частей. Коническую часть корпуса составляли переходник, бак горючего и бак окислителя с межбаковой обечайкой. Цилиндрическая часть образовывала хвостовой отсек, внутри которого размещался маршевый двигатель второй ступени. Бак горючего был выполнен по несущей схеме, а бак окислителя -- в форме сферы.

На первой ступени стоял четырехкамерный маршевый ЖРД РД-111 с качающимися камерами сгорания, развивавший тягу 141 т. На второй ступени установили четырехкамерный ЖРД РД-461 конструкции С. Косберга. Он обладал рекордным по тому времени удельным импульсом тяги среди кислородно-керосиновых двигателей и развивал тягу в пустоте 31 т. Наддув баков в полете и работа приводов турбонасосных агрегатов обеспечивалась с помощью продуктов сгорания основных компонентов топлива, что позволило упростить конструкцию двигателей и уменьшить их массу.

“Девятка” отличалась сравнительно коротким участком работы двигательной установки первой ступени, вследствие чего разделение ступеней происходило на высоте, где влияние скоростного напора на ракету еще значительно. На ракете был реализован горячий способ разделения ступеней, при котором двигатель второй ступени запускался в конце этапа работы маршевого ЖРД первой ступени. При этом горячие газы истекали через ферменную конструкцию переходника. Из-за того, что в момент разделения ЖРД второй ступени работал только на 50 % номинальной тяги и короткая вторая ступень была аэродинамически неустойчива, рулевые сопла не могли справиться с возмущающими моментами. Для устранения этого недостатка конструкторы установили аэродинамические щитки на поверхности сбрасываемого обтекателя хвостового отсека второй ступени.

С появлением систем засечки пусков МБР у США, короткий участок работы первой ступени стал достоинством “девятки”, так как стартующие ракеты засекались по мощному факелу от работающих маршевых двигателей.

На ракете устанавливалась комбинированная система управления, имевшая инерциальную систему и канал радиокоррекции. Ее приборы были “врезаны” в обечайку межбакового отсека. Круговое вероятное отклонение точки падения головной части от точки прицеливания при стрельбе на дальности свыше 12000 км составляло 1,6 км. Со временем от радиотехнической подсистемы отказались, оставив только инерциальную подсистему. Система управления позволяла обеспечить дистанционный контроль параметров ракеты.

Для МБР Р-9А были разработаны два варианта моноблочных головных частей. Первая мощностью 4 Мт могла быть доставлена на дальность свыше 13500 км. Вторая мощностью до 6 Мт -- на дальность 12500 км. ГЧ крепилась к переходнику второй ступени с помощью двух пирозамков. Ее отделение осуществлялось пневмотолкателем после выключения маршевого ЖРД второй ступени.

В результате применения ряда прогрессивных технических решений, ракета получилась компактной, что было важно при размещении ее в ШПУ. Для быстрой заправки баков окислителя (бак горючего заправлялся после установки ракеты в шахту) была разработана система скоростной заправки. Техническая готовность Р-9А составляла 10 минут. На одной стартовой позиции оборудовалось две шахтные пусковые установки, подземный командный пункт с системами управления ракетами, пункт радиоуправления и технологическое оборудование, необходимое для поддержания запаса жидкого кислорода. Старт ракет можно было осуществить только последовательно, так как радиотехническая система обеспечивала наведение только одной ракеты. Подготовка и проведение пуска ракеты Р-9А протекали автоматически, с дистанционным контролем каждой команды.