«Наука и Техника» [журнал для перспективной молодежи], 2007 № 03 (10)

Под руководством немецких специалистов на полигоне Капустин Яр в октябре 1947-го состоялся первый пуск трофейной ракеты А-4, изготовление которых было вновь налажено на заводе в Блейшероде, в советской зоне оккупации. Нашим ракетчикам во время старта ассистировала группа немецких экспертов во главе с ближайшим помощником фон Брауна инженером X. Грегтрупом, которые в СССР занимались налаживанием производства А-4 и изготовлением для нее приборного оборудования. Последующие запуски проходили с переменным успехом. Из И стартов в октябре-ноябре 6 закончились авариями. Ко второй половине 1947-го уже был готов комплект документации на первую советскую баллистическую ракету, получившую индекс Р-1. Она имела ту же конструктивно-компоновочную схему немецкого прототипа, однако введением новых решений удалось повысить надежность системы управления и двигательной установки. Более прочные конструкционные материалы привели к снижению сухого веса ракеты и усилению ее отдельных элементов, а расширенное применение неметаллических материалов отечественного производства позволило повысить надежность и долговечность некоторых агрегатов и всей ракеты в целом, особенно в зимних условиях.

Первая Р-1 взлетела с полигона Капустин Яр 10 октября 1948-го, достигнув дальности 278 км. В 1948–1949 годах проведены две серии пусков ракет Р-1. Причем, из 29 запущенных ракет аварии потерпели лишь три. Были превышены данные А-4 по дальности на 20 км, а точность попадания в цель возросла в два раза.

Конструкция

Это одноступенчатая баллистическая ракета класса «земля-земля», с автономной системой управления (с частичным радиоуправлением). Внешние обводы ее в значительной степени определили результаты продувок моделей в специально построенной аэродинамической трубе для чисел Маха до 5. Хотя некоторые соображения эксплуатационного характера (ширина колеи железной дороги, радиус закругления железных, и шоссейных дорог, ширина и высота тоннелей и прочее) заставили конструкторов несколько отклониться от оптимальных с точки зрения аэродинамики форм.

Конструктивно ракета состояла из четырех отсеков:

• головная часть для размещения боевого заряда;

• приборный отсек;

• отсек для размещения баков с компонентами топлива;

• хвостовой отсек с размещенным ЖРД. Такое разделение выбрано из условий транспортировки.

Все основные части ракеты связаны силовым корпусом, который представлял собой оболочку из продольного и поперечного набора силовых элементов с обшивкой (конструкция типа монокок) из листовой стали толщиной 0,6 мм. Конструкция сварная.

Носок ракеты оживальной формы занимает боевая часть (БЧ) высотой 2010 мм, корпус которой выполнен из низкоуглеродистой стали толщиной 6 мм. Боеголовка крепилась болтами к верхнему шпангоуту приборного отсека. Перевозили ее отдельно от ракеты и стыковали непосредственно перед установкой ракеты в положение для заправки компонентами топлива. В конце активного участка траектории полета не отделялась, падала вместе с ракетой.

Боевой заряд — аматол. Выбор этого взрывчатого вещества объяснялся его удивительно малой чувствительностью к нагреву и ударам.

Ниже боевой части находился приборный отсек (ПО) высотой 1410 мм. Здесь вместе с приборами аппаратуры системы управления и навигации размещались несколько стальных баллонов со сжатым азотом. Для доступа в отсек на наружной обшивке имелись люки.

Под ПО располагался отсек баков с компонентами топлива. В силовую конструкцию они не входили. Верхний бак — для горючего — подвешивался специальными тягами к переднему (верхнему) шпангоуту отсека. Под баком горючего с помощью опорных тяг крепился бак с окислителем. Через него проходил трубопровод подачи горючего в ЖРД.

Пространство между топливными баками и внешней обшивкой корпуса ракеты, а также пустоты между баками заполнялись стекловолокном для ограничения теплопередачи от обшивки к бакам.

Экспериментальный образец ФАУ-2 на железнодорожной платформе

В хвостовом отсеке ракеты располагалась двигательная установка: ЖРД, турбонасосный агрегат (ТНА), трубопроводы и клапана пневмосистемы, регулирующие работу двигателя.

Основными частями двигателя являются грушевидная камера сгорания (КС) и сопло.

Диаметр КС (камеры сгорания) в наиболее широкой ее части — 930 мм, диаметр горловины (критического сечения) сопла — 400 мм, диаметр выходного сечения — 730 мм.

Двигатель изготовлен из малоуглеродистых сталей. Несмотря на незначительную стойкость к коррозии, невысокую теплопроводность, они хорошо штампуются и свариваются. По сравнению с медными и алюминиевыми сплавами, имеющими высокую теплопроводность, они более жаропрочны, имеют удовлетворительную удельную прочность и широко распространены в космической технике.

Двигатель работает на топливе, состоящем из двух компонентов: горючее — 75 % (по весу) водный раствор этилового спирта, окислитель — жидкий кислород.