Ракеты и полеты в космос

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

«Файрфлэш»

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

«Скайларк»

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

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ РАЗЛИЧНЫХ ТИПОВ РАКЕТ И РАКЕТНОГО ВООРУЖЕНИЯ. ФРАНЦИЯ

Французская исследовательская ракета «Вероника»

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

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ И ТАБЛИЦЫ ЗАПУСКОВ РАКЕТЫ «ФАУ-2»

РЕЗУЛЬТАТЫ ПЕРВЫХ ПУСКОВ РАКЕТЫ «ФАУ-2» В ПЕНЕМЮНДЕ В 1942 - 1943 ГОДАХ

РЕЗУЛЬТАТЫ ПУСКОВ РАКЕТ «ФАУ-2» НА ПОЛИГОНАХ В УАЙТ СЭНДЗ И ВО ФЛОРИДЕ

Примечание: 

Из - окончание работы вследствие израсходования топлива; 

Рк -отсечка двигателя по радиокоманде; 

Вр - отсечка двигателя с помощью реле времени; 

Ин - отсечка с помощью интегратора; 

Вз - взрыв; 

Нп - неисправность. 

Номера ракет, перед которыми стоит буква «Б» (Б-1, Б-2 и т. д.), обозначают запуски по программе «Бампер». За исключением ракет Б-7 и Б-8, все ракеты запускались во Флориде.

РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО, МАССА РАКЕТЫ И ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТОВ

ЗНАЧЕНИЯ ОТНОСИТЕЛЬНЫХ МАСС РАКЕТЫ (ПО ОБЕРТУ)

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

ОТНОСИТЕЛЬНАЯ МАССА МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ

Идеальная относительная масса трехступенчатой ракеты может быть определена из выражения

где 

М₀ / М₁ - идеальная относительная масса трехступенчатой ракеты;

M'₀ / M'₁  - относительная масса ракеты первой ступени;

M"₀ / M"₁ - относительная масса ракеты второй ступени;

M"'₀ / M'''₁ - относительная масса ракеты третьей ступени.

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

где V₃ - скорость третьей ступени трехступенчатой ракеты;

V', V'', V''' - скорости, сообщенные ракете двигателями каждой ступени соответственно.

Пример. Допустим, что относительные массы каждой ракеты, составляющей трехступенчатую ракету, равны и составляют 4,0.  Также примем, что конечная масса М₁ каждой ступени равна начальной массе М₀ следующей ступени. Конечная масса третьей ступени М'''₁ = 1 т. Массы ракет, составляющих трехступенчатую ракету, представлены ниже:

Идеальная относительная масса рассматриваемой трехступенчатой ракеты будет равна:

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

ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ ПО ЗЕНГЕРУ

* - Первое значение — максимальная скорость, второе — минимальная.

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

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

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