Проект «антиподного» бомбардировщика Зенгера и работы на его основе, проведенные в других странах

Данный материал выкладывается на сайт в продолжение темы, поднятой в статье «Межконтинентальная крылатая ракета "Буря" — бабушка "Бурана"».

Выступая с докладом «Проект воздушно-космического самолета «Зенгер» — космическая инициатива Германии» на первой Московской международной авиационно-космической выставке «Москоу Эйршоу-90», доктор X. Кучера, представитель объединения «Дойче Аэроспейс», заявил, что «осуществление этого проекта явилось бы самой лучшей данью памяти одному из пионеров ракетно-космической техники доктору Эйгену Зенгеру (1905—1964 гг.), предложившему еще в середине 1930-х годов проект использования ракетного двигателя для достижения самолетом экстремально больших скоростей, высот и дальностей полета [1].

Идею использования ракетного двигателя на самолете можно обнаружить в работах таких ученых—основателей ракетной техники, как Ч. Голайтли (Великобритания), В. фон Сименс (Германия), генерал Р. Тэйер и С.Б. Бэтти (США), Н. Петерсен (Мексика) и Н.И. Кибальчич (Россия), исследования которых датированы еще серединой XIX века. После этого Р. Годдард в США и К.Э. Циолковский в России высказали мысль о целесообразности замены в авиации обычного поршневого двигателя на ракетный [2]. Необходимость замены поршневой винтомоторной двигательной установки (ДУ) на реактивный двигатель в высотной авиации была подтверждена работами Г. Оберта в Германии и Ф.А. Цандера, Ю.В. Кондратюка и С.П. Королева в СССР [3]. На рис.1 показан межпланетный корабль, предложенный Ф.А. Цандером в период 1922—1927 гг. Автор проекта предполагал использовать поршневую винтомоторную установку или воздушно-реактивный двигатель для полета в атмосфере, а за ее пределами — ракетный двигатель. Конструктор полагал, что применение планирующего спуска позволит обеспечить без затрат дополнительной энергии облет половины земного шара и спуск в любом месте планеты.

Однако наиболее значительным исследованием возможности создания сверхскоростного и сверхдальнего ракетного самолета является разработка «антиподного» бомбардировщика Зенгера—Бредт, началом которой можно считать 1933 г., когда доктор Э. Зенгер опубликовал свою работу «Техника ракетного полета», в которой впервые широко рассмотрел возможности полета в стратосфере аппарата с ракетным двигателем [4]. Как отмечает В. Лей в своей книге «Ракеты и полеты в космос», Э. Зенгер, «несомненно, был одним из первых разработчиков подобных самолетов, который решал задачи не вслепую, а на серьезной научной основе».

Зенгер начал свою карьеру специалиста-ракетчика с обширных опытов с ракетными двигателями в лабораториях Венского университета. Там он испытывал экспериментальный двигатель с насосной подачей горючего (бензин) в сферическую камеру сгорания, окислитель (газообразный кислород) подавался непосредственно из газового баллона через редуктор. Время испытания такого двигателя было необыкновенно большим для тех лет. Многие двигатели работали в течение 20 мин, а один — в течение получаса непрерывно. При давлении подачи бензина порядка 30—150 атм и давлении в камере сгорания порядка 20—100 атм они развивали тягу около 25 кгс при скорости истечения более 2000 м/с. Еще тогда Зенгер был уверен, что проблемы создания более крупных двигателей практически разрешимы.

Следующим шагом стала разработка технических требований, предъявляемых к конструкции ракетного самолета. Г. Оберт, работавший в свое время над этой проблемой, указывал, что самолет с ракетным двигателем может обладать большим радиусом действия, если он будет взлетать почти вертикально, переходя на большой высоте в горизонтальный полет и развивая при этом скорость за счет использования всего топлива в возможно короткое время, и в дальнейшем переходить на планирование при больших скоростях. Зенгер пришел примерно к тем же выводам, но он решал проблему в основном с точки зрения авиаконструктора. Он высказался за наклонный старт под углом 30°, но в остальном его метод был таким же, как у Оберта. Приняв время работы двигателя равным 20 мин, он рассчитал, что общее полетное время ракетного самолета составит немного более часа, а средняя скорость — более 2500 км/ч. В это время он предложил компоновку самолета, весьма напоминающую первую схему американского экспериментального самолета Х-1 [5]. В результате опубликования своей работы Зенгер был приглашен из Вены в Германию в 1936 г., где ему была поручена организация научно-исследовательского института техники ракетного полета в Трауэне [6]. Здесь перед ним была поставлена задача создания сверхскоростного сверхдальнего бомбардировщика.

В 1939 г. в Трауэне были подготовлены для работы лаборатории, мастерские, испытательные стенды и служебные помещения, и Зенгер с небольшой группой высококвалифицированных специалистов, в которую входила математик Ирен Бредт, ставшая впоследствии его женой, начал работы по предложенной им исследовательской программе. Эта программа должна была продолжаться десять лет [6]. В соответствии с ней Зенгер наметил следующий ряд фундаментальных проблем, которые предстояло решить до практической реализации проекта такого самолета:

• 1) исследование аэродинамических нагрузок и рациональных форм поверхностей для полета на скоростях, соответствующих числам М от 3 до 30;
• 2) изучение газовых течений химически реагирующих потоков;
• 3) определение аэродинамических сил при свободномолекулярном режиме обтекания;
• 4) поиск эффективных топлив (в особенности проверка эффективности горения легких металлов, диспергированных в жидкое горючее, и возможности использования жидкого озона);
• 5) исследования материалов, стойких к воздействию как очень высоких, так и очень низких температур (в частности, материалов для насосов перекачки жидкого кислорода и камер сгорания мощных ракетных двигателей);
• 6) конструирование турбонасосного агрегата высокого давления с приводом от паровой турбины для подачи горючего и окислителя в ракетный двигатель;
• 7) создание системы устойчивого зажигания для ракетного двигателя;
• 8) разработка камер сгорания тягой 100 тс, рассчитанных на работу при высоких температурах и давлениях газа от 50 до 100 атм, с водяным охлаждением стенок и внутренним паровым охлаждением;
• 9) проектирование катапультной установки для запуска самолета со сверхзвуковой скоростью;
• 10) разработка математической теории и методов расчета оптимальных траекторий дальнего ракетного самолета [6].

Возглавляемый Зенгером коллектив интенсивно работал над решением проблемы защиты крыла и фюзеляжа самолета от воздействия аэродинамического нагрева при полете на суборбитальной скорости в верхних слоях атмосферы с целью обеспечения прочности и работоспособности конструкции.

Взлет самолета по проекту Зенгера—Бредт (рис. 2) предусматривался с помощью ракетной тележки, движущейся по горизонтальному рельсовому пути, в конце которого самолет должен был взлетать с высокой скоростью, а тележка тормозиться. Предполагалось, что первоначальный набор высоты будет осуществляться самолетом по инерции за счет подъемной силы, возникающей на его аэродинамических поверхностях. На некоторой высоте должен был включаться ракетный двигатель, который разгонял самолет до высоких скоростей по баллистической траектории с участием подъемной силы крыла.

Предполагалось, что при возвращении в атмосферу самолет будет совершать многократный аэродинамический маневр (рикошетирующее движение) по волнообразной траектории на границе плотных слоев атмосферы, благодаря чему должна увеличиться дальность его полета. При этом считалось, что аэродинамический нагрев корпуса самолета будет снижен за счет теплоизлучения его обшивки.

В 1942 г. стало ясно, что объемная и долгосрочная программа института Зенгера не успеет осуществиться до конца войны; кроме того, сроки работ стали увеличиваться из-за призыва рабочих на военную службу и на работу в другие отрасли военной промышленности. Вдобавок к этому пришлось сократить потребление таких материалов, как никель, медь и хром. Все это быстро привело к остановке работ по проекту летом 1942 г.

Однако к этому времени институт Зенгера имел стенды для испытания экспериментальных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) тягой около тонны, работающих на топливе бензин—жидкий кислород и имеющих водяное охлаждение, выполненное в виде тонких трубок, обмотанных спиралью вокруг камеры двигателя по всей ее длине. Давление в камере сгорания в некоторых случаях достигало 100 атм. Испытания подобных ЖРД должны были привести в конце концов к созданию мощного полноразмерного двигателя. Был изготовлен и макет охлаждаемой оболочки камеры сгорания такого двигателя, состоящей из спирально намотанных трубок. Экспериментальный насос для подачи окислителя, имеющий производительность четыре литра жидкого кислорода в секунду при давлении подачи 150 атм, также находился в состоянии доводки.

Предметом гордости института стал огромный бак для хранения жидкого кислорода емкостью около 50 000 л, крупнейший в Германии.

Сам по себе самолет (рис. 3) должен был представлять собой низкоплан со стреловидным крылом с тонким гиперзвуковым профилем, с острой передней и задней кромками и с вертикальными управляющими поверхностями на концах горизонтального стабилизатора. Площадь крыла составляла 44,8 м².

Наиболее отличительной чертой самолета был фюзеляж с нижней несущей поверхностью площадью 81 м². Два бака окислителя и два бака горючего, расположенные рядом друг с другом, занимали больше двух третей длины фюзеляжа, внутри хвостовой части которого находился ЖРД, имеющий статическую тягу 100 тс [6].

Двигательная установка самолета Зенгера также была уникальной. ЖРД, работающий на жидком кислороде и керосине, имел длинную цилиндрическую камеру сгорания, изготовленную способом спиральной намотки и пайки медных трубок, полусферическую форсуночную головку с пересечением струй впрыскиваемого топлива и колоколообразное сопло. Давление в камере сгорания должно было составить 100 атм. Для подачи компонентов топлива в ЖРД предполагалось использовать турбонасосный агрегат (ТНА), приводимый в движение от паровой турбины, пар для которой получался путем прокачивания воды через трубчатую рубашку охлаждения камеры сгорания. После срабатывания на турбине пар конденсировался в двух теплообменниках-конденсаторах, через которые перед подачей в камеру сгорания проходил жидкий кислород. Сконденсированная вода с помощью насоса снова прокачивалась через рубашку охлаждения, нагревалась и превращалась в пар. Говоря современным языком, доктор Зенгер предлагал конструкцию ЖРД с замкнутой регенеративной системой охлаждения. К сожалению, в Трауэне были изготовлены только уменьшенные модели отдельных агрегатов такой ДУ [6].

Последовательность запуска самолета была весьма интересна, и о ней следует упомянуть особо. Предполагалось, что самолет будет устанавливаться на стартовой тележке, оснащенной ракетным двигателем. Тележка, в свою очередь, должна была находиться в начале монорельсового пути длиной более 3 км (рис. 4). Стартовая тележка, ракетный двигатель которой работал на перегретом водяном пару, должна была разгонять аппарат до скорости, соответствующей числу М=1,5. Достигнув такой скорости в конце рельсового пути, самолет отцеплялся от тележки и за счет подъемной силы крыла и фюзеляжа начинал полет по инерции. Он должен был подниматься под углом 30° к горизонту до высоты 1700 м, где предполагалось включить его двигатель. Под действием тяги, постепенно уменьшающейся, с тем чтобы сохранить постоянную перегрузку, самолет должен был набрать высоту около 150—160 км, откуда начинался его полет по баллистической траектории [5]. Расчетная продолжительность набора высоты составляла около восьми минут, затем самолет по баллистической траектории вошел бы в плотные слои атмосферы. По мнению разработчиков, при высокой скорости полета самолет должен был буквально отскакивать от плотных слоев атмосферы, используя для этого нижнюю плоскую часть фюзеляжа и крыла, и продолжать таким образом волнообразный планирующий полет, напоминающий затухающие колебания. При максимальной заправке топливом и минимальной массе полезной нагрузки (ПН) самолет мог бы облететь вокруг Земли за 150 мин [4].

Понимая, что наиболее трудным при обычном полете ракетного бомбардировщика представляется поворот самолета на траекторию возвращения, Зенгер предусмотрел и другой план использования этого бомбардировщика.

Применяя технику «рикошетирующего полета», самолет мог совершить полет по половине дуги земного шара (антиподный) или полностью глобальный полет. Единственной подходящей целью для этого могла стать центральная часть Нью-Йорка с посадкой самолета по возвращении в Японии. Однако очень большой проблемой было достижение высоких требуемых характеристик ракетного двигателя, высокое отношение стартовой массы к пустой массе самолета и малая полезная нагрузка: всего 300 кг при дальности 24 000 км. Заряд обычного взрывчатого вещества такой массы был непропорционально мал по сравнению с большой стартовой массой самолета [6]. Надо сказать, что для практического осуществления проекта нужно было преодолеть значительные трудности при создании ракетного двигателя и всех элементов конструкции самолета. Так, например, возникала необходимость в удельной тяге порядка 400 с, а отношение масс должно было быть равно примерно 10. По мнению специалистов тех лет, указанной удельной тяги, возможно, и удалось бы достигнуть, но получение такого соотношения масс вряд ли было бы возможно {1}. Сам Зенгер, очевидно, понимая, какие сложные проблемы при этом предстояло разрешить, предполагал, что стоимость разработки подобного проекта составит около 3 млрд. ф. ст. [7].

Результаты этих перспективных работ были опубликованы в отчете, размноженном в ста экземплярах и представленном для секретного ознакомления ведущим экспертам по вопросам авиации и вооружений нацистской Германии.

Копии доклада получили профессор Гейсенберг, специалист в области атомной энергии, доктор Вернер фон Браун, генерал Дорнбергер (оба из армейского ракетного исследовательского центра Пенемюнде), профессора Мессершмитт, Танк (фирма «Фокке-Вульф»), Дорнье (фирма «Дорнье»), Хейнкель (фирма «Хейнкель»), Мадер (фирма «Юнкерс»), Прандтль (Аэродинамический исследовательский институт в Вене), Прелль (Инженерный институт в Ганновере) и некоторые другие. Все они, по-видимому, ознакомились с докладом, но, учитывая обстановку того времени, не сумели применить его положения в своей работе [5].

После окончания войны и поражения Германии все названные лица, включая и доктора Зенгера, неоднократно подробно рассказывали о результатах своих работ в различных комиссиях союзников. Около 70 копий секретного доклада Зенгера попало в руки союзников в Берлине и Дессау. Они вызвали необычайный интерес ученых и специалистов, работающих в области авиационной и ракетной техники на Западе, многие из которых, такие как Ананоф, Теодор фон Карман, Мэлина и Стеммер, наладили контакт с доктором Зенгером уже после войны. Другие ученые (Кливер, Кларк, Дюран, Халей, Шеферд и Табанера), которым были близки по духу идеи Зенгера, рассматривали его проект ракетного бомбардировщика как первую фазу в деле исследований для реализации космического полета. Сразу же после окончания войны в большинстве промышленно развитых государств были сформированы различные общества для оказания содействия в области космических исследований, на работу которых оказывали большое влияние специалисты по ракетной технике.

Осенью 1950 г. некоторые представители таких обществ прибыли в Париж для основания международной организации по мирным исследованиям космоса. Эта организация была названа Международной астронавтической федерацией, первым президентом которой и был избран в сентябре 1951 г. доктор Зенгер, проживающий после войны в Париже и числившийся уже с 1949 г. почетным членом многих европейских космических обществ.

19 апреля 1952 г. генерал-лейтенант доктор Вальтер Дорнбергер, бывший начальник Научно-исследовательского института ракетного оружия в Пенемюнде (Германия), позвонил Зенгеру в Париж в качестве представителя американской фирмы «Белл Эйркрафт» и пригласил его вместе с соратниками, работавшими с ним в свое время, отпраздновать успех детища фирмы «Белл» — экспериментального ракетного самолета Х-1, в конструкции которого были заложены многие принципы, разработанные Зенгером. После этого весной 1961 г. Дорнбергер приглашал Зенгера, руководившего с 1954 г. Научно-исследовательским институтом физики реактивных двигателей в Штуттгарте (ФРГ), на фирму «Белл Аэросистемз» в Буффало ознакомиться с кислородно-водородным ЖРД, имеющим регенеративное охлаждение и колоколообразное сопло, при создании которого нашли воплощение многие идеи в области ракетного двигателестроения, высказанные в работах Зенгера. По признанию последнего, это был один из самых счастливых дней в его жизни [8].

Учитывая тот факт, что основная цель работ Э. Зенгера — создание сверхдальнего ракетного самолета с очень высокими летными характеристиками — не могла быть достигнута ни в Германии 1930—1940-х годов, ни в промышленно развитых странах сразу после войны в связи с еще недостаточно высоким научно-техническим уровнем, необходимо отметить, что основной заслугой Зенгера является глубокая проработка десятилетней программы исследований, направленная на обеспечение реализации проекта «антиподного» бомбардировщика. Конечно, и эта программа не была лишена недостатков, которые в конечном счете сказались на расчетных характеристиках проекта. Так, например, отсутствие в программе пункта исследования атмосферы на больших высотах привело к неправильному пониманию разработчиками влияния распределения плотности атмосферы на траекторию полета самолета.

Кроме того, следует указать, что в сам проект «антиподного» бомбардировщика было заложено несколько ошибочных или сомнительных постулатов.

1. Возможность разгона на земле огромного самолета до скорости, соответствующей числу М = 1,5, с помощью ракетной тележки, скользящей по рельсовой направляющей, рассматривалась, по-видимому, чисто теоретически, хотя в институте Зенгера в Трауэне были проведены опыты по разгону объектов небольшой массы до такой скорости в замкнутых спирально-кольцевых каналах, которые дали положительные результаты [8]. Однако процесс разгона столь крупного объекта, каким является самолет Зенгера на стартовой тележке, в открытой атмофере сопряжен с преодолением таких больших сложностей, как явления трансзвукового перехода.
2. Полет самолета со сверхзвуковой стартовой скоростью по инерции до высоты 1700 м приводит к существенным потерям скорости к моменту включения его ЖРД.
3. Малая тяговооруженность самолета неизбежно сказывается на его летных характеристиках, особенно при полете в плотных слоях атмосферы.
4. Энергетические характеристики ДУ самолета явно завышены. Даже доведя давление в камере сгорания кислородно-керосинового ЖРД до 100 атм, невозможно получить удельную тягу свыше 300—305 с на уровне моря, что, естественно, гораздо ниже того значения, которое было заложено в проект «антиподного» бомбардировщика. Трудности создания и отработки замкнутой системы подачи топлива с приводом ТНА от паровой турбины столь значительны, что не компенсируются возможными преимуществами. Несколько похожая схема подачи (привод ТНА путем газификации водорода в рубашке охлаждения ЖРД с последующим сжиганием его в камере сгорания существенно более низкого давления) была реализована в первой половине 1960-х годов фирмой «Пратт-Уитни» на кислородно-водородном ЖРД RL-10 второй ступени ракеты-носителя «Атлас-Центавр».
5. В проект была заложена конструкция со слишком высокой весовой отдачей.

После войны сведения о работе Зенгера попали не только на Запад. Три копии доклада оказались в СССР. С ними ознакомились представители министерств и ведомств СССР, которые образовали к тому времени правительственную комиссию с целью координации действий в области авиации и ракетной техники. Особое значение в работе комиссии уделялось вопросам создания пилотируемых ракетных самолетов. В ее состав вошли следующие лица: генерал-майор госбезопасности Серов (председатель), инженер-полковник Токаев-Токатый (заместитель председателя), представитель Академии наук СССР Келдыш, профессор Кишкин и др. Члены комиссии вскоре отбыли в Германию, где в тот момент работали представители авиационной промышленности, изучавшие немецкие достижения в области ракетной техники [8].

Важность разработки управляемых ракет большой дальности была отмечена руководством Советской Армии и правительством СССР еще в начале 1946 г., что привело к принятию правительственного решения о создании отечественной ракетной промышленности. Первоначально задачей советских ракетчиков стало изучение образцов трофейной немецкой техники с последующим копированием наиболее удачных.

Необходимо сказать, что ни СССР, ни США к моменту окончания второй мировой войны не имели такого опыта разработки крупных ракетных конструкций и столь мощной и высокоорганизованной ракетной промышленности, какая была в Германии. Но если США вышли из войны окрепшими и обогатившимися, то Советский Союз встретил начало мирного периода с разоренным хозяйством и разрушенной промышленностью. Поэтому не следует забывать, что копирование немецкой техники в 1940-х годах было необходимым даже скорее не для организации ее серийного производства, а для того, чтобы понять идеологию ее создания и принципы работы и впоследствии начать наиболее рационально развивать свою в целом оригинальную технику.

Уже к 1947 г., после подробного изучения самой крупной серийной немецкой ракеты «Фау-2» (А-4), стало ясно, что для организации активной обороны СССР нужны более мощные дальние ракеты [6].

На встрече в Кремле 14 марта 1947 г. (по другим данным, 14 апреля), где обсуждались пути дальнейшего развития советской ракетной техники, был поднят вопрос о возможности создания в СССР сверхдальнего самолета по типу «антиподного» бомбардировщика Зенгера—Бредт. На встрече присутствовали возглавлявший государственную плановую комиссию М.А. Вознесенский, секретарь ЦК КПСС Д.Ф. Устинов, маршал авиации К.А. Вершинин, специалист по ракетной технике начальник лаборатории академии им. Жуковского полковник Г.А. Токатый, авиационные конструкторы А.С. Яковлев и А.И. Микоян и министр авиационной промышленности М.Н. Хруничев. Григорий Токатый, впоследствии эмигрировавший на Запад и долгое время возглавлявший факультет аэронавтики и космической техники Нортхемптонского колледжа перспективной технологии в Лондоне [6], рассказывал потом, что критиковал план, ссылаясь на слишком оптимистические характеристики ракетного двигателя бомбардировщика. Несмотря на негативное мнение Токатого, на следующий день на встрече в Политбюро и Совете Министров детально обсужденный вопрос о начале работ по «антиподному» бомбардировщику был представлен И.В. Сталину и Совету Министров. Пессимизм по поводу проекта еще более усилился, что не уменьшило, однако, интереса руководства страны к этой концепции [9].

Комиссии советских специалистов, изучавших в Германии трофейную ракетную технику, было дано задание углубить поиски в направлении более полного сбора сведений о проекте Зенгера— Бредт. Однако в августе 1947 г. комиссия столкнулась с невозможностью получения новых данных по этому проекту [9].

В октябре 1947 г. проект был передан на рассмотрение специалистам по ракетной технике во вновь образованный НИИ-88, в который вошли, в основном, бывшие работники Реактивного научно-исследовательского института (РНИИ). В НИИ-88 работала также группа немецких специалистов в области ракетной техники, вывезенных вместе с семьями из Германии, под руководством одного из ближайших соратников Вернера фон Брауна Гельмута Греттрупа. Эти специалисты были заняты налаживанием производства ракет «Фау-2» и изготовлением приборного оборудования для Советского Союза. Регулярно выпускались различные проекты ракет. При этом была надежда, что немцы смогут добавить новую информацию и внести свежие идеи по проекту бомбардировщика, которые сделают его более жизнеспособным, но германские специалисты тоже критиковали проект Зенгера. Они также ссылались на заявленные в характеристиках слишком высокую весовую отдачу аппарата, завышенную прочность конструкции, необходимость разработки совершенно не выполнимого в тот момент ЖРД и невозможность обеспечения соответствующей теплозащиты при входе аппарата в атмосферу, что делало проект нежизнеспособным [9].

Однако, несмотря на ряд весьма трудных задач, стоящих на пути осуществления проекта, отчет Зенгера—Бредт убедительно доказывал принципиальную возможность создания дальнего ракетного самолета, по скорости и дальности сильно опережающего самолеты обычных схем. Это подтверждалось созданием ракеты «Фау-2» (А-4), принцип действия которой несколько напоминал принцип действия самолета Зенгера. Следует отметить, что в Германии проектировалась крылатая ракета А-9, которая по своему типу еще более приближалась к дальнему ракетному самолету (рис. 5) [6].

Предпринятые фон Брауном и его сотрудниками в Пенемюнде попытки увеличить дальность полета ракеты А-4 преследовали двойную цель: с одной стороны, это должно было удовлетворить военных, а с другой стороны, отражало энтузиазм группы конструкторов в отношении космического полета.

Первый шаг состоял в том, чтобы снабдить ракету А-4 стреловидным крылом и увеличенными рулевыми поверхностями. Тогда теоретически она могла бы, планируя, пролететь около 600 км.

Два испытательных полета таких ракет, получивших наименование А-4b, были осуществлены в Пенемюнде в 1944 г. Первый пуск провалился совершенно. Вторая ракета выполнила только успешный подъем: при возвращении в атмосферу крыло разрушилось.

Когда война в Европе подошла к концу, в 1945 г. офицеры союзнических разведывательных служб были удивлены, обнаружив среди захваченных документов ракетного центра в Пенемюнде планы создания больших двухступенчатых ракет (рис. 6). На одном из чертежей была изображена ракета А-4 с крылом, развитым в виде наконечника копья. Она была установлена в носовой части другой, очень мощной ракеты с двигателем тягой 200 тс.

Это был знаменитный проект ракеты А-9/А-10, который бригада в Пенемюнде разрабатывала в 1941—1942 гг.

Предполагалось, что ракета А-9 после отделения от своего носителя А-10 пролетит приблизительно 5000 км, совершая волнообразный планирующий полет в верхних слоях атмосферы. При дальнейшем развитии проекта имелась возможность атаковать цели на Атлантическом побережье Америки с пусковых установок в Западной Франции или Португалии.

После отделения первой ступени на высоте 60 км крылатая ракета А-9 за счет работы своего двигателя достигает скорости в конце активного участка около 10 000 км/ч. После прохождения вершины траектории и возвращения в плотные слои атмосферы с помощью аэродинамических рулей прекращается пикирование, и последующее движение ракеты происходит в виде серии последовательных погружений в атмосферу. Такая схема полета позволяла увеличивать дальность полета до 5000 км, конечно, ценой снижения скорости цели. Ракета А-9 имела стреловидное крыло и развитые поверхности управления.

Уже после войны, рассказывая об обстоятельствах этой работы, Вернер фон Браун заметил, что вторая запущенная ракета А-4b была, вероятно, первым крылатым управляемым аппаратом, проникшим за «звуковой барьер». Ее система управления работала от скорости, равной нулю при старте, до скорости, в четыре раза превышающей скорость звука.

Для разбирающихся в военных вопросах официальных деятелей ракета А-4b была попыткой удвоить дальность полета ракеты А-4. Расчеты и экспериментальные данные, полученные в аэродинамических трубах, показывали, что этого можно было бы добиться, используя огромную кинетическую энергию, остающуюся после отсечки двигателя для продолжения планирующего полета. Баллистическая (бескрылая) ракета А-4 расходовала эту энергию на разрушение при ударе. В случае А-4b увеличенная дальность достигалась бы ценой снижения скорости, что делало ракету теоретически более уязвимой для средств ПВО, чем баллистический вариант (А-4). Фактически она подходила к цели на дозвуковой скорости. Фон Браун объяснял:

«В нашей проектной документации для ракеты А-4b на месте боеголовки была показана герметизированная кабина летчика и трехколесное шасси. Эти чертежи убирались с глаз, когда принимали посетителей из Артиллерийского управления сухопутных сил.

Мы рассчитывали, что ракета А-4b была способна унести пилота на расстояние около 650 км за 17 минут. Она могла бы взлетать вертикально, подобно ракете А-4, а потом осуществлять посадку, подобно планеру, на взлетно-посадочную полосу средних размеров.

Мы даже присвоили ей условное наименование А-4b для того, чтобы обеспечить ей преимущества высокого приоритета, которым пользовалсь ракета А-4.

Если бы ракета А-9 — вариант с крылом, развитым в виде наконечника копья — была смонтирована в качестве второй ступени на мощной ракете для предварительного разгона, она стала бы сверхзвуковым планером, способным пересечь Атлантический океан. Ракета-носитель А-10 в действительности была очень старой разработкой: именно ее имели в виду, когда в конце 1930-х годов проектировали в Пенемюнде стенды для статических испытаний двигателей тягой до 200 тс — приблизительно в восемь раз большей, чем тяга двигателя ракеты А-4.

Дальше ракеты А-10 мы осмеливались продвинуться разве что в своем воображении, хотя в наших помыслах имелась другая, еще более крупная ракета, которая, по всей вероятности, должна была получить наименование А-11.

Таким образом, при слегка улучшенном массовом соотношении и более калорийных компонентах топлива мы легко могли отправить пилота ракеты А-9 на орбиту искусственного спутника Земли!» [10].

Следует отметить, что В. фон Браун в этом случае слишком оптимистично оценивал легкость перехода от системы А-9/А-10, развивающей максимальную скорость 2800 м/с, к ракете, имеющей максимальную скорость около 8000 м/с.

Чтобы иметь представление о том, на каком уровне находились в Германии работы по проекту А-9/А-10, можно обратиться к воспоминаниям одного из участников работ по изучению образцов немецкой ракетной техники в Германии Б.Е. Чертока:

«Весной 1946 г. герр Греттруп по моей просьбе выпустил отчет по ракете А-9/А-10, из которого следует, что эта ракета, хотя и не выходила на орбиту, но весьма напоминала по схеме то, что делает сейчас весь мир: и «Шаттл», и «Энергию-Буран», и особенно французский «Гермес». Над конструкцией этой ракеты, обе ступени которой имели ЖРД, а вторая была снабжена крылом, так интенсивно работали, что в Берлине на заводе «Крайзельгерет» в 1945 г. мы обнаружили очень хорошо разработанную для нее гиростабилизированную платформу, которая произвела на нас очень сильное впечатление …» [11].

При рассмотрении возможности разработки в СССР самолета, аналогичного «антиподному» бомбардировщику Зенгера, в НИИ-88 были предложены различные варианты применения ЖРД на таком самолете. Понимая, что предлагаемые Зенгером весовая отдача и удельный импульс двигателя в ближайшее время недостижимы, специалисты института рассмотрели и вариант комбинированного использования ЖРД и прямоточного воздушного-реактивного двигателя (ПВРД). Предполагалось, что применение в ПВРД диффузора с косыми скачками уплотнения позволит создать двигатель большой тяги при достаточно малых габаритах.

Вследствие существенно большей экономичности ПВРД по сравнению с ЖРД его использование в начале разгона с последующим включением ЖРД позволяло достичь результатов, сравнимых с теми, которые получились бы при использовании ЖРД с удельным импульсом выше 400 с. Например, при массе пустого самолета 22% (что уже гораздо более реально, чем 10%, предложенные Зенгером) можно достичь скоростей порядка 5 км/с и дальности порядка 12 000 км (см. табл. 1).

Понимая, что создание ракетного двигателя с удельным импульсом порядка 400 с было в то время совершенно нереальным, советские специалисты, которые занимались проектом сверхдальнего бомбардировщика, предполагали, что задача создания сверхзвукового ПВРД близка к разрешению с теоретической стороны. Этого было достаточно для того, чтобы приступить непосредственно к экспериментально-конструкторским работам. К 1947 г. состояние работ по исследованию сверхзвуковых течений в ЦАГИ также позволяло приступить к непосредственным разработкам в области аэродинамики ракетного самолета.

По результатам проведенного в 1947 г. в НИИ-88 исследования, одним из участников которого был М.В. Келдыш, был выпущен отчет, посвященный описанию принципиально возможного ракетного самолета с ПВРД и ЖРД и обсуждению результатов расчетов, выясняющих возможности такого самолета.

По внешним признакам предлагаемый самолет (рис. 7) практически полностью соответствовал рассмотренному выше «антиподному» бомбардировщику Зенгера—Бредт, за исключением того, что у предлагаемого самолета на законцовках крыла монтировались ПВРД.

Силовая установка самолета должна была состоять из одного ЖРД тягой 100 тс и двух сбрасываемых сверхзвуковых ПВРД.

Как и в зенгеровском бомбардировщике, герметичная кабина самолета располагалась в носовой части, сзади к ней примыкали баки с жидким кислородом. В районе крыла находился грузовой отсек и за ним — баки с керосином, питающие как ЖРД, так и ПВРД. В хвостовом отсеке помещался ЖРД.

В качестве основного варианта рассматривался самолет, имеющий массу конструкции (планер, ЖРД, баки и полезная нагрузка (ПН)) 22 т. Остальные 78 т приходились на топливо (70,5 т) и сбрасываемые ПВРД (7,5 т).

На основании предварительного расчета на прочность масса конструкции планера была принята равной 9 т. Предполагалось, что после окончания набора высоты масса самолета падает от 100 до 22 т и поэтому на дальнейшем участке траектории нельзя ожидать больших перегрузок.

Масса ПН самолета должна была составить 8 т, остальные 5 т делились пополам между ЖРД и баками.

Для начального разгона и обеспечения запуска ПВРД предполагалось осуществить взлет самолета с рельсовой направляющей по типу бомбардировщика Зенгера.

При расчете стартового устройства было принято, что ускорение при движении по рельсам не должно превосходить три единицы, что при длине направляющей около 3 км указывает на продолжительность пробега около 11 с. Предполагалось, что создание стартовой ракеты с необходимой тягой 60 тс возможно при использовании связки из пяти-шести ЖРД той же тяги, что устанавливается на самолете.

Посадка самолета не представлялась затруднительной, так как посадочная масса его не должна была превышать 15—20 т, что при расчетных площадях несущих поверхностей и аэродинамическом качестве давало величину посадочной скорости порядка 200 км/ч. В качестве посадочного шасси могла быть использована лыжа.

Весьма большие проблемы представляли задачи устойчивости и управляемости самолета, которые, однако, могли быть решены к началу 1950-х годов.

Отмечалось, что при больших скоростях длительного разгона в атмосфере поверхности самолета должны подвергаться нагреву до высоких температур. В связи с этим был проведен расчет температур крыла и фюзеляжа, который показал, что температура поверхности крыла не будет превышать 560°С. Таким образом, конструкция самолета могла быть изготовлена из существующих сталей, а в кабине пилота должно было предусматриваться специальное охлаждение {2}.

Силовая установка (рис. 8) самолета должна была состоять из ЖРД, работающего на керосине и кислороде, и двух сверхзвуковых ПВРД, работающих на керосине, которые включаются в работу после полета самолета по инерции на высоте около 1700 м. После окончания их работы ПВРД сбрасываются и включается ЖРД.

Питание топливом ПВРД и ЖРД осуществлялось с помощью ТНА, входящего в систему питания ЖРД.

Питание двигателей керосином должно было производиться из одних и тех же баков горючего. Керосин подавался в ПВРД с помощью собственного ТНА, который отключался после выключения ПВРД. Вместо него начинал работать ТНА, подающий в ЖРД керосин и кислород.

Турбины обоих ТНА работали на парогазе, получаемом в одном парогазогенераторе за счет разложения концентрированной перекиси водорода.

Каждый из ПВРД диаметром 2 м и длиной 7,2 м состоял из сверхзвукового диффузора, камеры сгорания и регулируемого сопла.

При подборе диффузора для ПВРД исходили из того, что конфигурация центрального тела воздухозаборника остается неизменной и регулирование его диффузора может осуществляться только за счет движения центрального тела вдоль оси двигателя. В качестве скорости, на которой можно было получить оптимальное число скачков уплотнения и максимальную тягу, была выбрана скорость, соответствующая числу М=5.

Сопло ПВРД предполагалось выполнить с регулируемыми критическим и выходным сечениями, для того чтобы пропускать максимально возможный расход воздуха.

В качестве самостоятельного двигателя в силовую установку самолета входил ЖРД РДКС-100 (рис. 9) конструкции И.С. Душкина. Он включался после остановки и сброса сверхзвуковых ПВРД на высоте 20 км, обеспечивая дальнейший набор скорости и высоты полета.

По схеме данный двигатель напоминал двигатель ракеты «Фау-2» (А-4) и относился к типу автономных ЖРД с турбонасосной подачей топлива и газогенератором, работающим на принципе разложения маловодной перекиси водорода. ЖРД РДКС-100 был спроектирован на основе практического опыта работы, полученного в НИИ-88 при создании кислородно-спиртового двигателя РД-100 конструкции ГДЛ-ОКБ.

Входящие в двигатель агрегаты являлись дальнейшим развитием уже построенных конструкций, проверенных экспериментально на работающем двигателе тягой 1500 кгс. Основные характеристики камеры сгорания, ТНА, парогазогенератора и др. базировались на уже полученных к тому времени данных, за исключением удельной тяги — она была запроектирована несколько выше достигнутой, но могла быть (и была) получена в ближайшем будущем.

Камера сгорания советского ЖРД, как и двигателя ракеты «Фау-2», имела грушевидную форму, образованную коническим соплом Лаваля с одной стороны и полусферической головкой с группой форкамер с форсунками для ввода горючего и окислителя с другой. Камера сгорания сварная, из нержавеющей стали. Продукты сгорания керосина в кислороде при давлении 40 атм имеют температуру свыше 3000 °С. Для защиты камеры от воздействия высоких температур во время работы внутренняя ее стенка непрерывно охлаждается потоком керосина, который поступает затем в форсунки форсажных камер и участвует в горении. Часть керосина (около 10% расхода) с помощью трех коллекторов вводится через отверстия на внутреннюю поверхность камеры сгорания, образуя парожидкостную завесу, экранирующую стенку от воздействия высоких температур. Диаметр критического сечения сопла 0,44 м, диаметр среза сопла 1,12 м, сухая масса камеры сгорания 1600 кг.

Турбонасосный агрегат состоял из двух одноступенчатых центробежных насосов подачи жидкого кислорода и керосина из баков в камеру сгорания и двухступенчатой турбины, насаженных на один вал. Частота вращения турбины 4200 об/мин. Мощность ТНА 4350 л.с., сухая масса 700 кг. Температура парогаза, поступающего на турбину из однокомпонентного газогенератора, 500°С, давление 25 атм.

В стартовой тележке предполагалось использовать связку из пяти двигателей РДКС-100, получающих питание от общих топливных баков. Основной особенностью связки являлось наличие одного газогенератора, обеспечивающего получение парогаза для всех пяти ТНА с запуском от автоматического устройства.

Полет самолета с комбинированной ДУ должен был происходить по следующей схеме. Самолет набирает скорость, двигаясь по рельсам стартовой направляющей под воздействием тяги ДУ разгонной тележки, после чего в конце разгона отделяется от тележки. В этот момент включаются ПВРД, с помощью которых самолет набирает высоту 20 км и скорость, соответствующую числу М=5 (1475 м/с). При этом расходуется 15 т горючего. После достижения заданной скорости и высоты ПВРД массой 7,5 т отделяются. На набор скорости 1500 м/с и высоты 20 км расходуется 23% общей массы самолета.

В табл. 2 для сравнения приведены расходы топлива, необходимые для достижения той же скорости, в случае использования ЖРД с удельным импульсом 300 и 400 с. Таблица показывает, что для ЖРД с удельным импульсом 300 с требуется более чем в два раза больший расход топлива, а при удельном импульсе 400 с — более чем полуторный расход.

Приведенные цифры ярко иллюстрируют преимущества применения сверхзвукового ПВРД перед ЖРД. Однако для дальнейшего набора скорости использование ПВРД становится невозможным, так как при М>5 его экономичность и тяга быстро падают и доходят до нуля {3}.

С помощью расчетов дальности планирующего полета, данных Зенгером, для самолета с комбинированной ДУ в НИИ-88 была получена дальность 11 800 км. Для самолета с ЖРД при удельном импульсе 300 с и при той же остаточной массе дальность была почти в два раза меньше (6800 км).

На основании проведенных расчетов был сделан вывод, что теоретически имелась возможность создания комбинированной ДУ с ЖРД и сверхзвуковым ПВРД, обеспечивающей дальность полета самолета порядка 12 000 км. При этом масса конструкции и ПН составляет 22% от стартовой массы самолета (100 т), а 78% массы приходится на топливо и сбрасываемые ПВРД.

Расчеты были проведены исходя из того, что ПВРД и ЖРД создаются из материалов, имеющихся на данный момент, и работают на существующих топливах [12].

Учитывая промышленный уровень СССР 1947 г., создатели отечественной ракетной техники понимали, что создание такого летательного аппарата (ЛА) с межконтинентальной дальностью и высокой сверхзвуковой скоростью, способного нести оружие на борту, по многим причинам не представляется возможным. Однако уже в 1950 г. проекты подобных аппаратов стали рассматриваться всерьёз. Научно-технический уровень страны по многим показателям превысил довоенный. Началось развитие новых областей науки и техники: радиолокации, электроники, ракетной и реактивной техники. Готовя адекватный ответ на разработки в США межконтинентальной баллистической ракеты (МБР) «Атлас» и сверхзвуковой крылатой ракеты (КР) «Навахо», способных нести ядерный заряд, руководство Советского Союза принимало необходимые меры для укрепления безопасности страны. В 1949 г. в СССР было создано атомное оружие, готовилось испытание водородной бомбы. Необходимо было уделить внимание созданию ЛА, способных нести ядерные заряды на межконтинентальное расстояние. В 1952 г. был создан дальний бомбардировщик Ту-16, а затем совершили первые полеты стратегические бомбардировщики 3М и Ту-95.

В связи с перспективами развития средств противовоздушной обороны (ПВО) потенциального противника необходимо было существенно повысить неуязвимость стратегических средств. Предполагалось создать межконтинентальные сверхзвуковые ЛА и МБР. Создание таких аппаратов представляло в то время колоссальные трудности. Наука еще не могла обеспечить нужными рекомендациями для разработки аппаратов с высокой весовой отдачей, необходимой прочностью при нагреве, аэродинамическим совершенством, а главное, с высокоточной системой наведения и эффективной системой управления. Как показали результаты предварительных теоретических исследований, проделанных в НИИ-1 под руководством М.В. Келдыша, необходимо было провести огромное количество научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, построить стенды, сверхзвуковые аэродинамические трубы (АДТ), экспериментальные испытательные установки и т. д.

В ходе перспективных исследований определились основные летно-технические характеристики и облик ЛА, способных совершать межконтинентальные перелеты, а также выделились два основных направления развития таких аппаратов — создание баллистических ракет и сверхзвуковых ЛА. Как в одном, так и в другом направлениях были свои преимущества и недостатки. Для создания МБР необходимо было иметь очень высокую по тому времени весовую отдачу конструкции, большой удельный импульс двигателей и точную инерциальную систему наведения. Требования к конструкции и топливу КР были тогда менее высокими: при проектировании крылатого ЛА с ПВРД можно было использовать опыт создания самолетов. Система астронавигации могла обеспечить высокую точность достижения цели. Однако уязвимость такого ЛА представлялась существенно более высокой, чем баллистической ракеты.

При определении направления дальнейших работ решено было для обеспечения безопасности страны создавать как МБР, так и сверхзвуковой ЛА [13].

В конце 1940-х — начале 1950-х годов в ОКБ, которое возглавлял С.П. Королев, был проделан большой объем теоретических работ в области создания и применения КР с ВРД, результатом которых явился выпущенный в 1951 г. аванпроект двухступенчатой КР дальностью около 1300 км, оснащенной однокамерным азотно-кислотно-керосиновым ЖРД на первой ступени и ПВРД на второй ступени.

В 1952 г. руководству СССР было представлено предложение о необходимости и возможности создания сверхзвуковой КР дальнего действия с ПВДР. Руководителем и организатором разработки такого ЛА был назначен М.В. Келдыш. Разработка и создание КР были поручены авиационным конструкторам С.А. Лавочкину и В.М. Мясищеву. Главным конструктором ПВРД стал М.М. Бондарюк.

Научно-исследовательские работы всех подразделений НИИ-1 и соответствующих отделов института прикладной математики были направлены на обеспечение работ ОКБ С.А. Лавочкина и В.М. Мясищева.

Советская межконтинентальная КР должна была представлять собой беспилотный сверхзвуковой самолет со стреловидным крылом, в качестве ДУ которого должен был использоваться сверхзвуковой ПВРД. Вертикальный старт КР и выход на крейсерскую скорость и высоту полета должны были осуществляться за счет работы мощных ускорителей с ЖРД. Крылатая ракета разработки ОКБ Мясищева должна была иметь четыре ускорителя с ЖРД конструкции В.П. Глушко, КР разработки ОКБ Лавочкина — два ускорителя с ЖРД конструкции А.М. Исаева. Система астроориентации КР разрабатывалась под руководством Р.Г. Чачикяна [15].

Принципиально задачу создания межконтинентальной КР в обоих ОКБ решали по сходным конструктивным схемам: оба аппарата были двухступенчатыми, причем вторые (маршевые) ступени, оснащенные ПВРД, были построены по нормальной самолетной схеме с треугольным крылом, имеющим стреловидность по передней кромке 70° и тонкий сверхзвуковой профиль. Конструктивные же решения агрегатов КР обоих ОКБ были различными. Из-за того что ПН ракеты, разрабатываемой ОКБ В.М. Мясищева, была в 1,5 раза больше ПН ракеты, разрабатываемой ОКБ С.А. Лавочкина, первая ракета имела существенно большую массу и тягу как маршевого, так и стартовых двигателей. В качестве стартовых ускорителей применялись мощные ракеты с ЖРД на долгохранимом топливе (азотная кислота — керосин), по классу тяги превышающие первую советскую стратегическую баллистическую ракету Р-5 дальностью 1300 км [14].

В 1954 г. наступил новый этап работы над КР. Проектирование и разработка изделий в ОКБ потребовали надежных рекомендаций и большого количества ученых различных специальностей. Огромное внимание руководство работ уделяло созданию экспериментальной базы. Увеличение надежности объектов на земле давало возможность уменьшить число отказов во время летных испытаний и существенно снизить затраты на создание и отработку систем. Построенные натурные стенды позволили провести наземные испытания как первой (ускорителей), так и второй (маршевой) ступеней с работающими ЖРД и ПВРД и функционированием всех систем во время всего времени полета.

Много времени руководство уделяло вопросам выработки технических требований и размещения заданий на разработку и изготовление бортовой и наземной аппаратуры, выбору материалов и т. п. В короткие сроки были созданы серийные образцы систем управления и астронавигации. Впервые в СССР было налажено производство высококачественных титановых сплавов, применение которых в конструкции КР позволило существенно повысить весовую отдачу. В результате в течение трех лет в ОКБ С.А. Лавочкина, которое вело работы с некоторым плановым опережением по сравнению с ОКБ В.М. Мясищева, была создана сверхзвуковая КР с высоким аэродинамическим качеством, большой весовой отдачей и точной системой наведения, способная обеспечить доставку ПН на межконтинентальную дальность. Взлетная масса такой ракеты была в три раза меньше созданной тогда же МБР Р-7 конструкции ОКБ С.П. Королева. Проведенные летом 1957 г. одновременно с ракетой Р-7 летные испытания подтвердили высокие летные характеристики КР.

Создание сверхзвуковой КР явилось крупным шагом в развитии советской ракетной техники, опередившей в этом направлении Соединенные Штаты Америки.

Одновременно с разработкой КР изучались возможности ее дальнейшего усовершенствования, рассматривались вопросы использования атомной энергии на ЛА, позволяющей обеспечить практически неограниченную дальность полета. Однако переход на следующий этап развития ракетной техники представлял еще большие трудности, связанные с существенно более высокими температурами в рабочих агрегатах. Необходимо было создать новые материалы, обладающие большой прочностью при высоких температурах, нестационарном нагреве и высокой радиационной стойкостью. Возникли новые вопросы согласования управления реакторов и ЛА. Однако самым серьезным оказался вопрос радиационной защиты, который не позволил использовать мощные ядерные реакторы в качестве силовых агрегатов таких ЛА, как самолеты и КР [13].

Из-за крупных успехов (в том числе политических), которые были достигнуты первой советской МБР Р-7, приоритет в деле создания стратегических систем оружия был отдан баллистическим ракетам. Кроме того, разработка средств, ПВО как в СССР, так и в США существенно повышала уязвимость КР. По этим, а также по некоторым другим причинам работы по сверхзвуковым стратегическим КР как в СССР, так и за рубежом были свернуты [15]. Говоря об этом, следует вспомнить судьбу американского проекта «Навахо».

История проекта «Навахо» началась в 1946 г., когда воздушные силы сухопутных войск решили разработать управляемую ракету очень большой дальности. Формальное начало проекта относится к 1947 г., когда фирма «Норт-Америкен Авиэйшн Инк, Лос-Анджелес» (сейчас фирма «Рокуэлл Интернэшнл») начала разработку крылатого аппарата с ракетным ускорителем и ПВРД, рассчитанного на крейсерскую скорость, соответствующую числу М=1, и дальность 805 км.

Ракетный ускоритель был выбран из-за того, что ПВРД не может работать при нулевой скорости. За основу при создании этого ускорителя был взят ЖРД на базе двигателя ракеты «Фау-2», работающий на жидком кислороде и этиловом спирте и развивающий тягу 34 тс.

Необходимо отметить, что при создании проекта «Навахо» американские конструкторы во многом опирались на идеи Э. Зенгера и проект ракеты А-9/А-10 Вернера фон Брауна.

Одновременно с разработкой проекта «Навахо-1» фирма «Консолидейтед Валти Эйркрафт К°» (сейчас отделение «Конвер» фирмы «Дженерал Даинэмикс») получила контракт на изучение МБР. Для решения технических проблем, возникающих при разработке полноразмерной МБР, фирма построила небольшую жидкостную ракету МХ-774 «Хи-рок». Так как эта разработка не могла напрямую привести к созданию МБР «Атлас», 1 июня 1947 г. она была заморожена в пользу создания КР «Навахо» с ПВРД.

Фирма «Конвер» все же получила небольшие ассигнования на проведение летных испытаний ракеты МХ-774 и продолжение изучения проекта МБР. В январе 1951 г. фирма «Конвер» смогла получить от ВВС США контракт на разработку проекта MX-1593, переросшего к 1954 г. в проект МБР «Атлас», способной доставить на межконтинентальную дальность небольшую термоядерную боеголовку.

Впоследствии проект «Навахо» был пересмотрен, и фирма «Рокетдайн» в 1955 г. начала разработку нового ускорителя с ЖРД на керосине и жидком кислороде тягой 61,3 т. Имея ускоритель с двумя такими ЖРД, новый аппарат (рис. 10) получил название «Навахо-II». В окончательном виде этот двухступенчатый аппарат представлял собой сигарообразный ускоритель (первая, или стартовая, ступень), оснащенный тремя трапециевидными стабилизаторами в хвостовой части, и установленную сбоку ускорителя КР «Навахо» (вторая, или маршевая, ступень) с двумя ПВРД, построенную по аэродинамической схеме «утка» с треугольным низкорасположенным крылом, имеющим стреловидность 60° по передней кромке и тонкий сверхзвуковой профиль, и треугольным передним горизонтальным оперением (ПГО). Вертикальное хвостовое оперение было представлено двумя трапециевидными килями, имеющими большое поперечное V. Управление аппаратом на участке работы ускорителя осуществлялось газовыми рулями, установленными в выхлопной струе ЖРД.

Для получения данных для проекта «Навахо» фирма «Норт-Америкен» в 1947 г. изготовила небольшую экспериментальную ракету, названную «Нэйтив» (NATIV — North American Test Instrumented Vehicle), известную также как RTV-A-3, или МХ-770. Первый пуск ракеты состоялся летом 1948 г. с территории авиабазы ВВС Холломан (шт. Нью-Мексико). С помощью ЖРД, работающего на азотной кислоте и анилине, и крестообразного крыла в хвостовой части ракета «Нэйтив» поднималась на высоту свыше 15 км и совершала полет по траектории, имитирующей траекторию полета КР «Навахо». Информация о характеристиках работающих систем и внешних данных передавалась на землю с помощью 32-канальной телеметрической радиосистемы.

Для решения проблем полета на высоких сверхзвуковых скоростях фирма «Норт-Америкен» разработала в 1946—1951 гг. беспилотный сверхзвуковой экспериментальный самолет — аналог КР «Навахо» (рис. 11), названный Х-10 (первоначальное название RTV-A-5), оснащенный двумя ТРД Вестингауз J40-WE-1 тягой 2950—3300 кгс (форсажная тяга 4950 кгс), представляющий собой уменьшенную копию маршевой ступени (КР) «Навахо-II», способный самостоятельно взлетать с ВПП, совершать полет и горизонтальную посадку на выпускаемое трехопорное шасси. Аэродинамическая труба, которая была построена в 1948 г. фирмой «Норт-Америкен» в рамках проекта «Навахо»/Х-10, стала первой промышленной американской АДТ, рассчитанной на испытания при скоростях потока, соответствующих числам М=3 [19]. Уже в декабре 1950 г. аппарат Х-10 был испытан в этой трубе при скорости, соответствующей М=1,2.

В мае 1953 г. первый аппарат Х-10 был доставлен на авиабазу ВВС Эдвардс (шт. Калифорния), где 14 октября 1953 г. начались его летные испытания [20]. Перед тем как испытания были перенесены на полигон на мысе Канаверал в 1955 г., на базе Эдвардс были проведены 12 экспериментальных полетов. На мысе Канаверал состоялись еще 15 полетов, причем девять из них прошли успешно до того, как полноразмерная КР XSM-64A «Навахо» была готова к началу летных испытаний. После этого смолет Х-10 совершил еще 27 полетов, включая три неудачных финальных испытания, на полигоне мыса Канаверал в качестве мишени для ракеты-перехватчика «Бомарк». Программа летных испытаний самолета Х-10 была завершена на мысе Канаверал 6 февраля 1956 г.

Работы над ДУ для ускорителя КР «Навахо» начались в сборочном цехе фирмы «Норт-Америкен Авиэйшн» в Лос-Анджелесе. До того как инженеры фирмы начали разработку ЖРД на базе двигателя ракеты «Фау-2», на фирме проходили испытания лишь небольшие ракетные двигатели. Для огневых испытаний крупных ДУ начиная с 1958 г. в горах Санта-Сюзанна вблизи Лос-Анджелеса были построены 18 испытательных стендов и образована лаборатория испытания реактивных двигателей. Кроме того, фирма «Норт-Америкен Авиэйшн» проводила испытания ракетных двигателей на стендах в Канога Парк.

Отделение «Рокетдайн» было образовано в 1949 г. и получило самостоятельный статус в ноябре 1955 г. До модификации стендов Редстоунского арсенала в Хантсвилле (шт. Алабама), приспособленных для огневых испытаний первой ступени ракеты-носителя (РН) «Сатурн-1», испытательные стенды отделения «Рокетдайн» были самыми крупными в США.

Отделение «Рокетдайн» подтвердило свою репутацию после того, как в 1951 г. сухопутные войска выбрали ЖРД тягой 34 тс (известный также как двигатель А-6) с ускорителя КР «Навахо-1» для его установки на ракету «Редстоун», построенную группой немецких специалистов Редстоунского арсенала под руководством Вернера фон Брауна. Впоследствии ракета «Редстоун» послужила первой ступенью РН «Юнона-1», с помощью которой в 1958 г. был запущен первый американский искусственный спутник Земли.

Технология, заложенная при разработке ЖРД ускорителя КР «Навахо», была использована при создании двигателей для всех американских РН, от «Скаута» до «Титана». В целях экономии средств на разработку новых двигателей отделение «Рокетдайн» модернизировало ЖРД ускорителя КР «Навахо», что позволило установить их на ракеты «Тор», «Юпитер» и «Атлас».

По сегодняшний день фактически модификации двигателей ускорителя КР «Навахо» используются на РН «Атлас» SLV-3. Двигатели первой ступени РН «Сатурн-1» и «Сатурн-1В» также в большей степени ведут свое начало от ЖРД ускорителя КР «Навахо» и используются сегодня в усовершенствованных вариантах на первой ступени РН «Дельта». Технология, полученная при разработке двигателей F-1 (первое статическое испытание в 1959 г.) и J-2 РН «Сатурн-5», легла в основу конструкции маршевого двигателя SSME корабля «Спейс Шаттл».

После десяти лет разработки в конце 1956 г. экспериментальная система оружия, названная «Навахо» XSM-64A, была готова к началу летных испытаний. Ангар Е (используемый сейчас для работ с твердотопливным межорбитальным буксиром Боинг IUS системы «Спейс Шаттл») и ангар F на мысе Канаверал стали ареной очень активной подготовки, сборки и испытаний гигантской КР «Навахо-II» (рис. 12). В качестве маршевых двигателей применялись два видоизмененных ПВРД Кертисс-Райт RJ-47.

Ускоритель, оснащенный двумя ЖРД, работающими в течение 40 с, который использовался в одиннадцати испытательных полетах, развивал тягу 122,6 тс. Трехкамерный ЖРД, разрабатываемый для улучшенного варианта КР («Навахо-III»), который должен был иметь дальность более 10 000 км, уже был испытан и представлял собой значительно улучшенный вариант двигателя «Навахо-II»: он развивал тягу 188 тс (для сравнения — ДУ МБР «Атлас» имела тягу 163 тс). Усовершенствования этого двигателя проводились по двум направлениям — в области топлива и в области управления вектором тяги. Существенное увеличение удельного импульса было достигнуто за счет использования керосина в качестве горючего вместо этилового спирта. Температура в камере сгорания с трубчатыми стенками возросла теперь примерно до 3300 °С. В связке двигателя применялось шарнирное крепление камер сгорания для управления вектором тяги вместо газовых рулей, использование которых было связано с потерями удельного импульса.

Отличительными чертами самого мощного варианта КР — «Навахо-III» (система оружия SM-64A или ракета G-38 [18]) кроме ускорителя с трехкамерным ЖРД должны были явиться три ПВРД и единый хвостовой вертикальный киль.

Хотя проект «Навахо-III» не был реализован, в процессе работы над ним был получен богатый опыт в области разработки больших ЖРД, а также в других областях, таких как аэродинамика, термодинамика, аэроупругость, полеты с высокими сверхзвуковыми скоростями, инерциальное наведение и обработка материалов.

Для запуска КР «Навахо» на мысе Канаверал были приготовлены две стартовые площадки. Комплекс № 9 имел неподвижную конструкцию с откидывающейся башней обслуживания, тогда как комплекс № 10 имел упрощенную мобильную конструкцию. Первый пуск системы XSM-64A, состоявшийся 6 ноября 1956 г. с комплекса № 9, был неудачным и закончился падением аппарата после достижения им высоты около 3000 м. Хронология запусков КР «Навахо» приведена в табл. 3.

Хотя проект был приостановлен постановлением Министерства обороны от 11 июля 1957 г., после того как был израсходован 641 млн. долл., программа летных испытаний была продолжена для получения «необходимых данных о характеристиках крылатых аппаратов при полете на больших скоростях».

Однако интересных данных получено не было. Семь запусков были полностью неудачными, и только в четырех был испытан (да и то не по полной программе) ПВРД. После двух последних неудачных полетов, проводившихся по программе «Райз» (RISE — Researche In Supersonic Environment), все последующие старты были отменены.

Обсуждались два проекта применения КР «Навахо» для полетов в космос перед самым ее уходом со сцены. В 1957 г. фирма «Норт-Америкен Авиэйшн» рассматривала проект Х-15В о возможности запуска ракетного самолета Х-15 на орбиту с помощью ускорителя КР «Навахо», и в 1958 г. был предложен проект G-38, в котором изучалась возможность создания на базе связки из трех ускорителей КР «Навахо-III» ракетной ступени класса «Сатурн-1». Ни один из проектов не был реализован.

Тем не менее КР «Навахо» внесла свой вклад в авиационно-космическую технику и технологию, включая технологию сварки, примененную впоследствии на экспериментальном ракетном самолете Х-15, а также технологию химического фрезерования для получения вафельных несущих конструкций и конструкций с сотовым наполнителем. Инерциальная система наведения КР «Навахо» была использована на ракетах «Минитмен» и «Хаунд Дог», а также на самолетах ХВ-70 и А-5 «Виджилент». Эта система была также использована для навигации двух атомных подводных лодок при экспедиции к Северному полюсу Земли [19].

Параллельно с работами по системе «Навахо» или несколько ранее в США рассматривались другие методы достижения больших дальностей и скоростей, предложенные доктором Зенгером. Так, теоретические работы по использованию ракет для пассажирских перевозок были проведены в 1949 г. доктором Цзян Си-Ченем, профессором Калифорнийского технологического института, который впоследствии возвратился в Китай. По его планам ракета со стартовой массой 50 т после вертикального старта и последующего подъема по эллиптической траектории, близкой к траектории подъема «антиподного» бомбардировщика, достигала максимальной точки траектории и начинала спуск. Через 15 мин она входила в атмосферу и начинала планирование на высоте 43 км. Весь полет продолжительностью менее часа заканчивался горизонтальной посадкой со скоростью 280 км/ч. За это время ракета пролетала расстояние примерно в 4800 км, равное расстоянию от Лос-Анджелеса до Нью-Йорка [5].

В 1951 г. в обстановке строгой секретности фирма «Белл Эйркрафт Компани» начала исследования, названные «Проектом Боми». Аппарат, предложенный В. Дорнбергером и К.А. Эрике, имел две крылатые ступени и должен был стартовать вертикально с поворотного стартового стола (рис. 13) с использованием работы двигателей обеих ступеней. Две ступени, соединенные параллельно, были пилотируемыми. В первой фазе полета три ЖРД второй ступени получали топливо из баков первой ступени. Через 130 с после старта ступени разделялись: верхняя продолжала разгон, а нижняя (стартовая) совершала планирующий полет и посадку вблизи места старта. Наибольшие перегрузки (3,5 единицы) пассажиры, находящиеся на второй ступени, испытывали при достижении максимальной скорости 13 500 км/ч, однако утверждалось, что их можно вынести даже без предварительной тренировки. Для удобства пассажиров один из трех двигателей должен был работать в режиме малой тяги, создавая небольшую (0,25 единицы) перегрузку в течение всего полета до момента входа в атмосферу. Максимальная высота полета составляла 44 км, а продолжительность — 75 мин. За это время аппарат мог пересечь всю территорию США.

Работы по данному проекту велись в контакте с доктором Зенгером, однако так и остались на уровне теоретических исследований [2].

Экспериментальные полеты американских самолетов серии X и исследования, проведенные в Советском Союзе, показали, что имеющийся объем знаний и опыта недостаточен для экономически оправданной разработки крылатых аппаратов с профилем полета типа «антиподного» бомбардировщика Зенгера—Бредт. Кроме того, успехи баллистической ракетной техники оттеснили необходимость создания таких аппаратов на второй план. Выяснилось также, что даже в случае возникновения потребности в таких аппаратах (что стало вскоре актуально, особенно при подготовке к полету человека в космос) для их постройки следует провести большой объем экспериментально-теоретических и опытно-конструкторских работ.

Уже в конце 1950-х годов, вскоре после закрытия работ по таким широким и многообещающим проектам, как «Навахо» в США и проект создания межконтинентальной сверхзвуковой КР в СССР, начали появляться проекты крылатых аппаратов для полета человека в космос, для выведения которых предполагалось использовать ракетные двигатели, а для снижения и полета в атмосфере — аэродинамические несущие поверхности (крыло и т.п.). Одним из них стал проект ракетоплана «Дайна-Сор», официально утвержденный 23 марта 1958 г., работы по которому велись рядом фирм. С этого момента началась новая эра космических аппаратов, уходящая своими корнями в проект «антиподного» бомбардировщика, предложенного профессором Венского университета Эйгеном Зенгером в конце 1930-х годов [2].

Список литературы

1. Sanger Advanced Space Transportation System — Progress Report 1990/By D. Koelle. — AIAA Second International Aerospace Planes Conference, Orlando, Florida, 29/X—31/X 1990.
2. Spaceflight, IX 1990, v. 32, N 11.
3. Боно Ф., Гэтленд К. Перспективы освоения космоса.— М.: Машиностроение, 1975.
4. Kroulik J., Kuzicka В. Vojenske Rakety. — Praha: Nase Vojsco, 1985.
5. Лей В. Ракеты и полеты в космос. — М.: Воепиздат, 1961.
6. Gatlаnd К. Astronautics in the Sixties. — London — New-York: McGraw Hill, 1958.
7. Humphries J. Rockets and Guided Missiles. — London: Pergamon, 1958.
8. Spaceflight, V 1973, v. 15, N 5.
9. Spaceflight, X 1990, v. 32, N 10.
10. The Illustrated Encyclopedia of Space Technology/By K. Gatland. — London: Salamander, 1982.
11. Черток Б.E. К вопросу об участии немецких специалистов в работах по ракетной технике в СССР в 1946— 1951 гт./Труды XV Научных чтений по космонавтике. — М.: ИИЕТ АН СССР, 1991.
12. Келдыш М.В. Избранные труды. Ракетная техника и космонавтика. — М.: Наука, 1988.
13. Осминин К.П. Деятельность М.В. Келдыша в области крылатых ракет/Труды XV Научных чтений по космонавтике. — М.: ИИЕТ АН СССР, 1991.
14. Stache P. Sowjetische Raketen. — Berlin: VEB, 1987.
15. Козлов П.Я. Конструктор. — М.: Машиностроение, 1989.
16. Ordway F.I., Wakeford R.C. International Missile and Spacecraft Guide. — New-York: McGraw Hill, 1960.
17. Jones L.S. US Bombers, 1928 to 1980s. — Falbrook, CA: Aeropablishers, 1984.
18. Boman N. The Handbook of Rockets and Guided Missiles. — Pennsylwania: PBC, 1963.
19. Navaho, the «Know-How» Missile/By J.W. Powell. — Journal of the British Interplanetary Society, II 1987, v. 40, N 2.
20. Miller J. The X-Planes, X-l to X-29. — London: Netherwood Date Co, 1985.

1. Кислородно-водородные ЖРД с удельной тягой свыше 400 тс, а также баллистические ракеты с отношением масс порядка 10 появились лишь в начале 1960-х годов. Прим. ред.
2. Как показывают исследования последних лет, эта температура существенно превосходит (особенно на острых кромках) указанную величину. Прим. ред.
3. Речь идет о ПВРД с дозвуковой скоростью потока в камере сгорания, работающем на керосине. Экономичность и тяга ПВРД, работающего на жидком водороде, падают не столь быстро. В случае же применения ПВРД со сверхзвуковой скоростью потока возможен разгон до гораздо бóльших скоростей. Прим. ред.

источник: И.Б. Афанасьев "ПРОЕКТ «АНТИПОДНОГО» БОМБАРДИРОВЩИКА ЗЕНГЕРА И РАБОТЫ НА ЕГО ОСНОВЕ, ПРОВЕДЕННЫЕ В ДРУГИХ СТРАНАХ" // "Вестник ОНТИ ЦАГИ" 1993