О знаменитости

Александр Иванович Полярный: биография

С начала 1937 по февраль 1938 г. под разными углами к горизонту были запущены десять ракет Р-03 и девять ракет Р-06. Устойчивость их в полете в значительной степени зависела от скорости и направления ветра. Максимальная дальность при полете под углом ракеты Р-03 составила ~ 6000 м, ракеты Р-06 — ~ 5000 м.

Работа по изысканию теплозащитных покрытий сопла и камеры проводилась совместно с Харьковским огнеупорным институтом. В 1937 г. в КБ-7 была создана керамическая лаборатория (начальник лаборатории М. Ю. Голлендер). Для внутренней части сопла была изготовлена керамика из химически чистой окиси магния с длительным обжигом по специальной программе. У таких сопел во время работы двигателя в течение 60—90 сек. критический диаметр сопла увеличился на 0,5—1,5 мм.

Наряду с применением в двигателе керамики разрабатывались и цельнометаллические охлаждаемые конструкции двигателей. Охлаждаемое сопло в большинстве случаев имело многозаходную винтовую нарезку, которая вместе с наружной оболочкой сопла составляла каналы для прохождения охлаждающей жидкости (см., например, рис. 26). Был спроектирован, изготовлен и испытан на стенде опытный двигатель с соплом, имевшим оболочку из спаянных витков трубки квадратного сечения. Разрабатывались также цельнометаллические двигатели с гладкой поверхностью стенок со стороны зазора для прохождения охлаждающей жидкости (Ф. Л. Якайтис).

Александр Герцен. Изгнанник.

Все видео

Исследовалась проблема горения топлива в ракетном двигателе, уточнялись характеристики продуктов сгорания различного топлива. Институт химической физики (Я. Б. Зельдович и Д. А. Франк-Каменецкий) разработал для КБ-7 методику расчета I — S-диаграмм продуктов сгорания топлива с учетом последних данных по диссоциации.

Исследования устойчивости ракеты в полете путем применения гироскопа, жестко связанного с ее корпусом (предложение П. И. Иванова), проводились при консультации академика А. Н. Крылова на ракете-АНИР-5. Она представляла собой ракету Р-06, в которой был смонтирован гироскоп и соответствующим образом изменены стабилизаторы. Перед стартом гироскоп раскручивался до 19 тыс. об/мин; уменьшение числа оборотов происходило медленно (через 7 мин. скорость вращения падала до 4500 об/мин.). Длина пускового станка равнялась длине ракеты. Для проверки устойчивости АНИР-5 при вертикальном полете были изготовлены шесть ракет. Летные испытания ракеты АНИР-5 позволили установить, что при определенных условиях применение гироскопа, жестко связанного с корпусом ракеты, может обеспечить удовлетворительную устойчивость ее в полете.

Расчеты показали, однако, что при увеличении размеров ракеты такое обеспечение ее устойчивости не столь экономично (в весовом отношении), как в конструкции АНИР-6, где применен гироскоп с приводом на рули. Была разработана методика расчета и выполнены чертежи модели АНИР-6 для продувки в аэродинамической трубе ЦАГИ.

Вопрос обеспечения устойчивости ракет в полете путем сообщения им большой скорости при выходе с пускового станка, а также способы открывания парашюта исследовались на пороховой ракете Р-07 м с различными площадями оперения. Было проведено шесть пусков ракеты Р-07 м по вертикали. Испытания показали, что при оптимальном подборе площади оперения и скорости выхода с пускового станка не менее 40—50 м/сек ракета имеет удовлетворительную устойчивость в полете.

Одним из вариантов жидкостной ракеты, отличавшейся повышенной скоростью на выходе из пускового станка, могла быть ракета с комбинированным, порохо-жидкостным двигателем (предложение В. С. Зуева). Такой двигатель М-17 был разработан КБ-7 и испытан на стенде. В этом двигателе вначале сгорает пороховой заряд. Одновременно выгорают заглушки, закрывающие выходное отверстие форсунок. При окончании горения порохового заряда, когда давление подачи жидких компонентов выше, чем давление в камере сгорания, двигатель с порохового режима переходит на жидкостный. На жидкостном режиме выгорает деревянная решетка, которая ранее поддерживала пороховой заряд.

До того как были получены результаты отмеченных выше исследовательских и опытно-конструкторских работ, КБ-7 приступило к созданию стратосферного варианта ракеты с высотой подъема 50 км. Он предназначался для Геофизического института АН СССР. Директор этого института академик О. Ю. Шмидт к ракете Р-05 проявлял большой интерес. При его непосредственном участии обсуждались такие вопросы, как параметры ракеты, приборы, устанавливаемые на ракете, и их характеристики, ход выполнения работ по реализации объекта и др. В этой ракете Р-05 уменьшение веса конструкции достигалось за счет подачи компонентов топлива (спирт и жидкий кислород) при помощи порохового аккумулятора давления (ПАД).

Для ракеты Р-05 был предназначен двигатель М-29е, успешно прошедший стендовые испытания с заданными параметрами на протяжении не менее 50 сек. Продолжительность действия ПАДа, отработку которого проводил А. Б. Ионов, составляла 40—42 сек.

В 1939 г. при комплексных испытаниях двигателя с ПАДом и топливными баками, имевшими ту же конструкцию, что и рабочие баки ракеты, но меньшего объема, характеристики двигателя на основном режиме (тяга, давление в ПАДе, баках и камере сгорания, а также секундный расход компонентов топлива) были близки к заданным.

Для дальнейшего увеличения высоты подъема небольших ракет (при отсутствии возможности в КБ-7 создавать крупногабаритные ракеты) в 1938—1939 гг. была спроектирована составная ракета Р-10 с высотой подъема 100 км при стартовом весе 100 кг. Эта ракета представляла собой комплекс из жидкостных ракет первой и второй ступеней и двух спаренных пороховых разгонных двигателей.

Уменьшение веса ракет первой и второй ступеней достигалось применением ПАДа для подачи компонентов топлива в камеру сгорания.

Способ обеспечения устойчивости ракеты Р-10 в полете предполагалось выбрать после получения данных пуска ракеты Р-05 с пороховым разгоном, результатов испытаний системы автоматического управления ракеты (АНИР-6) при помощи гироскопа с приводом на рули и экспериментальной проверки автоматического управления ракеты (ЭНИР-7), двигавшейся в пучке инфракрасных лучей прожектора с применением фотоэлектрического устройства.