одном из фокусов эллипса орбиты. При горизонтальной скорости более «второй космической» (11,2 км в с) ракета уходит от Земли в космическое пространство по не замкнутой линии, – параболе или гиперболе (тоже кривой «второго порядка», как и эллипс). Спуск боеголовок крупных баллистических ракет происходит на гиперзвуковых скоростях в несколько км в сек. по баллистическим траекториям. Но под «гиперзвуковыми» боеголовками сейчас понимают такие, которые маневрируют на участке полёта и гиперзвукового спуска, – в таком случае их очень трудно сбить из-за резких изменений положения «упреждённой точки», в которую выводят ракету-перехватчик. Конечно, маневрирование боеголовок и их точное наведение на цель требуют особо изощрённой работы системы управления боеголовкой. Современные ракеты для вывода тяжёлых спутников имеют «разгонные блоки» третьей и даже четвёртой ступени.

Крупные ракеты сначала запускают вертикально для ухода в неплотные слои атмосферы, чтобы быстро набрать высоту и уменьшить сопротивление воздуха, которое тормозит движение ракеты, – а далее ракета быстро набирает и вертикальную и горизонтальную скорость на активном участке полёта с включёнными двигателями в течение нескольких минут. Затем полёт продолжается по инерции. Вертикальная составляющая скорости забрасывает полезный груз МБР на большую высоту около 1000 км (с этой высоты боеголовка начинает падать на Землю), а горизонтальная составляющая скорости более 6 км/с позволяет преодолеть большое расстояние 10–16 тыс. км в течение 35–45 минут. Корректировка движения боеголовок может производиться небольшими дополнительными реактивными импульсами или аэродинамическими органами управления при гиперзвуковых скоростях снижения. Наибольшие нагрузки (вибрации, удары, линейные ускорения) действуют на ракет на участке разгона со стороны двигателей ракеты и со стороны набегающего потока воздуха (аэродинамические нагрузки). На падающую боеголовку наибольшие аэродинамические и тепловые нагрузки действуют на участке спуска в плотных слоях атмосферы, – от этих нагрузок боеголовки имеют специальную защиту.

Ракеты стабилизировали с помощью гироскопов, – этот прибор в виде быстро вращающегося тяжёлого волчка (со скоростью порядка 1–2 тыс. оборотов в секунду) в кардановом подвесе сохраняет своё положение независимо от поворота внешней опоры подвеса. Поэтому он является датчиком углов поворота ракеты. Гироскопы специальной конструкции могут быть и датчиками угловой скорости, – обычно они используются для введения затухания колебаний сигналов систем управлении. Гирокомпас, гирогоризонт, гировертикант, датчики угловой скорости (ДУС), датчики угла крена (ДУК) – различные гироскопические приборы, – это датчики, которые позволяют определять положение управляемого объекта (ракеты, самолёта, корабля) относительно координатных осей, связанных с Землёй. Угловые скорости также измеряют с помощью точных датчиков-акселерометров (измерителей ускорения) в разных частях ракеты, по показаниям которых измеряют угловые скорости и углы поворота для управления ракетой в инерциальных системах управления.

Все эти сложные системы управления надо было рассчитать, разработать, научиться изготавливать, настраивать и овладеть практически на испытательных пусках процессами управления баллистических ракет. Наряду с системами управления очень сложными системами ракеты являлись её двигатели, – сложные механические, гидравлические и электрические устройства с собственной системой управления вектором тяги, подачи топлива и процессов горения.

Жидкостный ракетный двигатель ракеты (ЖРД) имеет газогенератор (ГГ) – газотурбинный двигатель, в котором в результате сжигания части топлива и движения горячих газов приводится во вращение крыльчатка турбины. Топливо для ГГ может отличаться от основного топлива ЖРД. Отработанные газы ГГ обычно выбрасываются в выходной раструб ЖРД или в камеру сгорания. Турбина ГГ приводит во вращение турбонасосный агрегат (ТНА), который всасывает компоненты топлива (горючее и окислитель) из баков ракеты и под большим давлением подаёт их через форсунки в камеру сгорания ЖРД. Давления и скорости течения жидкостей в ТНА очень большие: например, в ракете Р-1 каждую секунду ТНА засасывал около 130 литров топлива, а у ракеты Р-7 расход в начале полёта измерялся тоннами. В камере сгорания ЖРД топливо сгорает и выбрасывается под большим давлением со сверхзвуковой скоростью через сопло и раструб ЖРД. В некоторых ЖРД охлаждают стенки компонентами топлива и частично компенсируют внутреннее давление в камере ЖРД давлением компонентов топлива для повышения прочности стенок ЖРД, работающих при высокой температуре. В ракете ФАУ-2 камера сгорания ЖРД охлаждалась компонентами топлива, которое перед впрыскиванием в камеру проходило через полость вокруг камеры сгорания, ограниченной дополнительной оболочкой («рубашкой») вокруг камеры сгорания. В крупных ЖРД большой проблемой является нестабильность горения топлива, вызывающая высокочастотные колебания, разрушающие стенки двигателя. Поэтому камеры сгорания крупных ЖРД разделяют перегородками для уменьшения их объёмов и лучшего перемешивания компонентов топлива в уменьшенных объёмах камер.

В ракетных двигателях твёрдого топлива (РДТТ) в крупной камере сгорания горит большая цилиндрическая шашка (с центральным каналом) из твёрдого смесевого топлива, в состав которого входят и горючее, и окислитель. «Прообразом» крупных РДТТ были двигатели пороховых ракет. Главной проблемой в ЖРД и РДТТ является стабилизация процесса горения, – чтобы этот процесс протекал ровно, без значительных колебаний давления и без взрывов. Большие колебания давления с различными частотами и взрывы в камерах сгорания приводят к большим динамическим нагрузкам, вызывающим катастрофы с разрушением двигателей. В многоразовых «Шаттлах», как оказалось, серьёзной проблемой оказалось прогорание уплотнений твёрдотопливных баков (из-за этого 28 января 1986 года погиб шаттл «Челленджер» 7-ю астронавтами на 10-м полёте) и разрушение блоков внешней теплозащиты (из-за этого 1 февраля 2003 года погиб шаттл «Колумбия» с 7-ю астронавтами на 28-м полёте). А «ресурс» многоразовых кораблей реально оказался меньше, чем предполагали их создатели. Поэтому программа оказалась слишком дорогой и в части средств, и в части человеческих потерь, и её пришлось закрыть.

Двигатели требовали тщательной отработки в лабораториях и на стендах сложных режимов процессов горения, обеспечения прочности и сохранения герметичности многочисленных соединений патрубков и камер в условиях высоких перепадов температур, давлений и высоких скоростей движения жидкостей и газов. Одной из сложных проблем ЖРД явилось устранение высокочастотных пульсаций давления в гидросистемах подачи топлива, – эти колебания являлись причинами разрушения трубопроводов и многочисленных аварий. Эту проблему решили путём установки специальных демпферов, гасящих колебания. При создании турбонасосных агрегатов пришлось преодолеть трудности, связанные с неустойчивым течением жидкости, которая может вскипать при «рабочей» температуре. В жидкости возникают «пузыри», наполненные её парами, – это явление, называемое кавитацией, нарушало работу ТНА и могло быть причиной поломки ТНА, работавших с большой нагрузкой при значительных давлениях и скоростях, нагнетаемых в камеру ЖРД жидкостей. Кроме того, кавитационные «пузыри» при «схлопывании» вызывают микроудары, разрушающие поверхность металлических деталей ТНА.

Полезная нагрузка ракеты в виде боеголовки или спутника – тоже очень сложная система. Вся ракета пронизана кабелями электросистемы, – системы управления-контроля, радиосистем и датчиков телеметрии. Часть из них от кабелей наземного оборудования («наземки») остаётся на земле на специальном кабеле или кабель-мачте, чтобы не отягощать ракету в полёте. Самые крупные части ракеты – топливные баки, – должны быть очень лёгкими и прочными. Их выполняют из специальных материалов, – из