Авиация МР-1

Прототипом при её создании послужила американская ракета Aerobee. Согласно Постановлению Правительства СССР от 1948 года КБ-2 МСХМ  , разработало за три года ракетный комплекс МР-1 с высотой подъема до 90 км, а НИИ парашютно-десантных средств под руководством О. И. Волкова разработал грузовые парашюты для спасения головных частей и двигательных установок ракеты МР-1.

Конструктор А. М. Касаткин и его молодые коллеги — выпускники физфака МГУ М. Н. Изаков, Г. А. Кокин и другие создали блок датчиков малоинерционных термометров и манометров. Таким образом, впервые в мире был применен прямой метод измерения температуры воздуха при сверхзвуковом полете метеорологической ракеты.

Описание

МР-1 это неуправляемая жидкостная ракета с аэродинамическими стабилизаторами. ЖРД однокамерный с вытеснительной системой подачи работал на азотной кислоте и керосине. Разработан в КБ А.М.Исаева. Пуск производился по траектории, близкой к вертикали, из вышки ферменной конструкции со спиральными направляющими, придающими ракете вращение вокруг её продольной оси. Вращение позволяло исключить влияние асимметрии тяги двигателей и аэродинамики корпуса ракеты на траекторию полёта. Для увеличения скорости выхода из вышки на ракете устанавливался стартовый ускоритель, представлявший собой связку из нескольких пороховых ракетных двигателей. По одним данным запуск ускорителя и ЖРД производился одновременно, как на американской ракете Aerobee. Согласно другим источникам, ЖРД включался после выхода ракеты из вышки. Эта версия подтверждается и сохранившимся фотоснимком ракеты МР-1 в полёте.

На высоте около 70 км происходило отделение головной части и раскрытие парашютов для спасения головной части и корпуса ракеты. Головная часть часто продолжала полёт вверх до предельной высоты 80-90 км с открытым парашютом, что устраняло возможность кувырканий, а затем парашютировала вниз. Парашют головной части на нисходящей ветви траектории гасил сверхзвуковую скорость на высоте около 60 км и по его дрейфу определялись скорость и направление ветра.

Замер данных производился как на восходящей ветви траектории, так и на спуске. Скорость приземления не превышала 5-6 м/сек. Ракета могла после заправки использоваться повторно. Информация, полученная в процессе полета, передавалась на наземные станции с помощью радиотелеметрической аппаратуры. В это же время четыре фотоаппарата, размещённые в одной плоскости под углом 90 градусов друг к другу, чтобы оси их объективов были направлены вниз между плоскостями стабилизаторов ракеты, производили синхронную съемку, фиксируя положение головной части в каждый момент времени. Наземный контроль за полетом ракеты и головной части осуществлялся с помощью кинотеодолитных станций. Затем стал использоваться радиолокационный активный метод для траекторных измерений.