А это правда, что первая советская баллистическая ракета Р-1 летала на чистом спирте?

Баллистическая ракета малой дальности Р-1 8А11 SS-1 "Scunner", Р-1М, Р-1А

Ракета Р-1 (ФАУ-2) Cвою историю ракета Р-1 начала 14 апреля 1948 г.

В создании Р-1 были заняты 13 НИИ и 35 заводов. Двигатель РД-100 прошёл стендовые испытания в мае 1948 г. 10 октября 1948 г. начались его огневые испытания и уже 17 сентября 1948 года на полигоне Капустин Яр была запущена первая ракета Р-1, собранная на опытном заводе НИИ-88 в Подлипках.

Первый пуск оказался неудачным. Из-за отказа системы управления ракета отклонилась от трассы почти на 50 градусов.

10 октября 1948 года ( по другим данным 31 октября) состоялся первый успешный пуск. Всего, в рамках лётно-конструкторских испытаний было пущено 10 ракет в 1948 году и 20 ракет в 1949 году.

7 мая 1949 г. был проведен первый пуск Р-1А - модификации ракеты для испытания отделяющейся головной части. В первой испытательной серии состоялось 4 пуска. 5-ый и 6-ой пуски были с научной аппаратурой на борту. *

30 ноября 1950 г. Ракета Р-1 была сдана на вооружение первого ракетного соединения – 92 Бригады Особого Назначения РВГК, дислоцированной на полигоне Капустин Яр. Она получила натовское обозначение SS-1 "Scunner".

Разрабатывалась ракета Р-1 организациями, которые возглавляли С. П. Королев (ракета, комплекс) , В. П. Глушко (двигатель) , Н. А. Пилюгин (система управления и наземная проверочно-пусковая аппаратура) , В. П. Бармин (наземное стартовое, заправочное и другое оборудование) , В. И. Кузнецов (командные приборы) .

Основными частями ракеты являлись: головная часть, приборный отсек, бак горючего, бак окислителя, хвостовой отсек с двигателем. Основными особенностями конструкции ракеты было применение неотделяющейся головной части с использованием подвесных (ненесущих) топливных баков, размещенных в силовом корпусе. Силовой корпус ракеты представлял собой жесткий каркас из стальных стрингеров и шпангоутов с оболочкой из листовой стали. Баки окислителя и горючего были выполнены из листового алюминиевого сплава.

За стабилизацию ракеты в полёте отвечали четыре мощных и тяжелых (масса около 300 кг) стабилизатора. Потребовались управляющие органы двух типов: воздушные (установленные на стабилизаторах) и газоструйные (размещенные в струе продуктов сгорания, истекающих из сопла) рули.

Однокамерный жидкостный ракетный двигатель работал на топливе - жидкий кислород и 75%-ый водный раствор этилового спирта. Система подачи топлива - насосная, незамкнутая (отработавший в турбине газ выбрасывался в атмосферу) . В качестве рабочего тела турбины использовался парогаз, образующийся при разложении перекиси водорода в присутствии катализатора - раствора перманганата натрия; подача перекиси и перманганата в реактор была вытеснительной. Таким образом, для работы двигателя требовалось четыре жидких компонента. Их секундные расходы составляли: 75 кг/с жидкого кислорода, 50 кг/с спирта и 1,7 кг/с перекиси и перманганата натрия. При этом удельный импульс был равен 2021 м/с у Земли и - 2366 м/с в пустоте. Такие низкие значения удельного импульса объяснялись использованием низкокалорийного топлива (в горючее добавляли воду, т. к. иначе не могли обеспечить охлаждение камеры) , невысокими параметрами рабочего процесса двигателя и применением незамкнутой схемы ДУ.