26 декабря 1956 года, состоялся первый полет истребителя-перехватчика F-106A Delta Dart ( www.airwar.ru/enc/fighter/f106.html ) фирмы Convair.
На снимке F-106A Delta Dart:

26 декабря 1960 года, катастрофа Ил-18А (СССР-75651), Ульяновская область, близ Ульяновска, ШВЛП ГВФ
Целью полета была летная тренировка командиров экипажей – слушателей ШВЛП. В 12:17 мск экипаж произвел взлет в а/п Баратаевка для перелета в а/п Курумоч, где самолет произвел посадку в 12:53. В период с 12:53 по 18:00 было выполнено 10 учебных полетов. После их завершения на борт были взяты служебные пассажиры – бригада рабочих Воронежского авиазавода по ремонту самолетов и инженер по эксплуатации. В 18:00 самолет произвел взлет. Совершив один тренировочный заход по кругу, экипаж набрал эшелон 3 300 м и начал перелет на Баратаевку. В 18:22 экипаж доложил СКП о подходе к аэродрому на высоте 3 300 м и получил разрешение на снижение до 1 000 м с докладом о пролете ДПРС с МКпос=204°. Левое кресло занимал командир эскадрильи Моткин, правое – зам. ком. отряда Тарасов. После пролета ДПРС экипаж получил разрешение на снижение до 400 м к началу второго разворота и дальнейший заход на посадку правой коробочкой. После четвертого разворота экипаж вышел на визуальный полет на высоте 350 м. Затем экипаж доложил пролет ДПРС на высоте 200 м, передал, что видит ВПП, и запросил разрешение на посадку. РП разрешил посадку правее основной ВПП. Экипаж дал подтверждение и включил фары. Через несколько секунд полета по глиссаде самолет резко изменил траекторию движения, перешел в пикирование, столкнулся с землей под углом 50-60° и загорелся. Резкое изменение траектории началось на высоте 120-150 м. Прогнозом погоды предусматривалось в облаках и осадках интенсивное обледенение. Фактическая погода на 18:10 – облачность 10 баллов, слоисто-кучевая высотой 373 м, видимость 10 км. В соответствии с анализом метеообстановки, прогноза погоды, данных о погоде с бортов самолетов и непосредственным докладом экипажа погибшего самолета установлено, что в облаках в районе Ульяновск-Курумоч имело место обледенение от слабого до интенсивного. Заход на посадку проходил с высоты 350-370 м визуально, при видимости старта, в обычных ночных условиях и обеспечивался включенными системами ОСП и курсоглиссадной системой, а также светотехнической системой ночного старта. Место столкновения находится точно на линии захода на посадку с МК=204° на расстоянии 1 240 м с недолетом до БПРС на вспаханном поле. Самолет полностью разрушился и частично сгорел. Катастрофа произошла в 18:42 мск (19:42 м. вр.). Разброс обломков – 70х60 м. Все системы самолета до столкновения с землей отказов не имели. В декабре 1960 г на самолете двигатели НК-4 заменены на АИ-20 3-ей серии. Самолет передан в ШВЛП 19.12.60.
Всего погибших-17, экипаж-13, пассажиры-4.

26 декабря 1964 года, первый полк с МБР Р-9А/SS-8/“Sasin” комплекса “Десна-В” шахтного базирования заступил на боевое дежурство под городом Козельск.
Р-9А (SS-8 Sasin)
Межконтинентальная ракета Р-9 стала последней из при¬нятых на вооружение боевых ракет, использующих криогенное топливо. Предложения главных конструкторов о разработке новой МБР Р-9 на топливе кислород-керосин с начальной массой около 100 тонн (т.е. почти в три раза меньше чем у Р-7) были направлены в правительство в апреле 1958 г.. Постановление Совета Министров о разра¬ботке ракеты Р-9 было принято 13 мая 1959 г. Головным разработчиком было определено ОКБ-1 С. П. Королева.
Конструктивно Р-9 представляла собой двухступенчатую МБР с поперечным делением ступеней. Топливные баки первой ступени имели обычную цилиндрическую форму и изготовлялись из панелей алюминий-магниевого сплава, обработанных методом химического фрезерования. Вторая ступень имела цилиндрическо-коническую форму со сферическим баком окислителя и несущим коническим баком горючего. На ракете использовалось "горячее" разделение ступеней, поэтому первая и вторая ступень соединены ферменным переходником.
Первая ступень была оборудована 4-камерным ЖРД открытой схемы, разработанным в ОКБ-456. На второй ступени был установлен 4-камерный двигатель разработки ОКБ-154, также выполненный по открытой схеме. Управление полетом на участке работы первой ступени впервые осуществлялось с помощью качающихся камер сгорания маршевого двигателя. Управление полетом второй ступени обеспечивалось управляющими соплами, работающими на отработанном выхлопном газе турбонасосного агрегата. Кроме этого, для обеспечения аэродинамической устойчивости второй ступени в первые секунды ее самостоятельного полета на ее хвостовом отсеке размещались 4 аэродинамических щитка, открывавшихся в момент разделения ступеней. Необходимость применения стабилизаторов была обусловлена малой длительностью активного участка первой ступени. По этой причине отделение первой ступени происходило на высоте, где влияние аэродинамических сил еще было существенным. Сам хвостовой отсек второй ступени также отделялся через несколько секунд после отделения первой ступени. На ракете Р-9А впервые был реализован наддув топливных баков продуктами сгорания основных компонентов топлива, что устранило необходимость установки специальных баллонов с газом наддува
Первоначально ракета имела комбинированную систему управления с радиотехническим каналом. Инерциальная система обеспечивала полет на всем активном участке, а система радиокоррекции предназначалась для управления полетом в течение последних десятков секунд активного участка. Впоследствии, однако, от использования радиотехнического канала отказались. Система управления ракеты впервые позволяла осуществлять дистанционный контроль параметров ракеты. Для повышения боеготовности в ней также впервые применялись приборы с форсированным разгоном гироскопов.
Ракета могла оснащаться головными частями двух типов, легкой и тяжелой, для стрельбы на разные интервалы дальностей. Обе головные части имели коническую форму с полусферическим затуплением и соединялись с ракетой коническими переходниками, причем переходник для тяжелой ГЧ, имевшей большие габариты, имел обратную конусность и большую длину.
Первоначально ракета разрабатывалась в варианте с открытым наземным стартом, но в I960 г. была начата разработка стартового комплекса с шахтными пусковыми установками. Всего было разработано три варианта стартовых комплексов—наземные "Десна-Н" и "Долина" и шахтный "Десна-В".
В состав комплекса "Десна-Н" входили дне пусковые установки, заглубленный командный пункт, хранилища ракет и компонентов топлива и пристартовый пункт радиоуправления. Комплекс "Долина" был аналогичен по составу, но оснащался автоматизированной системой подготовки старта, позволявшей осуществить запуск в течение 20 минут. За это время производились вывоз ракеты из хранилища, ее установка на наземное стартовое сооружение, заправка, подготовка системы управления и прицеливание. Минимальный интервал между пусками ракет с соседних пусковых установок составлял 9 минут, а между повторными пусками с одной ПУ —2.5 часа.
Шахтный комплекс "Десна-В" состоял из трех шахтных ПУ, расположенных в одну линию неподалеку друг от друга, подземного командного пункта, подземных хранилищ компонентов топлива и сжатых газов и пункта радиоуправления. Шахтные пусковые установки комплекса имели глубину 36 м, внутренний диаметр 7.8 м при внутреннем диаметре стакана газоходов 5.5 м. В комплексе "Десна-В" впервые была решена задача старта кислородных ракет непосредственно из шахты.
Особенностью комплекса Р-9 было применение кислорода, переохлажденного до температуры -186С. Для хранения запаса кислорода на стартовой позиции был создан специальный комплекс средств, обеспечивающий малые потери кислорода на испарение (2-3% в год) и его ускоренную заправку в баки ракеты при получении команды на пуск. Время заправки ракеты компонентами укладывалось в общее время подготовки ракеты к пуску из готовности № 1, которое определялось временем подготовки приборов системы управления и, прежде всего, временем раскрутки гироскопов. Ракета могла находиться в готовности № 1 до 1 года, а в заправленном состоянии-до 2-1 часов.
Летные испытания ракеты проводились на 5-м НИИП (Байконур). Они начались 9 апреля 1961 г., сначала на приспособленном стартовом комплексе, затем продолжились на экспериментальном боевом комплексе "Десна-Н" (наземный) до 14 февраля 1963 г. и завершились на боевых комплексах "Долина" (наземный) и "Десна-В" (шахтный) 2 февраля 1964 г. Отработка была связана с большими трудностями, в основном связанными с двигателями. Из 32 первых пусков 15 окончились авариями. Всего в рамках ЛКИ было произведено 54 пуска ракет 8К75.
21 июля 1965 г. ракета с наземными и шахтными комплексами "Долина" и "Десна-В" была принята на вооружение. Комплекс "Десна-Н" был отвергнут, т.к. на нем технологический цикл подготовки к пуску занимал не менее 2 часов.
Первые ракетные полки, оснащенные ракетами Р-9А, были поставлены на боевое дежурство в декабре 1964 г. (4 полка с ракетами наземного базирования и один полк с ракетами шахтного базирования). Развертывание комплекса имело весьма ограниченные масштабы. По западным данным, всего было развернуто 23 пусковых установки ракет Р-9А (в 1963-1964 гг.). Ракеты Р-9А были сняты с вооружения в 1976 г.

Обозначение Р-9А 8К75, SS-8, Sasin
Начало разработки 13 мая 1959 г
Организация-разработчик ОКБ-1
Изготовитель завод № 88 (г. Калининград), с 1963 г.-завод "Прогресс" (г. Куйбышев)
Летные испытания
9 апреля 1961 г.-февраль 1964 г. ("Десна-Н"). с 22 февраля 1963 г. ("Долина"), с 27 сентября 1963г. ("Десна-8")
Постановка на дежурство 14 декабря 1964 г. (наземная ПУ), 26 декабря 1964 г. (шахтная ПУ)
Принята на вооружение 21 июля 1965 г.
Количество ступеней 2
Топливо жидкое с криогенным компонентом
Тип пусковой установки
наземная ПУ "Десна-Н", автоматизированная наземная ПУ "Долина", шахтная ПУ "Десна-В" с газодинамическим стартом
Количество и мощность боевых блоков легкая и тяжелая ГЧ; 1 х 5 Мт
Масса головной части/ забрасываемый вес 1650-2095 кг
Максимальная дальность 12500 км
Система управления автономная инерциальная, автономная инерциальная с радиокоррекцией
Точность ПО 20 км по дальности и 10 км по боковому отклонению (автономная СУ). ПО 8 км по дальности и 5 км по боковому отклонению (с радиокоррекцией)
Длина 24,3м
Максимальный диаметр 2,68м
Стартовая масса 80,4т
Масса топлива 71,1т
Окислитель жидкий кислород

Горючее керосин Т-1

Тяга ДУ (ур. моря/вакуум) 1600 /1627 кН (первая ступень)
Удельный импульс (ур. моря/вакуум) -/3107 м/с (первая ступень), - / 3300 м/с (вторая ступень)
Время подготовки к пуску 8-10 мин (Десна-В"), 20 мин (Долина")
Гарантийный срок до 1 года в готовности № 1

26 декабря 1969 года, в ночь с 26 на 27-е декабря подразделение израильского спецназа высадилось с вертолётов в районе расположения египетской радиолокационной станции в Рас Араб. Ликвидировав охрану, спецназовцы демонтировали, находившуюся там радарную установку П-12 pvo.guns.ru/rtv/nitel/p12.htm , советского производства, прикрепили ее к двум вертолётам CH-53, которые доставили ее на территорию Израиля.
На снимке П-12, CH-53:

26 декабря 1972 года, первый пуск межконтинентальной баллистической ракеты МР-УР-100. 15А15 (РС-16А). rocketpolk44.narod.ru/satana/mr-ur100.htm
На снимке пуск РС-16А:

26 декабря 1975 года, начались первые в мире полеты с коммерческими грузами сверхзвукового самолета Ту-144 www.airwar.ru/enc/aliner/tu144.html
по трассе Москва - Алма-Ата. Ту-144 первый в мире сверхзвуковой пассажирский самолёт. При взлетной массе 195т и грузоподъемности 15т при крейсерской скорости 2200 км/ч он имел расчетную дальность 6500 км. На самолете имелись турбореактиные двигатели НК-144. Впервые Ту-144 достиг скорости звука 5 июня 1969 г., скорости 2М - 26 июня 1970 г. В 1971 г. начались демонстрационные полёты по разным странам; в 1975 году начались первые в мире полеты с коммерческими грузами сверхзвукового самолета Ту-144 по трассе Москва - Алма-Ата. Ту-144 первый в мире сверхзвуковой пассажирский самолёт. При взлетной массе 195т и грузоподъемности 15т при крейсерской скорости 2200 км/ч он имел расчетную дальность 6500 км. На самолете имелись турбореактиные двигатели НК-144. Впервые Ту-144 достиг скорости звука 5 июня 1969 г., скорости 2М - 26 июня 1970 г. В 1971 г. начались демонстрационные полёты по разным странам.
На снимке Ту-144: