1. Закон сохранения центра тяжести

2. Закон реактивной отдачи и его приложение

3. Закон движения ракеты

4. Сила тяги ракеты и способы ее увеличения

5. Коэффициент полезного действия ракеты и способы ее полета

6. Необходимая сила реакции

7. Необходимая секундная извергаемая масса

8. Проблема горючего ракеты

9. Проблемы камеры сгорания и сопла ракеты

10. Точка приложения силы и центр тяжести корабля

11. Управление ракетным кораблем в мировом пространстве

12. Проблема питания горючим и его испарения

Ракетой мы, вообще говоря, называем всякую машину, движущуюся силой обратного толчка выбрасываемых газов, которые выделяются при сжигании горючего вещества, несомого самой машиной.

Теоретическое утверждение, что ракетоподобные машины могут двигаться и в безвоздушном пространстве силою, развиваемой ими на основе закона сохранения центра тяжести, было сделано еще Исааком Ньютоном в 1687 г. в его лекциях по небесной механике; несколько ниже этот закон будет нами выведен. Лабораторными опытами справедливость этого закона была бесспорно доказана профессором Р. Годдардом в 1917 г., как он об этом сообщает в своем труде «Метод достижения крайних высот», изданном в 1919 г. Смитсонианским институтом. Во время производимых им опытов этот исследователь сжигал снабженные точными измерительными приборами ракеты в камерах, из которых перед этим выкачивался воздух. При этом он установил, что в этих условиях ракета обладает такой же, а может быть даже несколько большей отдачей, чем при сжигании ее в свободной атмосфере. Тем самым излюбленное возражение, столь часто делаемое неспециалистами было окончательно ниспровергнуто. Оно основывается на ошибочном мнении о том, что ракеты при своем полете опираются о воздух, и поэтому оказались бы неспособными двигаться в безвоздушном пространстве.

1. Закон сохранения центра тяжести

Для того чтобы хорошенько усвоить этот принцип отдачи или обратного толчка, мы предварительно разберем несколько несложных опытов. Вообразим два шара одинаковых размеров, между которыми зажата спиральная пружина. Если мы отпустим пружину, то она сообщит шарам толчок в двух взаимно противоположных направлениях и притом с одинаковой силой, так как совершенно очевидно, что давление, оказываемое обоими концами этой пружины, одинаково. Иными словами, оба шара получат одинаковый импульс, так как силы, на них действующие равны между собой. Если равны также а их массы, то ясно, что и полученные шарами ускорения, а вместе с тем и конечные скорости будут одними и теми же. В силу этого шары будут двигаться с равными скоростями в двух взаимно противоположных направлениях. Отсюда следует, что их общий центр тяжести* останется на прежнем месте.

* Под центром тяжести тела, как известно, подразумевается центр его массы. У однородных тел правильной формы он совпадает с геометрическим центром или центром формы. Общий центр тяжести двух тел мы найдем, соединив центры тяжести их обоих прямой линией и отыскав на ней точку, в которой нужно было бы подпереть это воображаемое коромысло для того, чтобы вся система оказалась в равновесии. Оказывается, что произведение массы на длину плеча рычага, на котором она лежит, должно быть с обеих сторон равно. Так например, в десятичных весах плечи коромысла относятся, как 1:10, а взвешиваемая тяжесть к весу гири в силу этого, наоборот, как 10:1. Центр тяжести определяется там положением так называемого ножа весов.

Теперь изменим наш пример. Возьмем на этот раз два неравновеликих шара, массы которых пусть относятся, как 3:1, и попрежнему зажмем между ними спиральную пружину. Что произойдет теперь, когда мы ее отпустим?

Действующая сила, с обеих сторон одна и та же, но массы различны. Вследствие этого по закону: сила = массе х ускорение, и сообщенные шарам конечные скорости будут различны и притом обратно пропорциональны массам шаров. В три раза более легкий шар получит и втрое большую скорость. Рассматривая как и в первом случае расположение шаров относительно их первоначального общего центра тяжести, мы увидим, что этот последний остался на том же месте, потому что за любой промежуток времени меньший шар будет откатываться от первоначального общего центра тяжести втрое дальше шара большего. При этом безразлично, будет ли, как в нашем примере, расталкивающая обе массы сила действовать на них каким-либо образом извне (с помощью спиральной пружины и т. п.) или же изнутри этих масс, как, например, в случае вращающейся гранаты или разрывающейся шрапнели. Сколько бы при этом шрапнельных пуль или гранатных осколков не разбрасывалось во все стороны, это неизменно происходит таким образом, что общий их центр тяжести продолжает свое движение по прежней баллистической кривой, как если бы снаряд оставался не взорвавшимся.

Рис.27 Примеры с раскатывающимися по коромыслу шарами для объяснения закона сохранения центра тяжести (подробности см. в тексте)

У общеизвестных фейерверочных ракет, служащих для украшения наших ночных празднеств, роль спиральной пружины выполняет сгорающий порох, который, превращаясь в газ, извергает свои собственные молекулы из сопла ракеты. Поэтому мы с полным правом можем каждую такую молекулу уподоблять меньшему шару, взятому во втором примере, а массу всей остальной ракеты рассматривать в качестве большего шара, с тою лишь только разницей, что теперь соотношение масс будет уже не 1 к 3, но 1 к нескольким триллионам.

Тот вывод, к которому можно прийти на основании произведенных опытов, называется «законом сохранения центра тяжести». Он действует во всяком поле тяготения как в воздушной среде, так и в безвоздушном пространстве, но полностью лишь в пространстве безвоздушном и неподверженном действию силы тяжести, потому что в иных условиях наблюдаются отклонения, обусловленные сопротивлением воздуха и силой тяжести. На этом простом законе основана вся ракетная техника.

2. Закон реактивной отдачи и его приложение

Так как нас в данном случае гораздо меньше интересует то, что при разделении массы общий центр тяжести ее частей остается на прежнем месте, чем то, каким образом будут двигаться отделяющиеся массы, нам необходимо из закона сохранения центра тяжести вывести закон реактивной отдачи. Мы можем сформулировать его следующим образом:

Когда два тела под действием силы, берущей начало в их системе, разделяются и начинают удаляться одно от другого, то произведение скорости на массу, удаляющуюся в одну сторону, неизменно остается равным произведению скорости на массу, удаляющуюся в другую сторону. Придавая этому закону одностороннюю формулировку, мы можем сказать следующее: Когда тело под действием силы, берущей начало в нем самом, извергает частицы своей собственной массы в некотором направлении, то оно тем самым сообщает само себе движение в противоположном направлении с силой, равной произведению массы извергаемых частиц на их скорость.

Живые силы или, как теперь чаще говорят, кинетические энергии, уносимые частями разъединившегося тела в противоположные стороны, оказываются неравными и притом обратно пропорциональными отношению масс этих частей. Это значит, что если, например, граната в 1 000 раз легче пушечного ствола, то она под действием выстрела уносит тысячекратную кинетическую энергию по сравнению с испытывающим отдачу стволом орудия.

На математическом языке это соотношение для случая разделения тела на две части выражается следующей формулой:

но

Эта последняя, в большинстве случаев упускаемая из вида или во всяком случае недооцениваемая закономерность, и обеспечивает нам возможность использования законов реактивного действия для достижения желаемого движения.

Строго говоря, закон реактивной отдачи* приложим и для случая движения пешеходов, автомобиля, паровоза или экипажа любой иной конструкции, движущихся путем прямого или косвенного отталкивания от твердой земной поверхности под действием трения. И только вследствие того, что масса Земли бесконечно велика по сравнению с массой пешехода, мы не замечаем, как земной шар отталкивается нашими ногами. Аналогичным образом закон реактивной отдачи приложим и в случаях движения лодки под действием весел, винтового парохода или самолета, перемещающихся по поверхности жидкой среды или в пределах удобоподвижной газообразной среды, не связанной с твердой оболочкой Земли. Причина этого заключается в том, что и в этих случаях произведение ежесекундно отбрасываемой назад действием весел, винта или пропеллера массы воды или воздуха на скорость движения этой массы равно той силе, с которой машина толкает их вперед. Но в этих случаях установленная закономерность в силу целого ряда мешающих факторов не проявляется столь отчетливо, как, например, в случае выстрела из огнестрельного оружия.

* Могущий рассматриваться как частный случай общеизвестного закона действия и противодействия. (Прим. ред.)

Всякий, кто хоть раз выстрелил из револьвера или ружья, знает, что рука и плечо стреляющего при этом испытывают довольно чувствительный толчок со стороны оружия, оказывающийся тем сильнее, чем меньше отношение весов оружия и пули. У артиллерийских орудий, особенно крупнокалиберных, отдача приобретает огромную силу. Она может сорвать ствол орудия с места, погнуть лафет или раздробить массивную площадку, на которой установлено орудие. Для предотвращения такого рода вредных последствий отдачи сила ее умеряется путем сообщения стволу орудия возможности после выстрела откатываться или вообще каким-либо иным образом отодвигаться назад.

Стрельба из современных тяжелых судовых или береговых орудий без глубоко продуманных и тщательнейшим образом выполненных тормозящих устройств для гашения отдачи была бы совершенно невозможной.

Поясним это на небольшом числовом примере; пуля весом в Go = 10 г выстреливается из военной винтовки весом в G = 4 000 г при длине ствола в S = 0,8 м со скоростью при вылете из канала ствола в Vо = 900 м/сек. При этом винтовка в точном соответствии с ускорением, приобретенным пулей во время ее полета по каналу ствола, отбрасывается назад на (Go/G)S = 2 мм и при этом в момент вылета пули из канала ствола приобретает скорость в противоположном направлении в (Gо/G)Vо = 2,25 м/сек.

Отдача получается, разумеется, и в электрической соленоидной пушке в соответствии с ускорением, получаемым при пролете каждой катушки совершенно так же, как и в пороховой пушке. Лишь давление в канале ствола в данном случае отсутствует.

При выстреле из артиллерийского орудия отдача является крайне нежелательной, потому что кинетическая энергия, сообщаемая отбрасываемому назад стволу, уже не может быть использована для выбрасывания гранаты вперед. Поэтому скорость и силу отдачи пытаются умерять путем изготовления очень тяжелых пушечных стволов. Уже у легких полевых орудий вес ствола в 150 - 200 раз превышает вес снаряда; у крупнокалиберных орудий это соотношение увеличивается от 300:1 до 500:1. У сверхдальнобойных орудий вес ствола превосходит вес снаряда даже в 1 000 - 1 400 раз. Кроме того при этом применяется и еще целый ряд специальных приемов и устройств, для того чтобы уменьшить скорость отдачи еще на несколько метров в секунду с тем, чтобы в результате этого на столько же метров в секунду увеличить абсолютную скорость (т.е. скорость, исчисляемую относительно неподвижной земной поверхности) полета снаряда. Конечной целью при этом является превращение возможно большей части освобождающейся ири выстреле энергии в кинетическую энергию полета снаряда.

Перед конструкторами же ракет с возможно более высоким коэфициентом полезного действия стоит задача как раз противоположного характера. В этом случае кинетическая энергия, сообщаемая гильзе ракеты (играющей роль ствола орудия) в форме ее идеальной конечной скорости, достигаемой после сжигания всего несомого ею запаса горючего, должна быть сделана возможно больше. Нам безразлично, как будут при этом себя вести извергаемые газы, образующиеся в процессе сжигания горючего (играющие роль гранаты). По этой причине гильзу или весь пустой ракетный двигатель стремятся сделать насколько возможно легче по сравнению с весом несомого ракетой запаса, горючего, с тем чтобы сделать возможно большим отношение масс ракеты, наполненной горючим, к весу пустой ее оболочки.

Однако еще и в другом отношении ракета, до известной степени, является противоположностью пушки.

При пушечном выстреле снаряд приобретает скорость за счет давления находящихся за ним пороховых газов, действующих до вылета снаряда из отверстия канала ствола. В этот момент снаряд обладает наибольшей скоростью, потому что уже в последующую секунду силы сопротивления воздуха и земного притяжения, действуя совместно, замедляют полет снаряда. Движение ракеты, наоборот, совершается в силу отдачи, происходящей при выбрасывании ракетой пороховых газов, и поэтому вся машина продолжает испытывать ускорение до тех нор, пока продолжается горение ракеты, т.е. иными словами - вплоть до израсходования взятых запасов горючего. Следовательно скорость движения ракеты, являющаяся вначале наименьшей, достигает наибольшего своего значения лишь в конце. Кроме того (по крайней мере теоретически) ускорение полета может быть выбрано любым и соответствующим регулированием может удерживаться в желаемых пределах. Все это делает ракету весьма пригодной для переноски людей.

3. Закон движения ракеты

Даже без формул высшей математики, лишь надлежащим образам приложив закон сохранения центра тяжести, нетрудно убедиться в том, что ракетная машина при соответственной своей конструкции может сама по себе сообщить значительную конечную скорость.

Для простоты мы будем представлять себе ракету в форме стержня, обладающего массой Мо. Центр тяжести ее So пусть находится в ее середине. Пусть затем эта масса внезапно разделится пополам, и обе ее половины пусть начнут удаляться друг от друга с определенной скоростью с совершенно так же, как это было в первом примере с шарами, между которыми была зажата пружина. В силу вышеизложенного ясно, что прежний центр тяжести Sо сохранит свое положение и что обе равные между собой половины массы будут удаляться от первоначального центра тяжести со скоростью каждая в 1/2С, потому что ведь скорость С была нами найдена тогда, когда мы рассматривали движение обеих масс - одна относительно другой. Для различия мы обозначим одно из двух направлений знаком + (движение вперед), а противоположное направление знаком — (движение назад), массу, движущуюся вперед, буквой M₁, а массу, отталкиваемую назад, буквой М₁'. Нижний индекс показывает, что первоначальная масса разделилась пополам один раз.

Часть массы, отлетающую назад, мы более рассматривать не станем.

Ясно, что массу, движущуюся вперед, мы можем рассматривать как целое и вновь разделить ее пополам. Центр тяжести этой массы М₁ мы обозначим буквой S₁. Он по отношению к первоначальному общему центру тяжести всей системы Sо будет двигаться вперед со скоростью b + 1/2с. Если мы теперь вновь разделим M₁ пополам так, что обе части начнут удаляться друг от друга со скоростью C, то часть массы, движущаяся вперед, увеличит свою скорость на +1/2с по отношению к предшествующему движущемуся центру тяжести S₁; часть же, получившая при этом толчок назад, замедлит свою скорость на 1/2с по отношению к тому же S₁. Относительно же первоначального центра тяжести So летящая вперед четверть общей массы М₂ приобретает скорость уже b + 1/2c + 1/2c = +1с, в то время как отброшенная назад четверть М₂' получит скорость b + 1/2с — 1/2c =0. Продолжая действовать таким же образом, мы при каждом новом делении пополам будем увеличивать скорость доли массы, движущейся вперед, на +1/2c, а следовательно, каждыми двумя делениями - на полное +с.

Рис.28 Пример последовательного деления массы для уяснения закона реактивной отдачи у ракет (подробности см. в тексте).

Может показаться, что таким способом чрезвычайно легко сообщить летящему вперед куску весьма значительную конечную скорость, например, 100 с или даже 1 000 с. Ведь для этого надо произвести только 200 или же 2 000 делений! - Это кажется очень простым, но в действительности это вещь практически неосуществимая. Вдумайтесь-ка получше, что собственно значит произвести 100, 1 000 или, наконец, 2 000 делений. Какова будет после этого летящая вперед доля массы? После первого деления М составляет половину начальной массы Мo. После второго деления вперед движется М₂, половина половины, т.е. четверть массы Mo; М₃ будет являться уже только восьмушкой, M₄ - одной шестнадцатой, M₅ - одной тридцать второй..., М₁₀ - одной тысяча двадцать четвертой. После n таких делений несущаяся вперед масса будет составлять только 2ⁿ-ю долю первоначальной массы Мo', иными словами, отношение масс Мо/Мn будет равно 2ⁿ. Если мы хотим достичь скорости V = 50, то для этого нужно произвести 100 делений и мы получим 2¹⁰⁰, что равняется 1,27 квинтиллиона. Это значит, что если бы масса нашей ракетной машины первоначально равнялась массе всего земного шара, то только двухтысячная доля грамма такой массы могла бы достичь указанной конечной скорости.

Однако такое положение вещей изменится к лучшему, если мы массу будем делить на неравные части. Выгода в данном случае будет тем больше, чем меньшую долю начальной массы будет составлять масса отбрасываемая. Выгоднее всего, когда отбрасываемые массы будут, так сказать, бесконечно малы, что, к счастью, почти в точности выполняется у ракет, из которых при горении выбрасывается поток отдельных газовых молекул. Но, к сожалению, даже и в этом случае, достигаемая выгода будет не настолько велика, как если бы С с самого начала было вдвое больше. В этом нетрудно убедиться путем рассмотрения нескольких числовых примеров.

В первом примере путем двух последовательных делений пополам каждый раз терялось по 3/4 начальной массы, для того чтобы оставшейся четверти сообщить приращение скорости С. Если бы мы захотели (начав движение из положения покоя) получить конечную скорость V = 1C, то начальная масса должна была бы быть в четыре раза больше конечной; для достижения конечной скорости 2С первоначальная масса должна была бы превосходить конечную в 4 х 4 = 4² = 16 раз. Вообще говоря, увеличение скорости происходило бы по степеням числа 4.

Если бы каждый раз отбрасывалась 1/3 исходной массы, то равенство V = 1С было бы достигнуто после трех последовательных делений такого рода при конечной массе 2/3 х 2/3 х 2/3 = 8/27 первоначальной массы; иными словами, первоначальная масса должна была бы составлять 27/5 конечной массы. Это уже составляет выигрыш по сравнению с делением пополам, потому что 27/8 = 3,375 меньше 28/7 = 4. как это было найдено выше. При таком способе деления массы, при котором каждый раз отбрасывается 1/3 ее, прирост скорости с идет по степеням 27/8 = 3,375.

Если бы при делении каждый раз отбрасывалась 1/4 исходной массы, то скорость в 1С была бы достигнута после 4 делений такого рода при конечной массе, равной 81/256 первоначальной массы; иными словами, начальная масса должна была бы составлять 256/81 конечной массы, а приращение скорости с происходило бы по степеням числа 3,165.

При отбрасывании 0,1 начальной массы скорость возрастает по степеням 2,868

При отбрасывании 0,01 начальной массы скорость возрастает по степеням 2,729

При отбрасывании 0,001 начальной массы скорость возрастает по степеням 2,723

При отбрасывании 0,0001 начальной массы скорость возрастает по степеням 2,720

При отбрасывании 1/n начальной массы скорость возрастает по степеням nⁿ / (n-1).

Мы видим, что степень при отбрасывании все меньших частей первоначальной массы стремится к некоторому, так называемому, предельному значению. Высшая математика дает нам точный ответ на вопрос о том, как обстоит дело при отбрасывании бесконечно малых молекул газа. Этот ответ и представляет собою следующую основную формулу ускорения всех ракетных двигателей:

* Это - основная теорема Циолковского, выведенная им в 1903 г. (Прим. ред.)

Словами эта чрезвычайно важная формула может быть выражена так: конечная скорость, которую ракетный двигатель может сообщить сам себе путем выбрасывания газов со скоростью С, равна натуральному логарифму отношения начальной массы к конечной массе, помноженному на скорость извержения газов. И наоборот, при заданном V необходимое для достижения такой конечной скорости, или, как, ее иначе называют, идеального импульса, отношение масс Mо/M₁ должно быть равно е^Vc.

Следовательно, при извержении газов ракетами возрастание скорости V происходит по степеням числа е = 2,71828... (основание натуральных логарифмов).

4. Сила тяги ракеты и способы ее увеличения

Из закона движения ракеты следует, что ее идеальный импульс, т.е. теоретическая конечная скорость, достижимая в результате сжигания всего несомого ракетой запаса горючего в безвоздушном пространстве вне поля тяготения, зависит, во-первых, от скорости с извержения газов из сопла и, во-вторых, от отношения масс Mо/M₁ полной и выгоревшей ракеты. Повышение полезного действия ракет возможно, следовательно, или путем увеличения скорости извержения газов с или путем увеличения соотношения масс Mо/M₁ При этом, однако, увеличение C, вообще говоря, гораздо выгоднее увеличения отношения масс. К сожалению, существуют довольно тесные границы практической осуществимости обоих этих способов увеличения скорости ракеты (рис. 29 и 30).

Рис.29 Схема зависимости скорости полета ракеты от скорости извержения газов.

Повышение скорости извержения газов является в первую очередь вопросом состава горючего, почему мы сможем разобрать его подробнее только в соответствующем разделе, и лишь во вторую очередь зависят от формы сопла и прочности материалов стенок камеры сгорания. Если в первом направлении и можно кое-чего достигнуть, например, придав соплу наиболее подходящую форму и умело пользуясь подходящими примесями к горючему, то все же в силу закона о сохранении энергия горючего некоторая, выраженная в килограмм-калориях, граница не может быть превзойдена.

Рис.30 Схема, поясняющая различные отношения Mо/M

Равным образом и увеличение отношения масс в сколько-нибудь значительных пределах при применении одиночных ракет представляет большие трудности.

Следовательно, для того чтобы ракета сообщила себе скорость С, при которой из нее извергаются ее собственные газы, необходимо, чтобы начальная ее масса была в 2,72 раза больше конечной. Это значит, что наполненная горючим, готовая к отлету ракета должна весить в 2,72 раза больше пустой оболочки, оставшейся после сгорания всего горючего. Если мы хотим достичь двойной скорости извержения газов 2С, то отношение масс должно быть нами сделано равным 7,4:1; для 3С - соответственно 20,1:1, для 4С - уже 54,6:1, для 5С - 148,4:1 и, наконец, для 10С - 22024:1.

Мы можем сказать и наоборот: ракетный корабль, который должен достичь конечной скорости V=С, должен будет взять с собой запас горючего в количестве 63,21% общего своего веса на старте. Для достижения конечной скорости V = 2C запас горючего должен составлять 86,46% начального веса корабля, а для достижения конечной скорости V=3С - 95,27% начального веса.

Однако технически даже при использовании наилучшей конструкции едва ли является возможным построить одиночную ракету так, чтобы вместе с полным запасом горючего она весила в 10 раз больше пустой своей оболочки. Мы не должны забывать того, что стенки ракеты и части ее механизма должны обладать достаточной прочностью. Кроме того, ракета должна поднимать некоторый полезный груз, состоящий хотя бы из осветительного пороха, для подачи световых сигналов или же из самопишущих приборов, снабженных парашютом вместе с необходимыми вспомогательными устройствами.

У пороховых ракет отношение масс Mо/M₁, может быть повышено путем изменения способа их зарядки. Вместо того, чтобы весь заряд сплошь забивать в камеру сгорания ракеты, как это до сих пор обычно делается у обыкновенных пороховых ракет, заряд может быть подразделен на отдельные патроны, вводимые в камеру сгорания последовательно подобно патронам пулеметной ленты. При таком способе толстостенная камера сгорания может быть сделана сравнительно небольшой, благодаря чему ее вес по сравнению с весом взятого в легких патронах запаса горючего может быть сделан весьма малым. Ввиду того, что пустые гильзы явились бы для ракетного корабля бесполезным, трудно сбрасываемым баластом, было бы вполне целесообразно применить конструкцию, используемую в новейших швейцарских пулеметах. У них, вместо латунных, применяются целлулоидные патронные гильзы, целиком сгорающие во время работы пулемета вместе с лентой, изготовляемой из нитроцеллюлозы. У ракет с жидким горючим аналогичный выигрыш в весе достижим благодаря тому, что лишь сама камера сгорания должна быть рассчитана на высокое давление, но не камеры, содержащие весь запас составных частей горючего, которые могут быть взяты с собой в отдельных тонкостенных баках.

Рис.31 Схема тройной составной ракеты.

Наконец существует еще одно средство для увеличения отношения масс Mо/M₁ Оно состоит в применении комбинации нескольких ракет, из которых нижняя, отработав, отделяется и падает вниз, что и обусловливает весьма ценный выигрыш, заключающийся в увеличении конечной скорости (рис. 31). Это совершенно очевидно, потому что в этом случае свежей верхней ракете не приходится тащить с собой мертвого груза пустой оболочки нижней машины. Если бы мы тем не менее захотели воспользоваться одной ракетой, то употребление различных сортов горючего и последовательное сбрасывание опорожнившихся камер для горючего было бы все же целесообразно.

Насколько выгодно использование такой комбинации двух ракет, легко можно показать на следующем примере. Вообразим себе сначала простую ракету, весящую 1000 кг с горючим и 100 кг без горючего, так что, следовательно, отношение Mо/M₁ = 10. Тогда достижимая конечная скорость (при постоянном С) будет равна 2,3С. А теперь представим себе двойную ракету, общий вес которой, вместе с горючим, равен тоже 1 000 кг, а без горючего тоже 100 кг. Пусть при этом нижняя ракета весит 800 кг, будучи наполнена горючим, и 80 кг по его израсходовании, а верхняя соответственно 200 кг и 20 кг. Когда такая двойная ракета поднимется до израсходования горючего в нижней ракете, то в этот момент скорость ее будет равна 1,273С, потому что в данном случае Mо/M₁ = 1 000 / 280.

Если мы теперь не разъединим обеих ракет, то верхней ракете придется тащить на себе мертвый груз нижней ракеты, равный 80 кг, вследствие чего достижимая конечная скорость останется, как и прежде, равной 2,3 с. А если мы произведем это разъединение, то верхняя ракета явится свежей машиной, неизрасходовавшей еще своего запаса горючего, отношение масс которой в наполненном и опорожненном состоянии будет равно 10:1. Тогда она собственной двигательной силой еще раз сможет развить скорость в 2,302С. Складывая эту скорость с достигнутой прежде скоростью 1,273С, мы получим действительную общую достижимую конечную скорость в 3,575С.

Теоретически соединением произвольно большого числа ракет, последовательно сбрасываемых по мере израсходования горючего, конечная скорость могла бы быть увеличена безгранично и при конечной и даже при сравнительно незначительной скорости извержения газов с. Но практически уже комбинация из 5 ракет была бы с трудом выполнима*.

* Чрезвычайно остроумную схему составной ракеты предложил Ф.А.Цандер, о чем более подробно говорится в главе IV третьей части этой книги. (Прим. ред.)

5. КПД ракеты и способы ее полета

Если мы сейчас и не сможем еще говорить о термическом коэфициенте полезного действия * ракеты, так как его рассмотрение относится к числу вопросов, связанных с конструкцией камеры сгорания и сопла, то разобрать вопрос об энергетическом коэфициенте полезного действия ** возможно будет уже сейчас. Второй вопрос является чрезвычайно важным, потому что для осуществления полетов в мировом пространстве необходимо выбрать такой способ полета ракеты, при котором общее использование энергии, заключающейся в горючем, оказывается наивыгоднейшим.

* Термическим коэфициентом полезного действия называется отношение кинетической энергии, содержащейся в скорости изверженных газов, к химической энергии, первоначально заключавшейся в горючем.

** Энергетическим коэфициентом полезного действия называется отношение кинетической энергии, превращающейся в движение корабля, ко всему количеству кинетической энергии, освобождающейся в процессе извержения газов.

Непосредственно после старта при еще незначительной скорости ракеты почти вся энергия извержения газов пойдет на сообщение этим газам попятного движения и только весьма незначительная ее доля вызовет поступательное движение ракеты. В самый момент отлета «механический коэфициент полезного действия» ракеты будет, так сказать, равен нулю. Поэтому оказывается весьма выгодным сообщать ракете еще до приведения ее в действие определенную, возможно большую начальную скорость с помощью какого-либо устройства для старта*. В этом случае по мере увеличения скорости полета мгновенный ** механический коэфициент полезного действия ракеты повышается очень быстро. В случае, когда ракета будет лететь вперед со скоростью V=C, вся энергия извергаемых газов будет сообщаться самой ракете, потому что газы эти, покидая сопло ракеты, будут оставаться в покое***.

* По своей идее аналогичного резиновому шнуру, употребляемому для запуска планеров. (Прим. ред.)

** Мгновенным механическим коэфициентом полезного действия ракеты называется механический коэфициент полезного действия ее, выведенный для каждого отдельного момента и определенной в этот момент скоростью ее полета. (Прим. ред.)

*** То есть не будут двигаться ни вперед, ни назад относительно неподвижного наблюдателя. (Прим. ред.)

Рис.32 Три основных способа полета ракеты:
C > V; C = V; C < V

В этот момент механический коэфициент полезного действия оказывается в точности равным 100%. При дальнейшем возрастании скорости полета ракеты, оставшееся до этого времени в ней горючее будет отдавать даже более 100% энергии, сообщаемой ей обратным толчком извергаемых газов; это будет происходить за счет энергии извержения уже прежде израсходованной части горючего, превратившейся в кинетическую энергию содержимого ракеты. Тогда извергаемые газы не будут уже оставаться в покое относительно наблюдателя, находящегося на земной поверхности, а будут двигаться вперед с разностью скоростей полета ракеты и истечения газов.

В противоположность до сих пор разбиравшемуся мгновенному механическому коэфициенту полезного действия, возрастающему тем больше, чем большим становится превышение V над С, интегральный (суммарный) энергетический коэфициент полезного действия ракетного корабля, начинающего свое движение при постоянном С из состояния покоя, изменяется иным образом. Этот последний возрастает лишь вплоть до V =1,593 С, достигая в этот момент значения 64,7%, а после при дальнейшем увеличении V начинает падать. В том случае, если мы располагаем несколькими сортами горючего с различными, но постоянными значениями С, то выгоднее всего будет сначала использовать горючее с наименьшим С вплоть до достижения V = 1,6 С, а затем перейти к использованию следующего сорта горючего с ближайшим, большим значением С. А в том случае, когда мы обладаем возможностью путем регулирования * изменять С желаемым образом в определенных пределах, следует стремиться возможно дольше лететь при C = V. Разумеется, стартовать при C = V невозможно, потому что при небольших V и при соответственно небольших С пришлось бы прибегнуть к выбрасыванию огромных масс**.

* При использовании жидкого горючего эта возможность осуществляется путем постепенного изменения состава горючей смеси подобно тому, как это производится, например, в любом автомобильном моторе. (Прим. ред.)

** Это утверждение автора, исходящее от Оберта, является неверным. Действительно, допустим, что мы за некоторый небольшой промежуток времени сожгли 0,1 массы ракеты M₁, которую та имела в начале промежутка, обладая в этот момент скоростью v₁.. По основной формуле найдем;

Совершенно ясно, что мы, затратив одно и то же количество горючего (в нашем примере 0,1 M₁), приобретем тем большую скорость (v₂ - v₁, чем больше С, независимо от скорости v₁ полета ракеты в данный момент. Таким образом применение более низкосортного горючего могло бы найти себе оправдание исключительно ради снижения денежных расходов на горючее, но за счет значительного увеличения веса и стоимости собственно ракеты. Но и это не имеет места, так как спирт вряд ли дешевле бензина. Другое дело, если бы снижать скорость с без дополнительного расхода запасов горючего, например, за счет ннжектирования атмосферного воздуха. Ясно также, что для достижения нужного реактивного эффекта выгоднее выбросить 0,5 кг газов со скоростью С₁ = 4 000 м/сек, нежели 1 кг газов со скоростью С₂ = 2 000 м/сек. (В.П.Ветчинкин)

Для того чтобы лучше уяснить себе сказанное выше о возрастании механического коэфициента полезного действия извергаемых газов с увеличением скорости, вообразим себе скорострельную пушку, неподвижно установленную на железнодорожной платформе, стреляющую назад по ходу поезда с постоянной скоростью полета снарядов в 10 единиц в секунду, а также вообразим себе наблюдателя, стоящего около железнодорожной насыпи. Если пушка эта выстрелит в первый раз в то время, когда платформа еще стоит, то вся энергия выстрела пойдет на сообщение снаряду движения в обратном направлении, так как энергия, которую следует затратить, возрастает пропорционально квадрату скорости. Пушка в данном случае затратит 100 единиц работы. Благодаря произведенной выстрелом отдаче, платформа вместе с пушкой покатится по рельсам вперед. Пусть в момент достижения платформой скорости в 2 единицы из пушки будет выпущена вторая граната (рис. 33). В этом случае при выстреле опять будет произведено 100 единиц работы, но только 64 из них пойдут на сообщение гранате скорости относительно железнодорожной насыпи к 8 единиц в направлении, обратном движению поезда, т.е. назад. Следовательно теперь уже 100 - 64 = 36 единиц работы пойдут на ускорение движения платформы. Если же платформа будет двигаться с той же скоростью, с которой из пушки вылетают снаряды, то после выстрела в горизонтальном направлении снаряд, рассматриваемый с неподвижной железнодорожной насыпи, не приобретет относительно нее никакой скорости и просто упадет вертикально на землю. В этом случае вся энергия выстрела целиком используется для ускорения движения вагона. Если же платформа будет катиться еще быстрее, например, со скоростью 12 единиц, то мы будем иметь следующее положение вещей. Уже до выстрела, в качестве содержимого платформы граната, движущаяся вместе с нею, будет обладать кинетической энергией в 144 единицы. При выстреле вновь образуется 100 единиц, т.е. в итоге мы будем располагать уже 244 единицами кинетической энергии. Для того чтобы по отношению к наблюдателю, стоящему близ железнодорожной насыпи, затормозить движение снаряда с 12 до 2 единиц скорости, необходимо затратить энергию в 144 - 4 = 140 единиц. Вычитая это количество из 244 единиц, мы получим в остатке 104 единицы, которые будут сообщены платформе для дальнейшего ее разгона. Следовательно в этом случае в результате производства при выстреле 100 единиц работы платформе будет сообщено 104 единицы кинетической энергии. В соответствии в этим энергетический коэфициент полезного действия в этом случае составит уже 104%. При V = 4C он достигнет уже 1000%, при V = 6C - уже 2600%, а при V = 10C - даже 8200%. То, что несмотря на это общий коэфициент полезного действия всех выстрелов не может превысить 100%, нетрудно уяснить себе, рассмотрев вопрос о том, как в данном случае кинетическая энергия движения платформы будет относиться к сумме энергий, освобождающихся при этих выстрелах. В случае движения ракеты необходимо аналогичным образом рассмотреть отношение кинетической энергии движения ее к сумме кинетических энергий, освобождающихся при извержении из нее газов (здесь С положено равным единице). Так как последняя прямо пропорциональна расходу горючего, нам для этого нужно будет вычислить отношении M₁V₁² / (Mo - M₁)C², где буквами Мo и M₁, как всегда, обозначены начальная масса на старте и конечная масса ракеты или ракетного корабля. Результаты такого рода вычислений приведены в таблице 14.

Рис.33 Пример выстрела из пушки с движущейся железнодорожной платформы (подробности см. в тексте).

Таблица 14
Первая часть

V / C	Начальная масса M0/M1 = eV/C	Конечная масса M1/M0 = 1 /eV/C	Двойная кинетическая энергия корабля M1 х V	Расход горючего М0-М1
0,1	1,105	0,905	0,009	0,095
0,2	1,221	0.819	0,032	0,181
0,3	1,850	0,741	0,067	0,259
0,4	1,492	0,670	0,107	0,330
0,5	1,649	0,607	0,152	0,393
0,6	1.822	0,549	0,198	0,451
0,7	2,014	0,497	0.243	0,503
0,8	2,226	0,450	0,288	0,650
0,9	2,460	0,407	0,329	0,593
1,0	2,718	0,368	0,368	0,632
1,1	3,004	0,333	0,403	0,667
1.2	3,320	0,301	0,434	0,699
1,3	3,670	0,273	0,461	0,727
1,4	4,055	0,247	0,481	0,753
1,5	4,482	0,223	0,502	0,777
1,6	4,953	0,202	0,517	0,798
1,7	5,474	0,183	0,628	0,817
1,8	6,050	0,165	0,536	0,835
1,9	6,686	0,150	0,540	0,850
2,0	7,389	0,135	0,541	0,865
2,2	9,025	0,111	0,536	0,889
2,5	12,184	0,082	0,513	0,918
3,0	20,085	0,050	0,448	0,950
3,5	33,115	0,030	0,370	0,970
4,0	54,597	0,018	0,293	0,982
4,5	90,013	0,011	0,225	0,989
5,0	148,410	0,007	0,168	0,993
6,0	403,400	0,002	0,089	0,898
8,0	2 980,700	0,00034	0,0215	0,99966
10,0	22024,000	0,000045	0,0046	0,999955

Таблица 14
Окончание

1 - для механического КПД взрыва равного 1 - (V/C - 1)².
      2 - для механического КПД взрыва равного (V/C +1)²+1

Эти рассуждения о коэфициенте полезного действия ракет, базирующиеся, главным образом, на выводах Оберта, в основе которых лежит понятие энергии, были в последнее время оспорены Гефтом, утверждавшим, что способ действия реактивного мотора следует рассматривать не как эффект работы, но лишь как эффект механического противодействия. Это утверждение несомненно является правильным, но оно тем не менее ни в какой степени не обесценивает вышеприведенных рассуждений, а только дополняет их. Для того чтобы понять это, нужно прежде всего уяснить себе основное различие между обыкновенным мотором внутреннего сгорания и реактивным мотором. У первого произведение давления газов в цилиндре (выраженное в килограммах) на длину хода поршня (выраженную в метрах) даст нам работу, произведенную взрывом одной порции горючего (выраженную в килограммометрах). У реактивного же мотора произведение массы газов, извергаемых в 1 сек., на скорость их извержения С дает силу, выраженную в килограммах, независимо от длины проходимого за эту секунду пути.

Следствием того обстоятельства, что у поршневого мотора секундное количество производимых им килограммометров или, иными словами, мощность мотора, выраженная в килограммометрах в секунду или в лошадиных силах, есть величина постоянная, является тот факт, что при применении этих моторов для приведения в действие каких-либо экипажей сила тяги убывает обратно пропорционально скорости движения. У ракетного же или реактивного мотора, наоборот, сила тяги является постоянной независимо от скорости движения. Вследствие этого вычисленная для определенной скорости (эквивалентная) мощность ракетного мотора, выраженная в лошадиных силах, возрастает пропорционально увеличению скорости движения. В этом смысле о какой-либо определенной, выраженной в лошадиных силах мощности ракетного мотора можно говорить именно только для некоторой определенной скорости движения. Вообще же говоря, работа ракеты не может быть выражена в килограммометрах, а мощность ее в лошадиных силах, в силу того, что оценка действия ракеты должна быть выражена в других технических единицах.

В силу этого вначале при трогании с места экипажа, движимого мотором внутреннего сгорания, при еще незначительной скорости движения в результате большой силы тяги происходит быстрое ускорение движения; однако это ускорение быстро уменьшается и вскоре падает до нуля, потому что уже при сравнительно небольшой скорости движения общее сопротивление движению, возрастающее быстрее квадрата скорости, становится равным убывающей сила тяги. Следовательно, не говоря уже о плохом термическом коэфициенте полезного действия (который даже у лучших дизелей или двухцилиндровых моторов не превышает 40%), моторы внутреннего сгорания пригодны лишь для сообщения умеренных (в космическом смысле) и недолговременных ускорений, в результате которых достижимы сравнительно небольшие конечные скорости, могущие после этого сохраняться довольно долго.

У ракетных же моторов, наоборот, сила тяги сохраняется до сколь угодно больших конечных скоростей, вплоть до израсходования запасов горючего; даже и в условиях земных путешествий, она уравновешивается действием сопротивлений движению лишь при значительно больших скоростях движения. Это происходит вследствие возрастания эквивалентной мощности вместе с увеличением V. Благодаря хорошему термическому коэфициенту полезного действия, достигающему в настоящее время уже 60% (а позднее, вероятно, могущему быть доведенным до 70 - 80%), ракетные моторы вполне пригодны и для сообщения очень больших (даже и в космическом смысле) и притом длительных ускорений, в результате которых могут быть достигнуты наивысшие конечные скорости, но зато они менее пригодны для длительного поддержания небольших скоростей.

По предложению Гефта мы называем динамическим коэфициентом полезного действия реактивного мотора отношение фактической скорости извержения газов С к наивысшей достижимой из данного количества горючего скорости извержения Е, вычисление которой может быть про изведено по формуле Е =  0,5mv².

6. Необходимая сила реакции

При ракетном полете в безвоздушном и лишенном тяжести пространстве, который был положен в основу всех наших предшествующих рассуждений о теории ракетного движения, достижимая конечная скорость зависит исключительно от скорости извержения газов С и от отношения массы ракеты на старте к массе пустой ее оболочки Mo / M₁. При этом оставалось безразличным, в течение какого времени и каким способом произойдет израсходование запаса горючего.

Иным образом обстоит дело в том случае, если ракете предстоит совершить подъем в поле тяготения какой-нибудь планеты и сквозь атмосферную ее оболочку. В этом случае уже для одного только преодоления поля тяготения вертикальное ускорение ракеты должно быть равно ее весу в любой момент полета. Если при этом подъем совершается все время при наивыгоднейшей скорости, то для преодоления сопротивления воздуха необходима дополнительная затрата энергии в том же размере, как и для преодоления поля тяготения. В случае, если фактическая скорость полета превысит наивыгоднейшую скорость, то сопротивление воздуха еще увеличится. Отсюда следует, что уже по одним этим причинам необходимая сила реакции * (иными словами, тяга ракеты) должна быть равна по меньшей мере двойному весу ракетного корабля. В случае, когда корабль кроме того должен ускорять свое собственное движение, для этого опять-таки необходимо дополнительное увеличение силы отдачи, которое должно во столько раз превосходить общий вес корабля в данный момент полета, во сколько раз желаемое ускорение должно быть больше ускорения силы тяжести на поверхности Земли. Собственное ускорение корабля должно при этом выбираться насколько возможно большим с таким расчетом, чтобы ракетному кораблю не приходилось излишне долго преодолевать притяжения Земли. С другой стороны, пока полет будет происходить в земной атмосфере, наивыгоднейшая скорость не должна быть слишком превосходима. По обеим этим причинам следует, что необходимая общая сила реакции, которая должна быть произведена ракетными машинами, уже у пассажирских ракетных кораблей должна в 3 - 5 раз превосходить общий вес такого корабля в любой момент полета, а у ракет без пассажиров может превосходить этот вес даже в 10 - 15 раз. Учитывая, что у самолетов даже в момент старта, когда тяга винта является наибольшей, она составляет едва половину веса самолета, а во время полета уменьшается еще наполовину, следует признать, что условия, соблюдение которых необходимо для осуществления ракетного полета, весьма трудны.

* По немецкой терминологии «обратный толчок (Ruckstoss)» (Прим. ред).

Значение начального ускорения легко уяснить себе, произведя несложный вспомогательный расчет. Для того чтобы пассажирская ракета при вертикальном подъеме могла пробить двойной панцирь земного тяготения и сопротивления воздуха, она должна в течение 332 сек. подниматься с вертикальным ускорением в 30 м/сек² За это время она приобретает фактическую конечную скорость в 9 960 м/сек, достигнув при этом высоты в 1 653 км над земной поверхностью. На этой высоте параболическая скорость вследствие ослабления земной тяжести по закону Ньютона составит уже всего лишь 9 954 м/сек. Достижение еще большей скорости в действительности является уже излишним. Однако мы не должны думать, что при этом была достигнута какая-то экономия. Во время этого длившегося 332 сек. подъема вследствие противодействия земной тяжести ракета должна была в течение каждой секунды замедлять скорость своего движения на 8 м (вначале на 9,81 м, в конце на 6,17 м), т. е. в общем потерять 2 656 м/сек своей первоначальной скорости; сюда присоединяется еще и торможение, обусловленное сопротивлением воздуха, в размере 200 м/сек. Следовательно, «идеальный импульс» ракетной машины должен быть взят таким, чтобы она смогла развить теоретическую конечную скорость* в 9 960 + 2 656 + 200 =12 816 м/сек.

* Если вести расчет без учета сопротивления воздуха и влияния земной тяжести.

Не пассажирским ракетам можно будет сообщать еще гораздо большие ускорения, благодаря чему полет их будет осуществляться почти все время с теоретически «наивыгоднейшей» скоростью, о которой было говорено раньше, Профессор Оберт находит, например, что его модель ракеты в этом случае испытает тормозящее действие всего лишь в 800 м/сек. Правда, она разовьет полную скорость уже приблизительно на высоте в 280 км. Поэтому мы должны прибавить 800 м/сек к 10932 м/сек. Таким образом мы получаем необходимую конечную идеальную скорость в 11 732 м/сек, тогда как для пассажирской ракеты мы получаем 12816 м/сек. В данном случае нужно производить простое арифметическое сложение, а не сложение квадратов чисел с последующим извлечением корня из полученной суммы.

Недавно профессор Оберт (в коллективном труде под общей редакцией Лея) указал на то, что при полете по так называемым «синергетическим кривым» при идеальном импульсе от 11700 до 12300 м/сек и пассажирские ракетные корабли смогут вырваться из оков земного притяжения.

К. Кранц произвел расчет необходимых отношений начальных масс М₀ к конечным масса M₁, при которых, осуществив скорости извержения газов в 2 000 м/сек, возможно разбить оковы земной тяжести при вертикальном полете. Полученные им результаты еще яснее выявляют огромные преимущества больших ускорений. Согласно вычислениям Кранца при идеальных ускорениях *, приведенных в первой строке последующей таблички, должны быть взяты отношения масс, указанные во второй ее стороке.

где g  - ускорение силы земной тяжести.

* Вероятно автор хотел сказать: при избыточных против ускорения тяжести, т. 5/4g, 3/2g, g, 2g, 6g.  (Прим. ред.)

Если скорость извержения в k раз больше 2 000 м/сек, то приведенные числа должны быть возведены в степень 1/к. Для идеального ускорения 5g = 50 м/сек² и скорости истечения С = 4 000 м/сек мы получаем, следовательно, отношение масс М_{0 /} M₁ = 20,76, а для С = 5 000 м/сек соответственно М_{0 /} M₁ = 10,13; такие отношения масс благоприятны и технически вполне выполнимы.

Следовательно, необходимая сила реакции, которая должна производиться ракетным кораблем для того, чтобы он мог следовать по намеченному пути, увеличивается по мере возрастания изменяющейся суммы ускорения земной тяжести плюс сопротивление воздуха плюс произведение мгновенной массы корабля на необходимое истинное ускорение в рассматриваемой точке пути корабля. Это последнее всегда будет отличаться от идеального ускорения (т. е. от того ускорения, которое было бы сообщено той же силой реакции кораблю в безвоздушном и лишонном тяжести пространстве на величину суммы сопротивления воздуха и земедления, обусловленного притяжением Земли.

При начале полета необходимая сила реакции всегда бывает довольно велика. Это происходит не столько потому, что сила тяжести особенно велика, сколько из-за того, что сопротивление воздуха уже при незначительных скоростях движения в плотных слоях атмосферы вблизи уровня моря чрезвычайно велико, а также и потому, что начальный вес машины, снабженной полным запасом горючего, велик. Во время подъема необходимая сила реакции первоначально еще увеличивается, вплоть до достижения ею некоторого наибольшего своего значения, зависящего от произведенного выбора истинного вертикального ускорения. (При вертикальном подъеме с ускорением в 30 м/ceк² наибольшее значение будет достигнуто на высоте 7 800 м над уровнем моря.) После этого необходимая сила реакции вновь быстро уменьшается. Происходит это не столько потому, что земная тяжесть ослабевает заметным образом, но скорее из-за того, что сопротивление воздуха вскоре почти совершенно исчезает, а главным образом потому, что масса корабля вследствие израсходования большей части взятого горючего уменьшится до незначительной доли первоначальной массы.

Действие машин ракетного корабля должно определяться абсолютным значением необходимой силы реакции, которую они (машины) должны ему сообщить. В силу этого для каждого маршрута заранее должно точно предвычисляться наибольшее значение силы реакции, необходимой на определенной высоте, и именно для этого наибольшего значения и должно рассчитываться наивысшее действие двигателей корабля, но не для той силы реакции, которая необходима для старта с земной поверхности. Поэтому ракетные корабли вселенной никогда не смогут стартовать от уровня моря, используя полную силу своих двигателей, так как они всегда должны будут сохранить некоторый запас силы для того, чтобы развить полную силу на нужной, точно предвычисленной высоте. В действительности взлет придется производить при действии моторов лишь в 1/2 или в 2/3 их силы*.

* Профессор Оберт уже в первом издании своего труда «Ракета в межпланетное пространство» ввел удобное в этом отношении выражение Р/Мо. Он назвал это выражение «ускорением, которое силой реакции, производимой двигателем корабля в какой-либо точке пути, было бы сообщено начальной массе корабля в безвоздушном и лишенном тяжести пространстве». Выражение Р/Мо зависит только от наивыгоднейшей скорости. Поэтому его значения могут быть сведены в одну общую таблицу, пригодную для всех непассажирских ракет. Пользуясь этой таблицей, можно вычислить необходимую величину силы реакции, умножая числовое выражение отношения Р/Мо на величину Мо рассчитываемой ракеты. Таким способом им было вычислено, что для рассчитанной им непассажирской ракеты наибольшая необходимая сила реакции составляет 4/3 силы реакции, необходимой на старте. Следовательно, эта модель должна была стартовать при действии моторов лишь в 3/4 их силы.

7. Необходимая секундная извергаемая масса

Сила реакции Р, необходимая в любой момент полета для рассматриваемой модели корабля, непосредственно определяет необходимую секундную извергаемую массу ∆M в силу наличия основного уравнения Р =С х ∆M. Из закона сохранения центра тяжести и закона реактивного действия ракеты непосредственно следует, что масса, которая должна быть извергаема, относится к остаточной массе корабля, как необходимое ускорение к скорости извержения газов; на математическом языке это выражается следующим уравнением М x ∆V = С х ∆M.

В случае, если например употребляется горючее, дающее скорость извержения С = 2 000 м/сек, и если при этом кораблю должно сообщаться постоянное идеальное (т.е. в безвоздушном и лишенном тяжести пространстве) ускорение в 20 м/ceк², то ежесекундно должно быть извергаемо 20/2 000 = 1/100 = 1 % остаточной массы корабля. Так как масса корабля благодаря расходу горючего будет постоянно уменьшаться, то, разумеется, будет уменьшаться и секундная извергаемая масса; однако отношение ее к остаточной массе корабля в любой рассматриваемый момент полета будет оставаться постоянным. Это значит, что в момент, в который масса корабля составит всего лишь половину первоначальной его массы, для достижения постоянного ускорения в 20 м/сек² будет достаточно всего лишь половинной секундной извергаемой массы. А если бы мы, наоборот, оставили постоянной секундную извергаемую массу, то ускорение корабля должно было бы возрастать пропорционально убыванию его массы. Более ясное представление об этом вопросе даст нам примерный расчет.

Такой расчет, произведенный для типа корабля, у которого 80% его первоначального веса на старте приходится на долю горючего и который ежесекундно может извергать 1% его, показывает, что при втором способе полета продолжительность горения может составить всего лишь 80 сек., потому что по истечении этого времени весь запас горючего уже будет израсходован. В то же время корабль такого же типа при полете первым способом при сохранении постоянного ускорения будет обладать продолжительностью горения своих ракет в 161 сек. В тех же случаях, когда количество горючего составляло бы всего лишь 70 или даже целых 90% первоначального веса на старте, соответственным продолжительностям горения в 70 или в 90 сек. при втором способе полета отвечали бы продолжительности в 120 или в 230 сек. при постоянном ускорении. Мы видим, что разница продолжительностей горения при полетах первым и вторым способом увеличивается по мере увеличения процента первоначального веса, приходящегося на долю горючего.

Мы видели, что отношение необходимой секундной извергаемой массы к необходимой силе реакции дается некоторым уравнением. Отсюда следует, что при умеренных или малых скоростях извержения и при необходимом для подъема в поле тяготения Земли и в пределах земной атмосферы минимальном идеальном ускорении порядка 30 - 50 м/cек² необходимы исключительно большие секундные извергаемые массы. Вследствие этого встает серьезный вопрос о технической осуществимости такого подъема. Поэтому опасение! того, что пассажиры ракетных кораблей не смогут без риска для жизни выдержать ужасное ускорение во время старта этих кораблей, является на первых порах несомненно неуместным. В данном случае нас, наоборот, в гораздо большей степени должен заботить вопрос о том, сумеем ли мы вообще практически осуществить необходимые для взлета большие ускорения *.

* В связи с этим особенно важно подчеркнуть плодотворность идеи Цандера о крылатых ракетах, применение которых позволяет снизить ускорение ракеты до 0,5 g дочти без повышеиия расхода горючего. (Прим. ред.)

Обыкновенная фейерверочная ракета (калибром в 18 мл, при весах гильзы в 50 г, заряда в 90 г, стержня в 60 г и полезного груза в 70 г, т.е. при общем первоначальном весе в 270 г) при скорости извержения газа С =300 м/сек способна сообщить себе силу реакции, равную 10-кратному первоначальному ее весу; при этом весь ее заряд сгорает точно в продолжение одной секунды; иными словами, за этот срок сгорает 1/3 ее первоначальной массы. К сожалению, такое или хотя бы близкое отношение совершенно не выполнимо у сколько-нибудь крупных моделей ракет. Так, например, большая фотографическая ракета, обладающая первоначальным общим весом в 40 кг и весом заряда в 10 кг, при продолжительности горения в 2,5 сек. обладает секундной извергаемой массой всего лишь в 1/10 полного ее веса; если при этом С = 600 м/сек, то такая ракета может сообщить себе начальное ускорение равное 6-кратному ускорению силы тяжести. Ракетный корабль пространства, в момент старта обладающий общим весом порядка 3 - 5 т, едва ли сможет ежесекундно терять в форме газов, извергаемых его двигателями, более 2% своего веса. Для того чтобы ясно представить себе трудность технической осуществимости такой задачи, приведем следующее сравнение: самолет, обладающий общей мощностью своих моторов в 3 000 л. с., расходует ежесекундно всего лишь 200 г бензина плюс примерно 14-кратное количество воздуха; то и другое превращается в 3 кг горючей газовой смеси, выбрасываемой после взрыва. Для поставленной же нами задачи целых 60 - 100 кг горючего должно быть ежесекундно испаряемо, взрываемо в камере сжигания и извергаемо из сопел.

8. Проблема горючего ракеты

В качестве горючего для ракет принципиально пригодно любое компактное твердое или жидкое горючее или взрывчатое вещество. Оно может быть взято как в форме готовой смеси, так и в виде отдельных составных частей. Однако практическая применимость того или иного вещества зависит от выполнения определенных условий. Различие между горючими и взрывчатыми веществами состоит, собственно говоря, лишь в том, что первые сгорают, соединяясь с кислородом окружающего воздуха, в то время как вторые или содержат необходимое количество кислорода в своем составе или же получают его подводимым извне в концентрированной форме. Поэтому, например, уголь является горючим веществом, когда мы его зажигаем на открытом воздухе; наряду с этим тот же самый уголь может явиться сильнейшим взрывчатым веществом, если его мелко размолоть, облить жидким кислородом и воспламенить. Равным образом бензин, подожженный на открытом воздухе, является безопасным горючим веществом, а будучи смешанным с воздухом и обращенным в пар, он превращается в сильное взрывчатое вещество.

Горючее, используемое для питания ракетоподобных двигателей, должно в первую очередь обладать большим содержанием энергии или, иначе говоря, большой теплотворной способностью, потому что достижимая скорость извержения газов С зависит от числа калорий, получаемых при сжигании единицы массы этого горючего. При условии подходящей конструкции камеры сгорания и благоприятной формы сопла мы можем рассчитывать на превращение 2/3 освобождающейся химической энергии в кинетическую энергию извергаемых газов. Кроме того является желательной наиболее высокая газовая постоянная, ибо чем больше газовая постоянная, тем при меньшей температуре, а следовательно, и тем при меньшем давлении в камере сгорания достижима большая скорость извержения газов (см. таблицу 15).

Давление и температура в камере сгорания потому не могут быть взяты слишком высокими, что в противоположность тяжелым пушечным стволам легкие гильзы ракет и стенки их камер сгорания мало пригодны для работы с высокими температурами и давлениями. Это объясняется тем, что они должны противостоять этим условиям в продолжение многих секунд, а иногда и нескольких минут, в то время как при выстреле продолжительность действия этих условий ограничивается всего лишь малой долей одной секунды. По этой причине на всякий случай необходимо охлаждение стенок камеры сгорания специальной рубашкой, наполненной охлаждающими веществами. Кроме того, при использовании определенных сортов горючего, собственная температура взрыва которого является весьма высокой, необходимо еще и вбрызгивание специального охлаждающего вещества в камеру взрывания. Так как вопросы, связанные с устройством камер сгорания и сопел, будут разобраны в следующем разделе, мы более подробно сейчас останавливаться на этом не будем.

Смотря по роду применяемого горючего, различают пороховые ракеты и ракеты с жидким горючим*. (Ракет с газообразным горючим в силу значительной тяжести сосудов, которые при этом потребовались бы для сохранения такого горючего даже в сильно сжатом виде существовать не может.) А смотря по тому, происходит ли сгорание ракеты беспрерывно или же в форме отдельных взрывов, различают ракеты непрерывного действия и ракеты прерывного действия. Пороховые ракеты с обыкновенной набивкой являются непрерывно действующими, потому что горение их заряда после их воспламенения не может быть ни задержано, ни прервано. То же самое может быть сказано и о тех ракетах, у которых твердое горючее непрерывно вводится в камеру сгорания в форме стержня или полосы. Пороховые же ракеты, у которых заряд вводится в камеру сгорания в форме отдельных патронов, являются ракетами прерывного действия. Ракетами непрерывного действия являются и такие, у которых стержневой или полосовой порох вводится в камеру сгорания, будучи разделенным на отдельные порции специальным устройством. Обыкновенная ракета с жидким горючим будет гореть непрерывно. Однако посредством регулирования притока горючего или кислорода на ее горение в любой момент может быть оказано воздействие, аналогичное тому воздействию, которое производится на работу современного автомобильного мотора перестановкой рычага, регулирующего доступ газовой смеси в камеру сгорания. Устроив ракету с жидким горючим таким образом, чтобы у нее, как у современного мотора внутреннего сгорания, вбрызгивание горючего в камеру сгорания происходило не беспрерывно, мы получим ракету с жидким горючим прерывного действия. Такое устройство ракеты осуществимо с помощью применения автоматически открывающихся и закрывающихся клапанов.

* В настоящее время различают еще н группу так называемых «холодных ракет», в которых используется энергия, выделяющаяся при испарении сжиженных газов, выбрасываемых после этого из сопла. Кроме того возможно изготовление ракет с твердым - металлическим - горючим, о чем более подробно говорится в разделе, посвященном проекту Ф.А.Цандера (Прим. ред.)

Все эти четыре возможности уже на протяжении нескольких десятков лет использовались различными исследователями и конструкторами. Каждая из возможностей обладает своими достоинствами и недостатками, техническими преимуществами и конструктивными трудностями.

В общем мы можем сказать, что изготовление пороховых ракет представляет гораздо меньше трудности, но что действие их гораздо слабее, вследствие того, что теплотворная способность твердого горючего не достигает теплотворной способности жидкого горючего. С другой же стороны проблема введения жидкого горючего в камеру сгорания представляет значительные конструктивные трудности. Это вызвано тем обстоятельством, что именно сорта жидкого горючего, обладающие наибольшей теплотворной способностью, к сожалению, представляют значительные трудности в смысле транспортирования и безопасного обращения с ними.

Из числа различных видов твердого горючего в первую очередь заслуживает быть упомянутым издавна известный черный порох, потому что он как прежде, так и теперь употребляется для набивки всех пороховых ракет в мелко размолотом виде (в форме так называемой пороховой муки или мякоти). Обладая теплотворной способностью в 685 кал/кг, удельным объемом газов в 285 л и температурой сгорания в 2 000°, черный порох с точки зрения современной баллистики представляется нам несколько слабым. Однако при употреблении его для пиротехнических целей действие его приходится смягчать путем прибавления к нему порошка угля. Следующими по своей теплотворной способности, равной 900 - 1 000 кал/кг, своему удельному газовому объему в 800 - 850 л и по своей температуре взрыва в 2 400 - 2 500°, являются различные сорта бездымного пороха. В качестве горючего для ракет еще более пригодными могли бы оказаться нитроглицериновые пороха, которые при 40-процентном содержании нитроглицерина обладают теплотворной способностью в 1 290 кал/кг, удельным газовым объемом в 850 л и температурой взрыва в 2 900°. Еще сильнее гексанитроэтановые пороха. По Штетбахеру у них может быть достигнута и даже превзойдена теплотворная способность чистой нитроклетчатки в 1 620 кал/кг при удельном их газовом объеме в 710 - 750 л и при температурах взрыва от 3000 до 3 300°; при этом не утрачивается преимущество медленного горения.

Разнообразного вида жидкие горючие различаются между собой прежде всего способом заимствования кислорода, необходимого для их сжигания. Он может входить в состав самого горючего, как, например, у нитроглицерина, или же может подводиться в форме чистого, жидкого кислорода, как это производиться при сжигании различных углеводородов в присутствии жидкого кислорода. Или же кислород может заимствоваться от какого-нибудь вещества, содержащего кислород, каковое вещество в момент взрыва приводится в соприкосновение с горючим, как это, например, имеет место у панкластита. Наконец существует еще возможность растворения твердого или жидкого вещества в каком-нибудь веществе, предотвращающем опасность преждевременного взрыва. При этом мы должны позаботиться о том, чтобы полученная смесь при вбрызгивании ее в камеру сгорания вновь приобретала горючесть. Это достижимо, например, путем испарения растворителя. Возникающие при этом пары извергаются вместе с газами, образующимися при взрыве, и одновременно играют роль охлаждающего вещества, понижающего температуру внутренних стенок у камеры сгорания.

Чистый жидкий кислород в силу низкой температуры своего кипения в -183°С представляет в обращении с ним значительные трудности. Вследствие этого естественно возникает мысль о подыскании какого-нибудь вещества, содержащего кислород, которое при комнатной температуре обладало бы свойствами безопасной жидкости. К сожалению, известные нам различные вещества, богатые кислородом и легко его отдающие, представляют в этом отношении мало привлекательного. Перекись водорода в водном растворе неудобна, в чистом виде с трудом получаема и весьма нестойка. Двуокись азота весьма опасна. Хлорная кислота разъедает стенки камеры взрывания, причем не следует забывать еще и о том, что образующийся после отдачи кислорода хлористый водород дает мертвый вес в размере 36% веса горючего. Таким образом едва ли существует какое-либо вещество, которое содержало бы достаточный процент кислорода и одновременно было бы столь же безопасным, как чистый жидкий кислород.

Среди различных видов жидкого горючего нитроглицерин с его теплотворной способностью в 1 580 кал/кг, удельным газовым объемом в 712 л и температурой взрыва в 3480°, является, собственно говоря, слабейшим. Различные углеводороды, начиная с чистого углерода и кончая чистым водородом, обладают теплотворными способностями от 2 200 до 3 780 кал/кг. (Следует отметать, что различные авторы дают не вполне одинаковые величины их теплотворной способности). Наиболее сильно действующей смесью, находящейся в настоящее время в нашем распоряжении, является по Штетбахеру смесь озона с водородом, обладающая теплотворной способностью в 4 500 кал/кг. Могущие представить для нас интерес величины сгруппированы в таблице 15. Приводимые в этой таблице числа убеждают нас в преимуществе углеводородов, теплотворная способность и скорость извержения которых возрастают по мере увеличения числа атомов в молекуле. Исключительно большое значение для ацетилена объясняется тем, что разрушающаяся при его сгорании молекула отдает большую часть теплоты в 2 000 кал/кг, затраченной на ее образование.

По сравнению с теоретически вычисленными скоростями извержения, указанными в последнем столбце этой таблицы, произведенные до сего времени опыты дали следующие результаты. Согласно работам профессора Годдарда револьверный порох Дюпопа №3, обладающий теплотворной способностью в 972,5 кал/кг, дает скорость извержения газов в 2 290 м/сек (вместо 2 853 м,/сек), а при помощи сорта пороха под названием «Непогрешимый» пороховой К° «Геркулес», обладающего теплотворной способностью в 1 238,5 кал/кг, удалось достичь скорости извержения даже в 2 434 м/сек (вместо 3 220 м/сек). Наивысшая скорость извержения была достигнута путем сжигания водорода в кислороде. Она была осуществлена профессором Годдардом путем применения дутья гремучего газа и оказалась равной 3 900 м/сек. При имеющих здесь место высоких температурах такая скорость может быть повышена по меньшей мере до 4 500 м/сек и может быть доведена даже до 5 000 м/сек путем предотвращения вредно действующей диссоциации.

Здесь диссоциация служит препятствием к полному сгоранию. То же самое происходит вследствие неправильного состава горючей смеси наших моторов внутреннего сгорания, когда она или слишком богата или слишком бедна кислородом. Неполное сгорание происходит в этих моторах при неправильном составе горючей смеси, тогда как диссоциация всего сильнее проявляется именно при теоретически правильном смешении кислорода с водородом, образующем так называемый гремучий газ (смесь 16 весовых частей кислорода с 2 весовыми частями водорода). Диссоциация зависит от давления и температуры: так, например, при давлении в 1 ат и при температуре в 2000° абс.* разлагается 0,59% всех образующихся при этом молекул водорода; при 2 500° это количество увеличивается до 3,98%, при 3000° даже до 12% и, наконец, при 3500° не менее, чем до 27%. Правда, путем увеличения давления газов степень диссоциации может быть значительно уменьшена: так, например, при давлении в 10 ат. и при температуре в 2 000° разрушается всего лишь 0,273% молекул, при 2500° абс.—только 1,98% молекул. Однако, используя этот способ, мы очень быстро достигаем предела технически осуществимой прочности стенок ракетного мотора.

* Абсолютной температурой называется температура, отсчитываемая от так называемого абсолютного нуля, равного -273°С , в градусах, равновеликих градусам Цельсия. ( Прим. ред.)

Поэтому гораздо выгоднее ослаблять диссоциацию путем прибавления специального «разбавляющего газа», который, не принимая участия в сжигании горючего, но нагреваясь вместе с ним, тем самым производит охлаждающее действие. Для этой цели мы могли бы воспользоваться, например, азотом; однако в силу небольшой своей газовой постоянной (R = 30,26) и незначительной своей удельной теплоемкости (с = 0,25) этот газ оказывается мало для этого подходящим, так как он производит недостаточное охлаждающее действие и замедляет скорость извержения газов. Это объясняется тем, что при равных температурах и равных давлениях эта скорость обратно пропорциональна корню из молекулярного веса газовой смеси. Отсюда следует, что наивыгоднейшим разбавляющим газом оказывается опять-таки водород, соединяющий преимущества наивысшей газовой постоянной (R = 420,6) с наивысшей удельной теплоемкостью (с = 3,41); в силу этого водород оказывает сильное охлаждающее действие и при прочих равных условиях значительно повышает скорость извержения газов.

С этой целью профессор Оберт еще в 1923 г. предложил смесь, состоящую из 4 весовых частей водорода и 16 весовых частей кислорода, или, иными словами,100-процентный избыток водорода для получения наивысших скоростей извержения газов. В последнее время Гефт и инженер Г. Пиркэ, повидимому, согласились на том, что наилучший результат в этом отношении будет достигнут лишь при 200-процентном избытке водорода. Еще гораздо дальше намерен пойти И. Винклер, предполагающий увеличить избыток водорода до нескольких тысяч процентов, в результате чего сгорающая в кислороде часть водорода в действительности должна будет образовать пламя для нагревания остальной массы водорода.

Таблица 15

Рабочая смесь		Удельный вес	Объем, необходимый для 1 кг	Молекулярный вес	Наивысшая абсолютная температура взрыва Т	Скорость извержения в м/сек
						без сопла С'	с соплом С
Бензол	+ О2	1,060	0,994	318	Без учета диссоциации, но с учетом количества теплоты, необходимого для подогревания избыточного водорода (χ = const = 1,4)
Бензин	+ О2	0,998	1,003	514
Этиловый спирт	+ О2	0,995	1,005	142
Метан	+ О2	0,994	1,006	80
0% избыток	Н2+ О2	0,423	2,365	18,00	6650°	2444	4535
60% - " -	3Н2+ О2	0,334	2,995	12,60	4920°	2535	4718
100% - " -	4Н2+ О2	0,281	3,555	10.00	3930°	2545	4725
150% - " -	5Н2+ О2	0,246	4,065	8,40	3275°	2535	4718
200% - " -	6Н2+ О2	0,221	4,530	7,33	2820°	2530	4710
300% - " -	8Н2+ О2	0,188	5,320	6,00	2180°	2450	4560
600% - " -	12Н2+ О2	0,151	6,630	4,67	1510°	2315	4315
1000% - " -	22Н2+ О2	0,116	8,620	3,45	850°	1990	3700
1500% - " -	32Н2+ О2	0,102	8,810	3,00	588°	1800	3345
3000% - " -	42Н2+ О2	0,095	10,530	2.76	449°	1645	3060

Расчет показывает, однако, что и в этом направлении заходить слишком далеко нецелесообразно, потому что для подогревания избыточного водорода при этом будет расходоваться так много теплоты, что извергаемая газовая смесь в конце концов сделается слишком холодной; тогда несмотря на увеличение газовой постоянной смеси, получаемая при этом скорость извержения вновь начнет падать (см. помещенную выше таблицу). Действительно (по Оберту) для нагревания 1 кг водорода до высоких абсолютных температур необходимо 3,4 (Т + 12) кал, для нагревания 1 кг кислорода 0,218 (Т+ 144) кал, а для нагревания 1 кг азота, 0,244 (Т+ 121) кал.

В полном согласии с приводимыми величинами находятся результаты, полученные инженером Г. Пиркэ (опубликованные в коллективном труде под общей редакцией Лея). Пиркэ принимает в расчет и непостоянство χ и доказывает, что скорость извержения газов С может быть сделана выше скорости движений атомов в пределах молекулы.

Таблица 16

По Пиркэ: для	Темп. у отвер-стия сопла	χ	Скорость извержения С	Для	χ	Скорость извержения С
100% избытка Н  молекулярного веса смеси=10	1500°	1,24	3 600 м/сек	2000°	1,26	3 800 м/сек
температуры в камере сгорания 3100°	1000°	1,25	4 100 м/сек	2600°	1,27	4 300 м/сек

Здесь температуры у отверстий сопел взяты слишком высокими. Поэтому в соответствии с вышеприведенной таблицей автора мы можем допустить, что при 150 - 300-процентном избытке водорода уже при температурах камер сгорания, начиная от 3000° до 2000°, и при давлениях в этой камере лишь в 20 ат. могут быть получены скорости извержения газов = 4 000 - 4500 м/сек.

Поэтому может показаться, что уже при отношении масс наполненной и пустой ракеты М₀/М₁ = 20 : 1 с помощью одиночной ракеты, питаемой гремучим газом, легко достигнуть конечной скорости в 12 500 м/сек и покинуть Землю. К сожалению, в действительности это не так. Мы не должны забывать, что объем, необходимый для каждого килограмма горючей смеси, сильно возрастает вместе с увеличением избытка водорода (см. таблицу 15). При сохранении пропорции внешних форм корабля это влечет за собою и увеличение площади его поперечного сечения, а вместе с тем и испытываемого им сопротивления воздуха. Наконец мы должны учитывать, что взятие с собой сжиженных газов, ввиду необходимости для них специальных сосудов с двойными стенками, из пространства между которыми выкачан воздух (так называемых дьюаровских сосудов), представляет значительные трудности. При конструировании бензиновых ракет нетрудно достичь того, чтобы стенки баков для этого горючего одновременно служили бы частью наружных стенок корабля, частью же служили бы поперечными перегородками. Тем самым было бы совершенно избегнуто какое-либо увеличение веса ракеты, необходимое для взятая этих баков. При использовании же сосудов с двойными стенками этот способ облегчения ракеты, к сожалению, практически веосуществим. В силу этого в данном случае лишь с трудом удается достигнуть сколько-нибудь благоприятного отношения веса этих сосудов к их внутреннему объему. Особенно трудно для обладающего малым удельным весом жидкого водорода, 14 л которого весит всего 1 кг, снизить вес сосуда более чем до половины веса его содержимого. Для жидкого кислорода, может быть удастся достигнуть соотношения 1 : 32. При использовании рабочей смеси с 200-процентным избытком водорода сосуды, необходимые для 12 кг водорода, весили бы 6 кг, сосуды для 32 кг кислорода весили бы 1 кг, а общий вес сосудов, необходимых для 44 кг такой смеси, составлял бы, следовательно, 7 кг. Отсюда следует, что уже при учете веса и объема одних только этих сосудов отношение масс М₀/М₁ не может быть сделано более 44:7 или на крут 6,3:1, включая вес камеры сгорания вместе с разбрызгивателем, вес насосов, стенок корабля и полезного груза. Поэтому будет очень трудно в случае одиночной ракеты, питаемой гремучим газом, достигнуть отношения масс наполненной и пустой ракеты М₀/М₁ большего 2,7 : 1. Мы видим, таким образом, что преимущество значительной скорости извержения водорода печальным образом сводится на нет трудностями, связанными с его транспортировкой. Из основного уравнения ракетного движения следует, что при использовании вдвое меньшей скорости извержения С при условии соотношения масс, превосходящего выведенное выше в е* раз, достижим тот же идеальный импульс. Соотношение же начального веса наполненной ракеты на старте к весу пустой ракеты 7,4 : 1 = е² : 1 у бензиново-кислородной ракеты несомненно достижимо труднее, чем вышеуказанное отношение е: 1 у ракеты, питаемой гремучим газом.

* Число е= 2,71828..., называемое числом Непера, является основанием натуральных логарифмов. (Прим. ред.)

9. Проблемы камеры сгорания и сопла ракеты

Камерой сгорания ракеты называется пространство, в котором производится сжигание горючего, а соплом* присоединенная к отверстию камеры сгорания воронкообразная насадка, из раструба, которой вырываются наружу образующиеся при действии ракеты газы.

* Как в переводной, так и в оригинальной литературе о ракетах на русском языке вместо слова «сопло» часто встречается слово «дюза», представляющее собой переписанное русскими буквами немецкое слово «Duse». Однако ввиду того, что слово «сопло» прочно вошло в техническую терминологию (в области техники турбин) и по смыслу в точности соответствует немецкому слову «Duse», редактору употребление термина «дюза» представляется излишним, как засоряющее русский язык. (Прим. ред.)

Задачей камеры сгорания является восприятие высокого давления образующихся при взрыве горячих газов. Задачей сопла является постепенное понижение давления вырывающихся из камеры сгорания газов до давления окружающего воздуха с целью использования этого давления для движения ракетного корабля.

Если бы камера сгорания представляла собой замкнутый со всех сторон котел, то исполняющие его газы производили бы во все стороны одинаковое давление на внутренние стенки этого котла. Но при этом не возникало бы никакой действующей наружу силы, так как давление на любую часть стенок при этом в точности уравновешивалось бы одинаковым давлением на противоположную часть стенок.

Но благодаря тому, что камера сгорания с одной стороны снабжена отверстием, образующиеся газы могут из него извергаться наружу, причем возникает реактивное действие, производящее толчок в обратную сторону. Это имеет место потому, что давление действующее на внутренние стенки головки ракеты, противолежащие находящемуся на заднем его конце отверстию, уже более ничем не уравновешивается.

Рис.34 Схематический продольный разрез ракеты. КС-камеры сгорания, ШС-шейка сопла, ОС-отверстие сопла. Наиболее выгоден угол раскрытия сопла в 7 - 8°.

Сила полного давления, испытываемого одной лишь камерой сгорания без присоединенного к ней сопла, как это очевидно без дальнейших пояснений, равна произведению площади поперечного сечения отверстия камеры сгорания на господствующее и ней давление, выраженное в атмосферах. При этом давление газов, извергающихся из отверстия камеры сгорания, составляет примерно половину давления газов, находящихся внутри этой камеры. Способность газов, образующихся при горении, производить работу, которая освобождается при последующем разрежении этих газов до окружающего атмосферного давления, - в этом случае для ускорения движения ракеты теряется бесполезно.

В том же случае, когда к камере сгорания присоединяется подходящей формы сопло, эта способность производить работу для указанной цели может быть использована. Это может быть произведено путем увеличения вдвое скорости извержения газов С по сравнению со скоростью истечения их из камеры сгорания. Тем самым и сила реакции может быть увеличена на круг вдвое по сравнению с указанной выше силой реакции, получаемой о помощью ракеты, которая состоит из одной только камеры сгорания без сопла.

Конструкция сопла при этом должна быть выбрана такой, чтобы диаметр его шейки в точности совпадал с диаметром отверстия камеры сгорания. Диаметр нижнего выпускного отверстия сопла может быть теоретически рассчитал так, чтобы адиабатически расширяющиеся газы вырывались из него наружу под давлением, равным давлению окружающего воздуха.

Вследствие того, что атмосферное давление известным образом убывает от уровня моря до границы пустого мирового пространства, форма сопла поднимающегося корабля вселенной должна была бы непрерывно изменяться в соответствии с величиной давления окружающего воздуха. Практически это, разумеется, неосуществимо. В силу этого здесь, как и в ряде других случаев, придется удовлетвориться соплом, рассчитанным для некоторого среднего давления. С этим тем легче помириться, что сила реакции и без того возрастает по мере убывания атмосферного давления, достигая в пустоте максимальной своей величины. Неоднократно предлагавшееся применение регулирующих штифтов, аналогичных применяемым в пельтоновских водяных турбинах, едва ли осуществимо вследствие значительных трудностей, сопряженных с необходимостью охлаждения этих штифтов.

Для приблизительного расчета площади поперечного сечения сопла, необходимого для получения заданной силы реакции при некотором заданном предельном давлении внутри камеры сгорания, нужно просто необходимую общую силу тяги ракеты разделить на удвоенное давление внутри в камере сгорания; сила тяги при этом выражается в килограммах, давление в атмосферах, а площадь поперечного сечения в квадратных сантиметрах. А отсюда уже легко известным способом определить и диаметр шейки сопла путем деления на число π и извлечения квадратного корня *. Диаметр нижнего отверстия сопла для средних условий может быть при этом взят от 3 до 6 раз большим диаметра шейки сопла (чем большее давление будет использовано внутри камеры сгорания, тем разница этих двух диаметров может быть взята больше). Длина сопла при этом определяется условием, установленным профессором Годдаром путем его лабораторных опытов с ракетами. Он установил, что сопла с углом раскрытия в 7 - 8° обеспечивают наилучший коэфициент полезного действия ракеты.

*По элементарной формуле площади круга. (Прим. ред.)

Насколько важна форма сопла для превращения энергии горения в скорость извержения газов, было показано многочисленными опытами. Согласно измерениям профессора Годдарда термический коэфициент полезного действия обыкновенных фейерверочных ракет едва достигает 2%, т.е. иными словами, лишь 2% содержащейся в порохе химической энергии превращается в них в скорость извержения газов. Уже с помощью сопел с диаметром шейки в 0,5 см и с углом раскрытия в 8° Годдард сумел достичь термического коэфициента полезного действия в 30 - 50%, а при диаметрах шейки сопла в 1 см и таким же углом ее раскрытия - даже в 57 - 65%. Этот исключительный термический коэфициент полезного действия, значительно превосходящий коэфициент полезного действия лучших дизельных моторов (37%), обусловливается высокой температурой сгорания, незначительной потерей тепла путем теплопроводности, отсутствием трения и непосредственным характером превращения энергии, так как в данном случае для этого не приходится приводить в движение никаких поршней или других каких-либо частей механизма.

Температура взрыва Т, независимая от условий, господствующих в камере сгорания и в сопле, зависит только от химического состава горючего (см. табл. 15); она одинакова как для ракет, так и для артиллерийских орудий. В противоположность этому, фактически образующееся в камере сгорания давление зависит от совершенно других условий, чем у орудия. В пушке оно определяется удельным давлением и плотностью заряда. В ракете первая из этих величин также играет роль, однако решающее значение имеет площадь горения заряда горючего, находящеюся в камере сгорания. Вследствие этого при одинаковой форме и величине камеры сгорания и одинаковом химическом составе и способе механической обработки горючего, в зависимости от того, в каком виде будет помещено это горючее в камеру сгорания, может быть получен совершенно различный ход давления газов, образующихся при сжигании этого горючего. У ракет с жидким горючим давление в камере сгорания зависит, разумеется, от ежесекундно вводимого в нее количества горючего.

В том случае, когда нужно, чтобы давление в камере сгорания продолжительное время оставалось постоянным, это достижимо у пороховых ракет только путем сплошной набивки заряда в цилиндрическую гильзу. В этом случае горение происходит только с нижней пограничной кругообразной поверхности заряда, причем эта поверхность с постоянной скоростью перемещается вдоль продольной оси цилиндра по направлению вперед до тех пор, пока весь заряд не будет израсходован. У ракет с жидким горючим для этого необходимо лишь так установить регулирующее устройство, чтобы в камеру сгорания ежесекундно вбрызгивалось одно и то же количество горючего.

Если же давление внутри камеры сгорания при начале действия ракеты должно быть наибольшим, а затем по мере сгорания ракеты должно постепенно падать, как это в большинстве случаев является желательным у обыкновенных фейерверочных ракет, то набивка ракеты должна спрессовываться коническим пестом. Иным способом этот же результат достижим путем первоначально сплошной набивки с последующим высверливанием в ней конического отверстия. Пиротехники называют это отверстие или вернее говоря, углубление пролетным пространством ракеты, в то время как остающаяся массивная часть заряда называется ими набивкой ракеты.

Рис.35 Три основных способа зарядки ракет.

Если же, наоборот, давление в камере сгорания вначале должно быть невелико и лишь впоследствии должно увеличиваться, то с успехом может быть применено ступенчато-цилиндрическое высверливание заряда ракеты, как это показано снизу на рис. 35; при этом пролетное пространство может доходить почти до головки ракеты. Этот случай будет иметь место тогда, когда вследствие возросшей скорости взлета ракеты последняя будет испытывать большее сопротивление воздуха; поэтому для преодоления данного сопротивления потребуется и большая сила реакции. При этом поверхность горения вначале оказывается равной поверхности цилиндрического пролетного пространства. По мере сгорания ракеты, происходящего радиально по направлению к стенкам гильзы, эта поверхность горения постепенно увеличивается, в конце концов достигая величины внутренней поверхности гильзы. Эти три основных способа расположения заряда в цилиндрической гильзе ракеты были известны пиротехникам еще в 1850 г.

Ракетная гильза не должна быть обязательно цилиндрической. Ей может быть придана коническая, веретенообразная или еще какая-нибудь предварительно рассчитанная форма. В соединении о подходящей формой высверливаяия пролетного пространства это дает нам и в случай пороховых ракет возможность регулировать в широких пределах ход давления в камере сгорания, а вместе с тем и силу реакции. Разумеется, эго возможно только до зажигания ракеты, в то время как после ее зажигания возможность дальнейшего воздействия на ход ее горения совершенно исключена. У пороховых ракет прерывного действия давление газов в камере сгорания, а вместе с этим и получаемая сила реакции зависит, главным образом, от количества ежесекундно взрываемых патронов в том случае, если мы можем считать, что размеры и силы зарядов всех патронов являются одинаковыми. У ракет с жидким горючим мы, наоборот, путем регулирования доступа горючего имеем возможность в любой момент воздействовать на горение ракеты. У пороховых ракет непрерывного действия, питаемых горючим путем постепенного вдвигания в камеру сгорания стержневого пороха, этот же результат может быть достигнут посредством регулирования скорости этого вдвигания.

Разумеется, пилот должен иметь возможность в любой момент полета отсчитать господствующие в камере сгорания давление и температуру по показаниям находящихся там термометра и манометра; эти показания передаются на стрелки приборов, помещенных перед ним на доске управления. Кроме того аналогичным способом он должен ежесекундно видеть и показания измерителя ускорения (акселератора), манометра, измеряющего лобовое сопротивление воздуха, и термометра, измеряющего температуру стенок корабля. Лишь вооруженный всеми этими приборами, в любой момент зная испытываемое сопротивление воздуха, нагревание наружных стенок корабля и реальное ускорение его движений, получаемое им при преодолении сопротивления воздуха и земного тяготения, - пилот сможет управлять ракетным мотором столь же надежно, как до сих пор осуществляется управление моторами, движущими воздухоплавательные аппараты с помощью винтов.

Для того чтобы дать представление о давлениях в камере сгорания, о которых в данном случае может идти речь, укажем, что профессор Оберт принимает это давление в нижней, спиртовой ракете своей модели В  равным примерно 18 ат, а для спиртовых ракет пассажирских ракетных кораблей около 80 ат, причем он делает оговорку, что в настоящее время он считает практически осуществимыми лишь давления порядка 30 - 40 ат. По мнению Шершевского, трудность конструктивного выполнения камеры сгорания ракеты, рассчитанной на питание углеводородами, заключается в том, что минимальное давление при этом должно составлять 24 ат, тогда как при использовании водорода и кислорода давление может быть взято гораздо меньшим. Профессор Оберт также пришел к выводу, что для питаемой гремучим газом верхней ракеты его модели В будет достаточно давление лишь в 3 ат, а у пассажирских ракет, питаемых гремучим газом, в 4 - 10 ат. Винклер предложил получаемое в камере сгорания пламя использовать преимущественно для подогревания вводимого в нее водорода, применяемого в качестве охлаждающего вещества [водород связывает 3,4 х (Т₁ + 12) кал/кг]. Осуществив это предложение, мы, по-видимому, получили бы возможность снизить необходимое давление в камере сгорания пассажирского ракетного корабля, питаемого углеводородами, до 15 - 20 ат (с 80 ат, необходимых по цитированному выше мнению профессора Оберта). Это не должно было бы сопровождаться заметным уменьшением скорости извержения газов. Именно эта гениальная идея Винклера переносит проблему конструирования больших ракетных кораблей, пригодных для заатмосферных перелетов с несколькими пассажирами, в область технически осуществимого уже в настоящее время вследствие того, что одновременно температура в камере сгорания снижается значительно ниже, чем до 2000°. Благодаря этому уже не приходится опасаться плавления стенок камеры сгорания, тогда как в иных случаях едва ли какое-либо из известных нам жароупорных веществ способно будет выдержать получающиеся температуры, превышающие 3 000°.

У крупных ракетных кораблей вселенной наружное отверстие сопла - широкий конец ее раструба, выходящий в наружное пространство, - всегда будет выгодно делать равновеликим наибольшему поперечному сечению корабля. У ракетных кораблей снабженных несколькими камерами сгорания и соплами, целесообразнее всего будет их располагать вокруг продольной оси корабля по наибольшей поверхности его поперечного сечения. У ракетных же самолетов, напротив, площадь поперечного сечения отверстия сопел, разумеется, всегда должна быть гораздо меньше наибольшей площади поперечного сечения, измеренного перпендикулярно к направлению полета.

Кроме того существует возможность питания от одной камеры сгорания нескольких сопел, располагаемых подобно пчелиным сотам на дне камеры сгорания. Преимущество такой конструкции состоит в укорочении общей длины камеры сгорания и сопел. Для того чтобы уяснить себе это, вспомним, что диаметр шейки сопла связан с наивыгоднейшим диаметром отверстия сопла одной из выведенных ранее формул. Отсюда следует, что при больших диаметрах шейки сопла и при среднем угле его раскрытия примерно в 7 - 8° была бы необходима очень большая длина сопла. Разлагая же площадь поперечного сечения шейки сопла на ряд небольших кругов и снабдив каждое из полученных таким образом небольших отверстий соответственными соплами, мы сможем при значительно меньшей длине сопел получить совершенно такое же общее реактивное действие. Правда, это очевидное преимущество до некоторой степени сводится на нет несколько большей поверхностью стенок сошел, обусловливающей больший вес всей конструкции, и затруднениями, связанными с искусственным охлаждением сотообразных сопел.

10. Точка приложения сипы и центр тяжести корабля

Пока полет будет происходить в слоях атмосферы достаточной плотности, управление кораблем легко сможет осуществляться с помощью небольших рулевых плоскостей, подобных рулям глубины и направления наших самолетов. Для сохранения же устойчивости ракетного корабля при полете его в сильно разреженном воздухе или в пустом пространстве исключительное значение приобретает положение точки приложения силы по отношению к центру тяжести корабля.

Положение центра тяжести корабля определяется известным способом путем установления центров тяжести отдельных его частей и последующего геометрического сложения сил, действующих на эти точки. Положение же точки приложения силы в ракетных кораблях может быть установлено путем следующих рассуждений.

Так как в камере сгорания все силы давления, действующие на противолежащие одна другой части поверхности стенок, взаимно уравновешиваются, мы можем принимать в расчет только поперечное сечение просвета отверстия камеры сгорания, т.е. поперечное сечение наиболее узкой части шейки сопла. Разложим мысленно эту поверхность на сколь угодно большое число небольших элементарных поверхностей и направим от каждой из них вперед стрелку, параллельную продольной оси корабля. Тогда мы найдем точки приложения сил от каждого такого элемента площади в тех местах, где эти стрелки впервые пересекут металлические части, прочно связанные с каркасом корабля. Производя геометрическое сложение сил, действующих на все эти точки, мы и получим общую точку приложения силы. Наконец, произведя таким же образом сложение силы, производимой одной только камерой сгорания и одними только соплами, мы получим окончательную точку приложения движущей корабль общей реактивной силы Р. Тем самым будет установлено положение этой точки относительно общего центра тяжести корабля 0. Положение последнего по мере расходования горючего может меняться.

Относительно равновесия ракетных кораблей профессор Оберт образно пишет следующее: «Ракета не сидит на точке приложения реактивной силы, как всадник в седле. Так как толчок всегда может происходить лишь вдоль продольной оси корабля, то ракета относительно силы реакции всегда находится в безразличном равновесии». Исходя из этого, профессор Оберт приходит к заключению, что при полете в пустом пространстве точка приложения силы может быть расположена далеко позади центра тяжести корабля. При этом, по мнению профессора Оберта, не должно возникать опасности перевертывания ракеты задним концом вперед. Лишь для полета в пределах воздушной среды, сопротивление которой будет действовать под некоторым углом к направлению полета ракеты, он считает необходимым устройство рулевых плоскостей, напоминающих плавники рыб. При этом он полагает, что ракеты, питаемые гремучим газом, предназначенные для зажигания лишь в высоких, разреженных слоях атмосферы, после сбрасывания вниз выгоревших спиртовых ракет, должны быть снабжены сравнительно небольшими прямоугольными рулевыми плоскостями, замыкающими извергаемую струю газов как бы в трубу. Для усиления направляющего действия такого приспособления у нижней подталкивающей ракеты, действием которой должен осуществиться старт в наиболее плотных слоях атмосферы, профессор Оберт предусматривает устройство коробчатых рулевых плоскостей (см. рис. 56).

С точкой зрения профессора Оберга по этому поводу не согласны другие конструкторы. Особенно Герман Гансвиндт, основоположник идеи полетов в мировом пространстве в Германии, считает, что ракета, у которой точка приложения силы находится за центром тяжести ее, будет находиться лишь в неустойчивом равновесии, вследствие чего она в любой момент легко может перевернуться задним концом вперед. И в отношении ракетных кораблей большой грузоподъемности, движимых ракетным двигателем с несколькими камерами сгорания с несколькими соплами, Гансвиндт, разумеется, практически прав. Это объясняется тем, что в этом случае мы уже не можем считать, как это теоретически предполагает профессор Оберт, что точка приложения общей реактивной силы всегда будет в точности располагаться на продольной оси корабля, так как необходимое для этого совершенно равномерное действие всех камер сгорания едва ли практически осуществимо. Однако и в случае ракеты с одной только камерой сгорания и с одним соплом, по опыту строителей ракет, приходится принимать в расчет колебание направления равнодействующей реактивной силы, происходящее вследствие неравномерного извержения газов. Поэтому для более надежного сохранения равновесия ракеты мы должны стремиться точку приложения силы поместить возможно дальше перед центром тяжести корабля *. Тем самым будет достигнуто устойчивое равновесие, и движущая реактивная сила будет тянуть, но не толкать корабль.

* Это неверно, так как наличие поворотного ускорения, когда ракета имеет некоторую угловую скорость, будет частью уменьшать ее, если сопло расположено позади центра тяжести, и увеличивать, если сопло расположено впереди центра тяжести. Таким образом выгодно располагать сопло несколько позади центра тяжести, но не слишком далеко сзади, так как в последнем случае малейшее отклонение направления вылетающих газов и силы реакции от оси ракеты будет образовывать большое плечо и вызывать большой момент реактивной силы по отношению к центру тяжести. В.П.Ветчинкин.

Эту же цель преследует у обыкновенных фейерверочных ракет длинный деревянный стержень, которым они снабжаются. Без него даже простые ракеты с одной камерой сгорания и одним соплом при полете легко опрокидывались бы вследствие того, что равнодействующая сил сопротивления воздуха располагалась бы под некоторым углом к равнодействующей реактивных сил*. При пуске непассажирских ракет применение стержня или направляющих плоскостей может быть заменено приведением ракеты в быстрое вращение вокруг продольной ее оси, подобно тому, как это производится с артиллерийскими снарядами, выпускаемыми из нарезных орудий. Вместо того чтобы выстреливать ракету из нарезного ствола с тем, чтобы уже при начале полета сообщить ей вращательное движение, аналогичный эффект может быть достигнут путем применения винтообразно изогнутых направляющих поверхностей или винтообразно изогнутых сопел. О сообщении быстрого вращения вокруг продольной оси пассажирским ракетным кораблям не может быть речи, потому что пассажиры не смогли бы вынести такого вращения и потеряли бы сознание.

* И притом впереди центра тяжести. (Прим. ред.)

11. Управление ракетным кораблем в мировом пространстве

До тех пор пока полет корабля вселенной будет происходить в пределах земной атмосферы, управление им, разумеется, сможет производиться так же, как и управление современными дирижаблями и самолетами, а именно с помощью поворачиваемых или изгибаемых с пилотского места рулей глубины и направления. В пустом же мировом пространстве управление сможет производиться лишь с помощью массивных волчков жироскопов. Этот способ управления основан на том законе, что в свободно движущемся корабле вселенной сумма всех моментов вращения относительно общего центра тяжести корабля всегда должна оставаться равной нулю.

Если бы, например, пассажиры корабля начали ходить в одном и том же направлении вдоль стен их круглой кабины, то корабль постепенно начал бы вращаться в противоположном направлении вокруг продольной своей оси. При этом угловая скорость вращения корабля была бы обратно пропорциональна отношению момента вращения корабля к моменту вращения, порождаемому ходьбой пассажиров. Для того чтобы лучше уяснить себе это, представим себе человека, бегущего по большой круглой платформе, могущей вращаться вокруг вертикальной оси на шарикоподшипниках. Несмотря на все свои усилия, такой человек не смог бы сдвинуться с места*, потому что диск под действием толчков, сообщаемых ему ногами бегуна, поворачивался бы назад на совершенно такое же угловое расстояние, на которое тело бегуна стремилось бы оттолкнуться вперед.

* В том случае, если бы платформа была невесомой. (Прим. ред.)

На корабле вселенной на кардановом подвесе может быть установлен волчок таким образом, что его ось действием какой-либо гибкой зубчатой передачи, управляемой с пилотского места, может быть установлена в любом направлении относительно корабля. Приведя этот волчок во вращение действием какого-либо мотора, мы достигнем того, что корабль будет поворачиваться вокруг мысленно продолженной оси этого волчка в направлении противоположном вращению последнего. Тем самым мы приобретем возможность поворачивать корабль по желанию и в пустом пространстве, направляя его передний конец, а следовательно, и продольную ось в желаемом направлении в мировом пространстве.

Так как волчок этот может быть приведен в очень быстрое вращение, он может быть невелик и легок по весу, так как совершенно достаточно, чтобы его момент вращения относился к моменту вращения корабля как 1:30 000 - 1:100 000. Если такой волчок будет вращаться со скоростью 100 об/сек, он будет в состоянии в течение 5 мин. повернуть весь корабль один раз на полные 360° в любом направлении, совпадающем с плоскостью волчка. Этот необходимый на всякий случай рулевой волчок не следует смешивать с ранее упоминавшимся совершенно необходимым стабилизирующим волчком, задача которого заключалась бы в предотвращении переворачивания корабля задним концом вперед.

Однако действительное рулевое действие в смысле отклонения корабля от его прежнего пути, разумеется, сможет быть достигнуто лишь тогда, когда после поворота продольной его оси на нужный, заранее предвычисленный угол, будут пущены в ход ракеты, которые сообщат ему толчок в новом направлении. До тех пор, пока это не будет произведено, центр тяжести корабля, несмотря на произвольное положение его продольной оси, будет продолжать двигаться в пространстве по своему старому пути.

Если же одновременно по воле пилота-звездоплавателя будут приведены в действие ракеты, то тем самым совершенно так же, как и у наших самолетов, будет создана возможность и при полете в пустом пространстве выделывать сложные кривые, мертвые петли и какие угодно другие фигуры высшего пилотажа.

Рис.36 Поворот корабля вселенной, осуществляемый с помощью рулевого волчка жироскопа.

При этом мы не должны упускать из виду того обстоятельства, что новое направление в пространстве продольной оси корабля не будет совпадать с направлением его полета в этот момент. В действительности новое движение, сообщаемое кораблю после поворота его оси толчком, производимым направляющим выстрелом, представит собою лишь одну слагающую. Эта слагающая, будучи сложенной с прежним движением центра тяжести корабля, даст новое движение в качестве равнодействующей вышеуказанных двух слагающих.

Различные авторы указывают еще и другую возможность управления кораблем вселенной в пустом пространстве. Идея их заключается в снабжении корабля вселенной направленными вбок или могущими поворачиваться вспомогательными рулевыми соплами. Такие сопла действительно будут в состоянии сообщить кораблю момент вращения вокруг его центра тяжести. Однако мы не должны упускать из виду того обстоятельства, что при таком устройстве было бы очень трудно однажды произведенное вращательное движение совершенно точно затормозить последующим извержением массы в противоположную сторону. А в данном случае ведь как раз необходимо не только произвести поворот оси корабля в желаемом направлении с чрезвычайно большой точностью (до нескольких дуговых минут или даже их долей), но и остановить дальнейшее вращение корабля тотчас же по достижении им нужного положения. В пустом же мировом пространстве раз начавшееся вращательное движение будет продолжаться до бесконечности, если только оно не будет заторможено противодействующей силой, равновеликой силе, сообщившей это движение.

Поэтому если мы вообще захотим управлять кораблем, используя вырывающиеся из сопла газы и не прибегая к центробежной силе, это было бы целесообразно осуществить посредством настоящих рулевых плоскостей, подобных рулям глубины и направления, помещаемым на хвосте обычного самолета. Эти рулевые плоскости следовало бы поместить или в самый огненный хвост ракеты или рядом с ним таким образом, чтобы явилась возможность путем отклонения газовой струи создать необходимый для поворота корабля момент вращения.

12.Проблемы питания горючим и его испарения

У непрерывно действующих пороховых ракет какое-либо специальное устройство для этой цели излишне, потому что весь запас горючего вещества находится у них с самого же начала в камере сгорания. У пороховых ракет прерывного действия введение горючего в камеру сгорания сможет быть осуществлено таким же образом, как и у пулеметов.

Труднее будет обстоять это дело у ракет с жидким горючим, особенно в случае применения сортов горючего, температура кипения которых много ниже - 180°C. Трудность в данном случае будет обусловлена необходимостью подвергать проходимые им трубопроводы и насосы действию столь низких температур.

Целью конструктора при этом должно являться создание такого устройства, чтобы горючее подавалось в камеру сгорания по трубопроводам, окружающим стенки этой камеры. Тем самым они выполняли бы роль охлаждающей рубашки для стенок камеры и одновременно обеспечивали бы необходимый предварительный подогрев горючего. В том случае, если бы для такой схемы удалось найти удачное конструктивное разрешение, - явилась бы возможность повысить общий коэфициент полезного действия ракетного мотора до 80, а может быть и до 90° химической энергии, содержащейся в горючем.

назад

в начало

вперед