Фиг. 25. Космический ракетный корабль Циолковского (1903 г.).
Благодаря своим особенностям пороховые ракетные двигатели и жидкостно-реактивные двигатели (ЖРД) как бы взаимно дополняют друг друга в отношении своего применения. Пороховые двигатели обычно применяются в тех случаях, когда требуется двигатель одноразового действия с малой продолжительностью работы (секунды), чем и объясняется сравнительная простота их устройства. Жидкостно-реактивные двигатели имеют гораздо большую продолжительность работы (минуты и часы) и в случае надобности (например в авиации) их тяга может регулироваться, т. е. изменяться от нуля (выключение двигателя), до максимума. Они сложнее и дороже, чем пороховые двигатели.
Жидкостно-реактивные двигатели благодаря этим своим свойствам применяются главным образом как двигатели для самолетов и мощных дальнобойных ракет. Именно этим двигателям, очевидно, суждено быть двигателями космических кораблей, на которых в будущем, может быть не столь отдаленном, люди отправятся для исследования окружающей нас вселенной.
Кто из нас не мечтал, глядя на Луну и звезды, рассматривая в телескоп планеты, слушая лекции и читая книги о возможности жизни на других небесных телах, о том времени, когда человеческий гений сделает невозможное возможным, и нога человека, победителя природы, впервые вступит на почву Марса или Венеры? Кто не зачитывался фантастическими романами о межпланетных путешествиях? Кто не испытывал чувства зависти к выдуманным героям, совершающим межпланетное путешествие в фантастическом космическом корабле?
Однако только с тех пор, как проблема космических путешествий стала не только излюбленной, с легкой руки Жюль-Верна, темой романистов, но и предметом глубокого исследования ученых, она превратилась из мечты в реальную возможность и, вероятно, не за горами то время, когда эти путешествия станут реальной действительностью.
Мы говорим об этом так сейчас, опираясь на глубоко разработанную теорию, на разносторонние труды многочисленных талантливых ученых и исследователей, на многие достижения современной нам науки и техники. При этом мы с горячей признательностью вспоминаем имена людей, кому мы этим обязаны, имена ученых, заложивших основы этой теории, создавших, по существу, целую новую отрасль науки, проторивших новые пути в неизведанной области знания.
Впереди этой славной плеяды ученых золотыми буквами в истории науки вписано имя родоначальника ракетоплавания, создателя научной космонавтики, замечательного русского ученого Константина Эдуардовича Циолковского.
Более 50 лет тому назад Циолковский, тогда скромный калужский учитель, впервые в мире глазами ученого взглянул на то, что ранее казалось только несбыточной, безудержной фантазией. Строгим языком науки Циолковский в своих многочисленных, ставших теперь классическими и известными всему цивилизованному миру, трудах изложил основы теории межпланетных путешествий, раскрыл лежащие в основе этой теории законы, неопровержимо доказал, что будущий космический корабль будет несомненно ракетным, что двигателем этого корабля будет жидкостно-реактивный двигатель. Циолковский разработал первые проекты этих двигателей, принципиальные схемы которых легли в основу современных двигателей этого типа.
Всю свою жизнь Циолковский посвятил науке, но только в годы советской власти его гений раскрылся в полной мере: Циолковскому были созданы должные условия и он смог полностью отдаться любимому делу — ракетной технике. «Лишь Октябрь — писал Циолковский в письме к товарищу Сталину — принес признание трудам самоучки». Не удивительно поэтому, что перед смертью (Циолковский умер в 1935 г.) великий русский ученый-патриот передал «все свои труды по авиации, ракетоплаванию и межпланетным сообщениям партии большевиков и советской власти — подлинным руководителям человеческой культуры».
В 1903 г. Циолковский опубликовал работу «Исследование мировых пространств реактивными приборами»1— первую в мире научную работу о космических путешествиях с помощью ракетных кораблей. В этой работе он подробно описал проект разработанного им ракетного корабля с установленным на нем жидкостно-реактивным двигателем. Двигатель должен был работать на жидком углеводороде (бензин, керосин и т. д.) в качестве горючего и жидком кислороде — в качестве окислителя (фиг. 25). Эта схема двигателя предвосхищает проекты, осуществленные только через 40 лет после выхода в свет книжки Циолковского.
1 При переиздании этой работы в 1924 г. и позже она называлась «Ракета в космическое пространство».
Следует отметить, что Циолковский разрабатывал не только проблемы далекого будущего, связанные с космическими кораблями, но и написал ряд работ, посвященных применению ракетных и воздушно-реактивных двигателей на самолетах. Ему принадлежит пророческое заявление, сбывающееся у нас на глазах: «За эрой аэропланов винтовых должна следовать эра аэропланов реактивных». Это проникновенное утверждение ученого было сделано тогда, когда еще ни один реактивный самолет не поднимался в небо, мало того, когда в большинстве стран к самой идее создания реактивного самолета относились как к утопической затее.
Циолковский, являвшийся пионером в области ракетоплавания, родоначальником ракетной авиации, стал главой советской школы, идейным вдохновителем большой группы советских ученых в области ракетной техники.
Несколько позже, и вначале независимо, от Циолковского, над проблемами ракетоплавания работал талантливый ученый-самоучка изобретатель Ю. В. Кондратюк, ряд новых вопросов разрешил рано умерший энтузиаст ракетного дела инженер Ф. А. Цандер, много сделал проф. В. П. Ветчинкин и другие русские исследователи, конструкторы, инженеры, посвятившие себя работе в области ракетной техники. Именно благодаря их самоотверженному труду советская наука и техника в этой новой и столь многообещающей области занимает ведущее место.
Вопреки официальной буржуазной науке, замалчивающей и извращающей истинную роль русских ученых, ученые всего мира неоднократно признавали приоритет русской науки в области ракетоплавания и ведущую роль в ней Циолковского Вот, например, что писал Циолковскому в свое время видный немецкий ученый Оберт, руководивший там работами по ракетной технике: «Вы зажгли огонь... и мы приложим все усилия, чтобы исполнилась величайшая мечта человечества».
Все работы Циолковского, и в первую голову его работы по космонавтике, были проникнуты высокими идеями гуманизма. Хорошо сказал о Циолковском академик Ферсман: «Борьба за космическую ракету была для него лишь одним из путей к созданию нового человеческого общества и нового человека».
Неудивительно, что немецко-фашистские захватчики, временно заняв Калугу, город, где жил и трудился Циолковский, варварски разрушили дом-музей великого ученого, с любовью сохранявшийся после его смерти советским народом.
Важнейшие свойства и характеристики жидкостно-реактивного двигателя, да и сама конструкция его, прежде всего зависят от топлива, которое применяется в двигателе.
Основным требованием, которое предъявляется к топливу для ЖРД, является высокая теплотворная способность, т. е. большое количество тепла, выделяющееся при сгорании 1 кг топлива1. Чем больше теплотворная способность, тем, при прочих равных условиях, больше скорость истечения и тяга двигателя. Более правильным является сравнение различных теплив не по их калорийности, а непосредственно по скорости истечения, которую они обеспечивают в равных условиях, или, что то же самое, по удельной тяге.
1 При этом, естественно, подразумевается, что топливо при горении не только выделяет тепло, но и образует в большом количестве газообразные продукты сгорания, воспринимающие это тепло и способные производить работу.
Помимо этого главного свойства топлив для ЖРД к ним обычно предъявляются и некоторые другие требования. Так например, большое значение имеет удельный вес топлива, так как запас топлива на самолете или ракете обычно ограничивается не его весом, а объемом топливных баков. Поэтому чем плотнее топливо, т. е. чем больше его удельный вес, тем больше по весу войдет топлива в те же топливные баки и, следовательно, будет больше продолжительность полета. Важно также, чтобы топливо не вызывало коррозии, т. е. разъедания ржавчиной, деталей двигателя, было просто и безопасно в хранении и перевозке, не было дефицитным по источникам сырья.
Наиболее часто в настоящее время в ЖРД применяются так называемые двухкомпонентные топлива, т. е. топлива раздельной подачи. Эти топлива состоят из двух жидкостей, хранящихся в отдельных баках; одна из этих жидкостей, обычно называемая горючим, чаще всего представляет собой вещество, принадлежащее к классу углеводородов, т. е. состоит из атомов углерода и водорода, а иногда содержит и атомы иных химических элементов — кислорода, азота и других. Горючим этот компонент (составную часть) топлива называют потому, что при его сгорании, т. е. соединении с кислородом, выделяется значительное количество тепла.
Другой компонент топлива, так называемый окислитель, содержит кислород, необходимый для сгорания, т. е. окисления горючего, почему этот компонент и получил название окислителя. Окислителем может служить чистый кислород в жидком состоянии, а также озон или какой-либо кислородоноситель, т. е. вещество, содержащее кислород в химически связанном виде: например, перекись водорода, азотная кислота и другие кислородные соединения. Как известно, в воздушно-реактивных двигателях, как и в обычных двигателях внутреннего сгорания, окислителем служит кислород атмосферы.
В случае двухкомпонентного топлива обе жидкости по отдельным трубопроводам подаются в камеру сгорания, где и происходит процесс горения, т. е. окисления горючего кислородом окислителя. При этом выделяется большое количество тепла, вследствие чего газообразные продукты сгорания приобретают высокую температуру.
Наряду с двухкомпонентными топливами существуют и так называемые однокомпонентные, или унитарные, топлива, т. е. топлива, представляющие собой одну жидкость. Однокомпонентным топливом может служить либо смесь двух веществ, реагирующих лишь в определенных условиях, которые создаются в камере, либо какое-нибудь химическое вещество, при некоторых условиях, обычно в присутствии соответствующего катализатора, разлагающееся с выделением тепла. Таким однокомпонентным топливом является, например, высоко-концентрированная (крепкая) перекись водорода.
Перекись водорода в качестве однокомпонентного топлива имеет лишь ограниченное применение. Это объясняется тем, что при реакции разложения перекиси водорода с образованием паров воды и газообразного кислорода выделяется лишь сравнительно небольшое количество тепла. Вследствие этого скорость истечения оказывается относительно невысокой, практически она не превышает 1200 м/сек. Так как температура реакции разложения невелика (около 500° С), то такую реакцию обычно называют «холодной», в отличие от реакций со сгоранием, хотя бы с той же перекисью водорода в качестве окислителя, когда температура бывает в несколько раз больше («горячие» реакции). Мы потом познакомимся со случаями использования «холодной» реакции разложения перекиси водорода.
Практически все существующие жидкостно-реактивные двигатели работают на двухкомпонентном топливе. Однокомпонентные топлива не применяются, так как при значительной теплотворной способности, большей чем 800 кал/кг, они взрывоопасны. Состав топлива, т. е. выбор определенной пары «горючее-окислитель», может быть при этом самым различным, хотя в настоящее время предпочтение отдается нескольким определенным комбинациям, получившим наиболее широкое применение. Вместе с тем производятся энергичные поиски лучших топлив для ЖРД, и в этом отношении действительно имеются огромные возможности.
Применяемые в настоящее время двухкомпонентные топлива обычно делятся на самореагирующие, или самовоспламеняющиеся, и несамореагирующие, или топлива принудительного зажигания. Самовоспламеняющееся топливо, как показывает само название, состоит из таких компонентов «горючее — окислитель», которые при смешении их в камере сгорания двигателя самовоспламеняются. Реакция горения начинается сразу же после соприкосновения обоих компонентов и идет до полного израсходования одного из них. Несамовоспламеняющееся топливо требует специальных приспособлений для воспламенения смеси, т. е. для начала реакции горения. Эти запальные приспособления — впрыск каких-нибудь самовоспламеняющихся жидкостей, различные пиротехнические запалы, для сравнительно маломощных двигателей — электрическое зажигание и другие, — необходимы, однако, только при запуске двигателя, так как затем новые порции топлива, поступающего в камеру сгорания, воспламеняются от уже существующего в камере постоянного очага горения или, как говорят, факела пламени.
В настоящее время применяются как самовоспламеняющиеся, так и несамовоспламеняющиеся топлива и отдать предпочтение какому-либо одному из этих двух видов затруднительно, так как обоим типам топлива свойственны серьезные недостатки.
Несамовоспламеняющиеся топлива представляют большую опасность в эксплоатации, так как из-за неполадок в зажигании при запуске двигателя или возможных перебоев в горении при его работе, в камере сгорания даже за доли секунды накапливаются большие количества топлива. Это топливо, представляющее собой сильно взрывчатую смесь, затем воспламеняется, что чаще всего ведет к взрыву и катастрофе.
С другой стороны, известные самовоспламеняющиеся топлива обычно менее калорийны, чем несамовоспламеняющиеся. Кроме того, они должны применяться совместно с добавочными веществами, обеспечивающими энергичное начало и дальнейшее протекание реакции горения. Эти добавочные вещества, так называемые инициирующие вещества и катализаторы, добавляемые либо к окислителю, либо к горючему, усложняют эксплоатацию топлива, так как оно становится при этом неоднородным (приходится считаться с расслаиванием и другими свойствами неоднородных жидкостей). Пожалуй, наибольшим недостатком этих топлив является пожарная опасность при их эксплоатации. При малейшей течи компонентов топлива на самолете или ракете может возникнуть пожар, так как компоненты при смешении воспламеняются.
Мы упомянем лишь о наиболее распространенных топливах. В качестве окислителя в настоящее время наиболее часто применяются жидкий кислород и азотная кислота; применялась также перекись водорода. Каждый из этих окислителей имеет свои достоинства и недостатки. Жидкий кислород обладает тем преимуществом, что является 100%-ным окислителем, т. е. не содержит в себе балластного вещества, не принимающего участия в горении (что имеет место для других двух окислителей), вследствие чего для сгорания того же количества горючего жидкого кислорода требуется по весу меньше, чем других окислителей. Одним из недостатков кислорода является то, что он при обычной температуре, как известно, находится в газообразном состоянии, вследствие чего для сжижения его приходится охлаждать до температуры минус 183°С и хранить в специальных сосудах, типа дьюаровских, таких, например, какие применяются в термосах. Даже в таких сосудах кислород быстро испаряется, до 5% в день. Перекись водорода, применявшаяся в качестве окислителя, имела очень высокую концентрацию, до 90%; производство перекиси такой концентрации сложно и было освоено только в связи с ее применением в качестве окислителя для ЖРД. Концентрированная перекись весьма неустойчива, т. е. разлагается при хранении, которое поэтому становится серьезной задачей — для этой цели применялись различные стабилизирующие присадки. Азотная кислота неудобна тем, что в водных растворах вызывает коррозию многих металлов (обычно она хранится в алюминиевых баках).
В качестве горючих в настоящее время чаще всего применяются погоны нефти — керосин и бензин, а также спирт. Теоретически идеальным горючим является жидкий водород, в особенности с жидким кислородом в качестве окислителя, но его не применяют, так как такое топливо представляет большую опасность и его трудно хранить, а также потому, что жидкий водород имеет очень небольшой удельный вес (он почти в 15 раз легче воды), вследствие чего требует очень больших топливных баков.
В настоящее время наиболее часто применяют в качестве топлива для ЖРД либо керосин или бензин с азотной кислотой, либо спирт с жидким кислородом. Скорость истечения, которую обеспечивают эти топлива в современных двигателях, колеблется в пределах 2000-2500 м/сек, причем топлива с азотной кислотой дают значения, приближающиеся к нижнему из указанных пределов.
Сгорание жидкого водорода в жидком кислороде теоретически дало бы наибольшее значение скорости истечения, равное 3500 м/сек. Однако действительное значение скорости истечения при таком сгорании значительно меньше из-за различных потерь, в частности, из-за так называемой термической диссоциации, т. е. распада продуктов сгорания, который происходит при высокой температуре в камере сгорания и связан с затратой тепла.
В связи с большей калорийностью (теплотворной способностью) жидких топлив по сравнению с порохом скорость истечения газов в ЖРД получается большей, чем в пороховых двигателях, именно 2000-2500 м/сек вместо 1500-2000 м/сек. Для сравнения укажем, что при сгорании бензина в воздухе в современных воздушно-реактивных двигателях скорость истечения продуктов горения не превышает 700-800 м/сек.
Следует отметить, что применяющиеся в настоящее время топлива для ЖРД обладают серьезными недостатками, в первую очередь недостаточной калорийностью, и потому не могут считаться удовлетворительными. Подбор новых, улучшенных топлив — одна из важнейших задач совершенствования ЖРД. Однако более неотложной задачей является разработка таких конструкций ЖРД, которые позволили бы полностью использовать как лучшие из существующих, так и новые, более совершенные, топлива. Важнейшее требование, которое при этом предъявляется двигателю, это надежная работа при очень высоких температурах, развивающихся при сгорании высококалорийных топлив.
Жидкостно-реактивные двигатели применяются в настоящее время в качестве двигателей для тяжелых ракетных снарядов противовоздушной обороны, дальних и стратосферных ракет, ракетных самолетов, ракетных авиабомб, воздушных торпед и т. д. Иногда ЖРД применяются и в качестве стартовых двигателей для облегчения взлета самолетов.
Имея в виду основное назначение ЖРД, мы ознакомимся с их устройством и работой на примерах двух двигателей: одного — для дальней или стратосферной ракеты, другого — для ракетного самолета. Эти конкретные двигатели далеко не во всем являются типичными и, конечно, уступают по своим данным новейшим двигателям этого типа, но все же являются во многом характерными и дают довольно ясное представление о современном жидкостно-реактивном двигателе.
Ракеты этого типа применялись либо в качестве дальнобойного сверхтяжелого снаряда, либо для исследования стратосферы. Для военных целей они были применены немцами для бомбардировки Лондона в 1944 г. Эти ракеты имели около тонны взрывчатого вещества и дальность полета около 300 км. При исследовании стратосферы головка ракеты вместо взрывчатки несет в себе различную исследовательскую аппаратуру и обычно имеет приспособление для отделения от ракеты и спуска на парашюте. Высота подъема ракеты 150-180 км.
Внешний вид такой ракеты представлен на фиг. 26, а ее разрез на фиг. 27. Фигуры людей, стоящих рядом с ракетой, дают представление о внушительных размерах ракеты: ее общая длина равна 14 м, диаметр около 1,7 м, а по оперению около 3,6 м, вес снаряженной ракеты со взрывчаткой — 12,5 тонны.
Ракета движется с помощью жидкостно-реактивного двигателя, расположенного в ее задней части. Общий вид двигателя показан на фиг. 28. Двигатель работает на двухкомпонентном топливе — обычном винном (этиловом) спирте 75%-ной крепости и жидком кислороде, которые хранятся в двух отдельных больших баках, как это показано на фиг. 27. Запас топлива на ракете — около 9 тонн, что составляет почти 3/4 общего веса ракеты, да и по объему топливные баки составляют большую часть всего объема ракеты. Несмотря на такое огромное количество топлива его хватает всего только на 1 минуту работы двигателя, так как двигатель расходует больше 125 кг топлива в секунду.
 Фиг. 27. Разрез ракеты дальнего действия. |
Количество обоих компонентов топлива, спирта и кислорода, рассчитывается так, чтобы они выгорали одновременно. Так как для сгорания 1 кг спирта в данном случае расходуется около 1,3 кг кислорода, то бак для горючего вмещает примерно 3,8 тонны спирта, а бак для окислителя — около 5 тонн жидкого кислорода1. Таким образом даже в случае применения спирта, который требует для сгорания значительно меньше кислорода, чем бензин или керосин, заполнение обоих баков одним только горючим (спиртом) при использовании атмосферного кислорода увеличило бы продолжительность работы двигателя в два-три раза. Вот к чему приводит необходимость иметь окислитель на борту ракеты.
1 Для полного сгорания 1 кг спирта потребовалось бы свыше 2 кг кислорода. В некоторых случаях соотношение весов кислорода и спирта на ракете отвечало расходу 1,2 кг кислорода на 1 кг спирта.
Невольно возникает вопрос: как же ракета покрывает расстояние в 300 км, если двигатель работает всего только 1 минуту? Объяснение этому дает фиг. 33, на которой представлена траектория полета ракеты, а также указано изменение скорости вдоль траектории.
Запуск ракеты осуществляется после установки ее в вертикальное положение с помощью легкого пускового устройства, как это видно на фиг. 26. После запуска ракета вначале поднимается почти вертикально, а по истечении 10-12 секунд полета начинает отклоняться от вертикали и под действием рулей, управляемых гироскопами, движется по траектории, близкой к дуге окружности. Такой полет длится все время, пока работает двигатель, т. е. примерно в течение 60 сек.
Когда скорость достигает расчетной величины, приборы управления выключают двигатель; к этому моменту в баках ракеты почти не остается топлива. Высота ракеты к моменту окончания работы двигателя равняется 35-37 км, а ось ракеты составляет с горизонтом угол в 45° (этому положению ракеты соответствует точка А на фиг. 29).
Такой угол возвышения обеспечивает максимальную дальность в последующем полете, когда ракета движется по инерции, подобно артиллерийскому снаряду, который вылетел бы из орудия, обрез ствола которого находится на высоте 35-37 км. Траектория дальнейшего полета близка к параболе, а общее время полета равно приблизительно 5 мин. Максимальная высота, которой достигает при этом ракета, составляет 95-100 км, стратосферные же ракеты достигают значительно больших высот, более 150 км. На фотографиях, сделанных с этой высоты аппаратом, установленным на ракете, уже отчетливо видна шарообразность земли.
Интересно проследить, как изменяется скорость полета по траектории. К моменту выключения двигателя, т. е. после 60 секунд полета, скорость полета достигает наибольшего значения и равна примерно 5500 км/час, т. е. 1525 м/сек. Именно в этот момент мощность двигателя становится также наибольшей, достигая для некоторых ракет почти 600.000 л. с.! Дальше под воздействием силы тяжести скорость ракеты уменьшается, а после достижения наивысшей точки траектории по той же причине снова начинает расти до тех пор, пока ракета не войдет в плотные слои атмосферы. В течение всего полета, кроме самого начального участка — разгона, — скорость ракеты значительно превышает скорость звука, средняя скорость по всей траектории составляет примерно 3500 км/час и даже на землю ракета падает со скоростью, в два с половиной раза превышающей скорость звука и равной 3000 км/час. Это значит, что мощный звук от полета ракеты доносится лишь после ее падения. Здесь уже не удастся уловить приближение ракеты с помощью звукоулавливателей, обычно применяющихся в авиации или морском флоте, для этого потребуются совсем другие методы. Такие методы основаны на применении вместо звука радиоволн. Ведь радиоволна распространяется со скоростью света — наибольшей скоростью, возможной на земле. Эта скорость, равная 300 000 км/сек, конечно, более чем достаточна, чтобы отметить приближение самой быстролетящей ракеты.
С большой скоростью полета ракет связана еще одна проблема. Дело в том, что при больших скоростях полета в атмосфере, вследствие торможения и сжатия воздуха, набегающего на ракету, температура ее корпуса сильно повышается. Расчет показывает, что температура стенок описанной выше ракеты должна достигать 1000-1100° С. Испытания показали, правда, что в действительности эта температура значительно меньше из-за охлаждения стенок путем теплопроводности и излучения, но все же она достигает 600-700°С, т. е. ракета нагревается до красного каления. С увеличением скорости полета ракеты температура ее стенок будет быстро расти и может стать серьезным препятствием для дальнейшего роста скорости полета. Вспомним, что метеориты (небесные камни), врывающиеся с огромной скоростью, до 100 км/сек, в пределы земной атмосферы, как правило, «сгорают», и то, что мы принимаем за падающий метеорит («падающую звезду») есть в действительности только сгусток раскаленных газов и воздуха, образующийся в результате движения метеорита с большой скоростью в атмосфере1. Поэтому полеты с весьма большими скоростями возможны лишь в верхних слоях атмосферы, где воздух разрежен, или за ее пределами. Чем ближе к земле, тем меньше допустимые скорости полета.
 Фиг. 30. Схема устройства двигателя ракеты. |
Схема двигателя ракеты представлена на фиг. 30. Обращает на себя внимание относительная простота этой схемы по сравнению с обычными поршневыми авиационными двигателями2; в особенности характерно для ЖРД почти полное отсутствие в силовой схеме двигателя движущихся частей. Основными элементами двигателя являются камера сгорания, реактивное сопло, парогазогенератор и турбонасосный агрегат для подачи топлива и система управления.
1 Обычно размеры метеоритов очень невелики, не более 1 мм. Земли достигают самые крупные метеориты, которые не успевают «сгореть» и лишь оплавляются с поверхности. Поэтому падение метеорита на землю сравнительно редкое явление.
2 Конечно, речь может итти только о простоте схемы двигателя ракеты по сравнению с поршневым двигателем. По сравнению с другими ЖРД этот двигатель вовсе не отличается большой простотой. В конструкции двигателя немало весьма сложных элементов, в особенности в системе управления и регулирования.
В камере сгорания происходит сгорание топлива, т. е. преобразование химической энергии топлива в тепловую, а в сопле — преобразование тепловой энергии продуктов сгорания в скоростную энергию струи газов, вытекающих из двигателя в атмосферу. Как изменяется состояние газов при течении их в двигателе показано на фиг. 31.
Давление в камере сгорания равно 20-21 ата, а температура достигает 2 700° С1. Характерным для камеры сгорания является огромное количество тепла, которое выделяется в ней при сгорании в единицу времени или, как говорят, теплонапряженность камеры. В этом отношении камера сгорания ЖРД значительно превосходит все другие известные в технике топочные устройства (топки котлов, цилиндры двигателей внутреннего сгорания и другие). В данном случае в камере сгорания двигателя в секунду выделяется такое количество тепла, которое достаточно для того, чтобы вскипятить более 1,5 тонны ледяной воды! Чтобы камера сгорания при таком огромном количестве выделяющегося в ней тепла не вышла из строя, необходимо интенсивно охлаждать ее стенки, как, впрочем, и стенки сопла. Для этой цели, как это видно на фиг. 30, камера сгорания и сопло охлаждаются горючим — спиртом, который сначала омывает их стенки, а уже затем, подогретый, поступает в камеру сгорания. Эта система охлаждения, предложенная еще Циолковским, выгодна также и потому, что тепло, отведенное от стенок, не теряется и снова возвращается в камеру (такую систему охлаждения называют поэтому иногда регенеративной). Однако одного только наружного охлаждения стенок двигателя оказывается недостаточно, и для понижения температуры стенок одновременно применяется охлаждение их внутренней поверхности. Для этой цели стенки в ряде мест имеют небольшие сверления, расположенные в нескольких кольцевых поясах, так что через эти отверстия внутрь камеры и сопла поступает спирт (около 1/10 от общего его расхода). Холодная пленка этого спирта, текущего и испаряющегося на стенках, предохраняет их от непосредственного соприкосновения с пламенем факела и тем снижает температуру стенок. Несмотря на то, что температура газов, омывающих изнутри стенки, превышает 2500° С, температура внутренней поверхности стенок, как показали испытания, не превышает 1 000°С.
1 По другим данным давление равно 15-16 ата, а температура 2400— 2500° С.
|  Фиг. 31. Изменение состояния газов в двигателе. |
Топливо подается в камеру сгорания через 18 горелок-форкамер, расположенных на ее торцевой стенке. Кислород поступает внутрь форкамер через центральные форсунки, а спирт, выходящий из рубашки охлаждения, — через кольцо маленьких форсунок вокруг каждой форкамеры. Таким образом обеспечивается достаточно хорошее перемешивание топлива, необходимое для осуществления полного сгорания за то очень короткое время пока топливо находится в камере сгорания (сотые доли секунды).
Реактивное сопло двигателя изготовлено из стали. Его форма, как это хорошо видно на фиг. 30 и 31, представляет собой сначала сужающуюся, а потом расширяющуюся трубу (так называемое сопло Лаваля). Как указывалось ранее, такую же форму имеют сопла и пороховых ракетных двигателей. Чем объясняется такая форма сопла? Как известно, задачей сопла является обеспечение полного расширения газа с целью получения наибольшей скорости истечения. Для увеличения скорости течения газа по трубе ее сечение должно вначале постепенно уменьшаться, что имеет место и при течении жидкостей (например, воды). Скорость движения газа будет увеличиваться, однако, только до тех пор, пока она не станет равной скорости распространения звука в газе. Дальнейшее увеличение скорости в отличие от жидкости станет возможным только при расширении трубы; это отличие течения газа от течения жидкости связано с тем, что жидкость несжимаема, а объем газа при расширении сильно увеличивается. В горловине сопла, т. е. в наиболее узкой его части, скорость течения газа всегда равна скорости звука в газе, в нашем случае около 1000 м/сек. Скорость же истечения, т. е. скорость в выходном сечении сопла, равна 2100— 2200 м/сек (таким образом удельная тяга составляет примерно, 220 кг сек/кг).
Подача топлива из баков в камеру сгорания двигателя осуществляется под давлением с помощью насосов, имеющих привод от турбины и скомпонованных вместе с нею в единый турбонасосный агрегат, как это видно на фиг. 30. В некоторых двигателях подача топлива осуществляется под давлением, которое создается в герметических топливных баках с помощью какого-либо инертного газа — например, азота, хранящегося под большим давлением в специальных баллонах. Такая система подачи проще насосной, но, при достаточно большой мощности двигателя, получается более тяжелой. Однако и при насосной подаче топлива в описываемом нами двигателе баки, как кислородный, так и спиртовой, находятся под некоторым избыточным давлением изнутри для облегчения работы насосов и предохранения баков от смятия. Это давление (1,2-1,5 ата) создается в спиртовом баке воздухом или азотом, в кислородном — парами испаряющегося кислорода.
Оба насоса — центробежного типа. Турбина, приводящая насосы, работает на парогазовой смеси, получающейся в результате разложения перекиси водорода в специальном парогазогенераторе. В этот парогазогенератор из особого бачка подается перманганат натрия, который является катализатором, ускоряющим разложение перекиси водорода. При запуске ракеты перекись водорода под давлением азота поступает в парогазогенератор, в котором начинается бурная реакция разложения перекиси с выделением паров воды и газообразного кислорода (это так называемая «холодная реакция», применяющаяся иногда и для создания тяги, в частности, в стартовых ЖРД). Парогазовая смесь, имеющая температуру около 400°С и давление свыше 20 ата, поступает на колесо турбины и затем выбрасывается в атмосферу. Мощность турбины затрачивается полностью на привод обоих топливных насосов. Эта мощность не так уже мала — при 4000 об/мин колеса турбины она достигает почти 500 л. с.
Так как смесь кислорода со спиртом не является самореагирующим топливом, то для начала горения необходимо предусмотреть какую-либо систему зажигания. В двигателе воспламенение осуществляется с помощью специального запала, образующего факел пламени. Для этой цели применялся обычно пиротехнический запал (твердый воспламенитель типа пороха), реже использовался жидкий воспламенитель.
Запуск ракеты осуществляется следующим образом. Когда запальный факел поджигается, то открывают главные клапаны, через которые в камеру сгорания поступают самотеком из баков спирт и кислород. Управление всеми клапанами в двигателе осуществляется с помощью сжатого азота, хранящегося на ракете в батарее баллонов высокого давления. Когда начинается горение топлива, то находящийся на расстоянии наблюдатель с помощью электрического контакта включает подачу перекиси водорода в парогазогенератор. Начинает работать турбина, которая приводит насосы, подающие спирт и кислород в камеру сгорания. Тяга растет и когда она становится больше веса ракеты (12-13 тонн), то ракета взлетает. От момента зажигания запального факела до того, как двигатель разовьет полную тягу, проходит всего 7-10 секунд.
При запуске очень важно обеспечить строгий порядок поступления в камеру сгорания обоих компонентов топлива1. В этом заключается одна из важных задач системы управления и регулирования двигателя. Если в камере сгорания накапливается один из компонентов (поскольку задерживается поступление другого), то обычно вслед за этим происходит взрыв, при котором двигатель часто выходит из строя. Это, наряду со случайными перерывами в горении, является одной из наиболее частых причин катастроф при испытаниях ЖРД.
1 В описываемом двигателе вначале подается кислород, а затем спирт.
Обращает на себя внимание ничтожный вес двигателя по сравнению с развиваемой им тягой. При весе двигателя меньше 1000 кг тяга составляет 25 тонн, так что удельный вес двигателя, т. е. вес, приходящийся на единицу тяги, равен всего только 
Для сравнения укажем, что обычный поршневой авиационный двигатель, работающий на винт, имеет удельный вес 1-2 кг/кг, т. е. в несколько десятков раз больше. Важно также то, что удельный вес ЖРД не изменяется при изменении скорости полета, тогда как удельный вес поршневого двигателя быстро растет с ростом скорости.
 Фиг. 32. Проект ЖРД с регулируемой тягой. 1 — передвижная игла; 2 — механизм передвижения иглы; 3 — подача горючего; 4 — подача окислителя. |
Основное требование, предъявляемое к авиационному жидкостно-реактивному двигателю — возможность изменять развиваемую им тягу в соответствии с режимами полета самолета, вплоть до остановки и повторного запуска двигателя в полете. Наиболее простой и распространенный способ изменения тяги двигателя заключается в регулировании подачи топлива в камеру сгорания, вследствие чего изменяется давление в камере и тяга. Однако этот способ невыгоден, так как при уменьшении давления в камере сгорания, понижаемого в целях уменьшения тяги, уменьшается доля тепловой энергии топлива, переходящая в скоростную энергию струи. Это приводит к увеличению расхода топлива на 1 кг тяги, а следовательно, и на 1 л. с. мощности, т. е. двигатель при этом начинает работать менее экономично. Для уменьшения этого недостатка авиационные ЖРД часто имеют вместо одной от двух до четырех камер сгорания, что позволяет при работе на пониженной мощности выключать одну или несколько камер. Регулирование тяги изменением давления в камере, т. е. подачей топлива, сохраняется и в этом случае, но используется лишь в небольшом диапазоне до половины тяги отключаемой камеры. Наиболее выгодным способом регулирования тяги ЖРД было бы изменение проходного сечения его сопла при одновременном уменьшении подачи топлива, так как при этом уменьшение секундного количества вытекающих газов достигалось бы при сохранении неизменным давления в камере сгорания, а, значит, и скорости истечения. Такое регулирование проходного сечения сопла можно было бы осуществить, например, с помощью передвижной иглы специального профиля, как это показано на фиг. 32, изображающей проект ЖРД с регулируемой таким способом тягой.
На фиг. 33 представлен однокамерный авиационный ЖРД, а на фиг. 34 — такой же ЖРД, но с добавочной небольшой камерой, которая используется на крейсерском режиме полета, когда требуется небольшая тяга; основная камера при этом отключается совсем. На максимальном режиме работают обе камеры, причем большая развивает тягу в 1700 кг, а малая — 300 кг, так что общая тяга составляет 2000 кг. В остальном двигатели по конструкции аналогичны.
Двигатели, изображенные на фиг. 33 и 34, работают на самовоспламеняющемся топливе. Это топливо состоит из перекиси водорода в качестве окислителя и гидразин-гидрата1 в качестве горючего, в весовом соотношении 3:1. Точнее, горючее представляет собой сложный состав, состоящий из гидразин-гидрата, метилового спирта и солей меди в качестве катализатора, обеспечивающего быстрое протекание реакции (применяются и другие катализаторы). Недостатком этого топлива является то, что оно вызывает коррозию частей двигателя.
1 Азотистоводородное соединение.
Вес однокамерного двигателя составляет 160 кг, удельный вес равен 
на килограмм тяги. Длина двигателя — 2,2 м. Давление в камере сгорания — около 20 ата. При работе на минимальной подаче топлива для получения наименьшей тяги, которая равна 100 кг, давление в камере сгорания уменьшается до 3 ата. Температура в камере сгорания достигает 2500° С, скорость истечения газов около 2100 м/сек. Расход топлива равен 8 кг/сек, а удельный расход топлива составляет 15,3 кг топлива на 1 кг тяги в час.
 Фиг. 33. Однокамерный ЖРД для ракетного самолета |
 Фиг. 34. Двухкамерный авиационный ЖРД. |
 Фиг. 35. Схема подачи топлива в авиационном ЖРД. |
Схема подачи топлива в двигатель представлена на фиг. 35. Как и в двигателе ракеты, подача горючего и окислителя, хранящихся в отдельных баках, производится под давлением около 40 ата насосами, имеющими привод от турбинки. Общий вид турбонасосного агрегата показан на фиг. 36. Турбинка работает на паро-газовой смеси, которая, как и раньше, получается в результате разложения перекиси водорода в парогазогенераторе, который в этом случае наполнен твердым катализатором. Горючее до поступления в камеру сгорания охлаждает стенки сопла и камеры сгорания, циркулируя, в специальной охлаждающей рубашке. Изменение подачи топлива, необходимое для регулирования тяги двигателя в процессе полета, достигается изменением подачи перекиси водорода в парогазогенератор, что вызывает изменение оборотов турбинки. Максимальное число оборотов турбинки равно 17 200 об/мин. Запуск двигателя осуществляется с помощью электромотора, приводящего во вращение турбонасосный агрегат.
 Фиг. 36. Турбонасосный агрегат авиационного ЖРД. 1 — шестерня привода от пускового электромотора; 2 — насос для окислителя; 3 — турбина; 4 — насос для горючего; 5 — выхлопной патрубок турбины. |
На фиг. 37 показана схема установки однокамерного ЖРД в хвостовой части фюзеляжа одного из опытных ракетных самолетов.
Назначение самолетов с жидкостно-реактивными двигателями определяется свойствами ЖРД — большой тягой и, соответственно, большой мощностью на больших скоростях полета и больших высотах и малой экономичностью, т. е. большим расходом топлива. Поэтому ЖРД обычно устанавливаются на военных самолетах — истребителях-перехватчиках. Задача такого самолета — при получении сигнала о приближении самолетов противника быстро взлететь и набрать большую высоту, на которой обычно летят эти самолеты, а затем, используя свое преимущество в скорости полета, навязать противнику воздушный бой. Общая продолжительность полета самолета с жидкостно-реактивным двигателем определяется запасом топлива на самолете и составляет 10-15 минут1, поэтому эти самолеты обычно могут совершать боевые операции лишь в районе своего аэродрома.
 Фиг. 37. Схема установки ЖРД на самолете. |
1 При работе двигателя на полной мощности даже 4-5 мин.
На фиг. 38 показан истребитель-перехватчик с описанным выше ЖРД. Размеры этого самолета, как и других самолетов этого типа, обычно невелики. Полный вес самолета с топливом составляет 5100 кг; запаса топлива (свыше 2,5 тонны) хватает только на 4,5 минуты работы двигателя на полной мощности. Максимальная скорость полета — свыше 950 км/час; потолок самолета, т. е. максимальная высота, которой он может достигнуть, — 16 000 м. Скороподъемность самолета характеризуется тем, что за 1 минуту он может подняться с 6 до 12 км.
На фиг. 39 показано устройство другого самолета с ЖРД; это — опытный самолет, построенный для достижения скорости полета, превышающей скорость звука (т. е. 1200 км/час у земли). На самолете, в задней части фюзеляжа, установлен ЖРД,
имеющий четыре одинаковых камеры с общей тягой 2720 кг. Длина двигателя 1400 мм, максимальный диаметр 480 мм, вес 100 кг. Запас топлива на самолете, в качестве которого используются спирт и жидкий кислород, составляет 2360 л.
Внешний вид этого двигателя показан на фиг. 40.
Наряду с основным применением ЖРД в качестве двигателей для дальних ракет и ракетных самолетов они применяются в настоящее время и в ряде других случаев.
Довольно широкое применение получили ЖРД в качестве двигателей тяжелых ракетных снарядов1, подобных представленному на фиг. 41. Двигатель этого снаряда может служить примером простейшего ЖРД. Подача топлива (бензин и жидкий кислород) в камеру сгорания этого двигателя производится под давлением нейтрального газа (азота). На фиг. 42 показана схема тяжелой ракеты, применявшейся в качестве мощного зенитного снаряда; на схеме приведены габаритные размеры ракеты.
1 Эти снаряды обычно наводятся на цель по радио, имеют устройства для самонаведения, радиовзрыватели и другие приспособления для повышения их эффективности.
Применяются ЖРД и в качестве стартовых авиационных двигателей. В этом случае иногда используется низкотемпературная реакция разложения перекиси водорода, отчего такие двигатели называют «холодными».
Имеются случаи применения ЖРД в качестве ускорителей для самолетов, в частности, самолетов с турбореактивными двигателями. Насосы подачи топлива з этом случае приводятся иногда от вала турбореактивного двигателя.
ЖРД применяются наряду с пороховыми двигателями также для старта и разгона летающих аппаратов (или их моделей) с прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Как известно, эти двигатели развивают очень большую тягу при высоких скоростях полета, больших скорости звука, но вовсе не развивают тяги при взлете.
Наконец, следует упомянуть еще об одном применении ЖРД, имеющем место в последнее время. Для изучения поведения самолета при большой скорости полета, приближающейся к скорости звука и превышающей ее, требуется проведение серьезной и дорогостоящей исследовательской работы. В частности, требуется определение сопротивления крыльев самолета (профилей), которое обычно производится в специальных аэродинамических трубах. Для создания в таких трубах условий, соответствующих полету самолета на большой скорости, приходится иметь силовые установки очень большой мощности для привода вентиляторов, создающих поток в трубе. Вследствие этого сооружение и эксплоатация труб для проведения испытания при сверхзвуковых скоростях требуют огромных затрат.
В последнее время, наряду со строительством сверхзвуковых труб, задача исследования различных профилей крыльев скоростных самолетов, как, кстати сказать, и испытания прямоточных ВРД, решается также с помощью жидкостно-реактивных
 Фиг. 42. Схема устройства мощного зенитного снаряда с ЖРД. 7 — боевая головка; 2 — баллон со сжатым азотом; 3 — бак с окислителем; 4 — бак с горючим; 5 — жидкостно-реактивный двигатель. |
По другому способу сооружается специальная ракетная тележка, передвигающаяся по рельсам с помощью ЖРД. Результаты испытания профиля, установленного на такой тележке
Ракетные двигатели часто называют двигателями будущего. Многие свойства ракетных двигателей действительно дают основание для такого заявления. Следует иметь в виду, что несмотря на многовековую известность принципа движения с помощью прямой реакции ракетные двигатели по— существу находятся на самой заре своего развития.
Каково же будущее этих двигателей, как мы его можем себе представить на основании знаний сегодняшнего дня?
Важнейшим направлением в усовершенствовании ракетных двигателей является подыскание новых топлив, обеспечивающих большую удельную тягу, т. е. большую скорость истечения газов. Во всем мире ведутся интенсивнейшие исследования в этой области, причем результаты этих работ имеют большое военное значение, как, впрочем, и все работы по ЖРД. Родоначальник ракетной техники К. Э. Циолковский в своих работах также уделял много внимания выбору топлива для ракетного двигателя, причем некоторые из его указаний не потеряли своего значения и до сих пор. Много новых путей в этом направлении указали талантливые русские исследователи Ю. В. Кондратюк и Ф. А. Цандер.
Ближайшей задачей является подыскание жидких топлив, обеспечивающих большую скорость истечения и, следовательно, удельную тягу.
Новые возможности открылись бы при использовании некоторых металлов — алюминия, магния и других — в качестве горючего, причем можно было бы использовать теплоту реакции их окисления, т. е. соединения с кислородом, или же реакции соединения с фтором1, которая сопровождаемся выделением большого количества тепла.
1 Элемент из так называемой группы галлоидов, в которую помимо фтора входят хлор, иод, бром.
Большие заслуги в области исследования вопроса о применении металлов в качестве горючего для ракетных двигателей и сама идея о таком использовании металлов принадлежат рано умершему советскому ученому Цандеру. Цандер показал также, что решение этой проблемы значительно подвинуло бы вперед дело создания космического ракетного корабля, так как позволило бы использовать часть металлической конструкции самой ракеты в качестве горючего. Это, естественно, увеличило бы конечную скорость корабля, так как означало бы увеличение отбрасываемой массы и уменьшение конечной массы ракеты. Цандер предложил несколько конструкций ракеты, в которых реализовывалось это предложение. Он же произвел с этой целью первые успешные опыты по сжиганию металлов. На первом этапе, очевидно, металлическое горючее будет применяться не в чистом виде, а в качестве суспензий (взвесей) металлической пыли в обычных горючих. На фиг. 44 показан ЖРД, проходящий
Совершенно новые возможности открыло бы применение однокомпонентного, так называемого атомарного топлива. Дело в том, что для разложения молекул разных веществ на атомы обычно приходится затрачивать большое количество тепла или другой энергии (например электрической), а при обратном соединении атомов в молекулы это количество тепла снова выделяется. Так, молекулы водорода, как известно, состоящие из двух атомов, можно расщепить с образованием атомарного водорода пропусканием водорода через вольтову дугу. Сразу же вслед за этим атомы водорода вновь соединяются в молекулы с выделением большого количества тепла, вследствие чего водород приобретает весьма высокую температуру. Этот процесс используется в так называемой атомно-водородной сварке. Если бы можно было воспользоваться атомарным водородом в качестве топлива для ракетных двигателей, то можно было бы получить исключительно большие скорости истечения, достигающие 10 000 м/сек, т. е. в четыре-пять раз больше существующих скоростей. Другим преимуществом этого топлива является то, что при его использовании нет нужды во втором компоненте — окислителе. Использование атомарного водорода означало бы по существу использование электрической энергии для создания тяги, так как разложение молекул водорода на атомы происходит при затрате электрической энергии. Однако практически использовать атомарный водород в качестве топлива в ракетном двигателе пока не удается, так как соединение атомов водорода в молекулы происходит сразу же, через сотые доли секунды, после их расщепления в вольтовой дуге. Очевидно, что сначала надо найти способ сохранения атомарного водорода, либо способ расщепления молекул водорода в самой камере сгорания, например, с использованием для этой цели атомной (ядерной) энергии. Имея в виду, что жидкий водород имеет очень небольшой удельный вес (около 0,07), вследствие чего для его хранения потребовались бы баки большого объема, могло бы оказаться целесообразным применение в качестве атомарного топлива других, более плотных, веществ. Например, можно было бы применить обычную воду, каждая молекула которой, как известно, состоит из двух атомов водорода и одного атома кислорода. Удельная тяга при этом была бы, правда, ниже, чем в случае атомарного водорода и составила примерно 3/4 от последней.
Усовершенствование существующих конструкций ЖРД обычно характеризуется увеличением давления в камере сгорания от 15—20 ата, принятых в настоящее время, до 30—50 и более, вплоть до 100 ата, так как при этом уменьшаются размеры и улучшается работа двигателя.
Увеличение абсолютных значений тяги, т. е. мощности существующих ЖРД, не встречает принципиальных трудностей. Двигатели с тягой в 50 и даже 100 тонн могут быть созданы уже при современном уровне техники. Так, на фиг. 46 показана фотография камеры сгорания (с змеевиком охлаждения) опытного 100-тонного двигателя. Разрез модели двигателя с такой системой охлаждения показан на фиг. 47.
Одним из чрезвычайно серьезных условий дальнейшего развития ЖРД является улучшение охлаждения стенок камеры сгорания и сопла, а также подыскание для них более жаростойких материалов; без этого невозможно дальнейшее повышение температуры газов в камере сгорания, а следовательно, и удельной тяги двигателя. Одним из перспективных методов охлаждения является сравнительно новый способ, получивший название «охлаждения выпотеванием». В этом случае стенки изготовляются из пористого материала и через эти мельчайшие поры продавливается снаружи внутрь камеры или сопла вода или иная охлаждающая жидкость либо газ (например, азот), которые затем образуют защитный слой на внутренней поверхности стенки (эта поверхность как бы «потеет»). Температура стенки при этом способе охлаждения оказывается значительно более низкой, чем при других известных способах.
Наконец, следует указать и на те огромные перспективы, которые открывает возможность применения в ракетных двигателях энергии, выделяемой при распаде атомов — ядерной энергии. Правда, непосредственная скоростная энергия частиц, вылетающих с огромной скоростью (около 30 000 км/сек!) из атомов при их распаде вряд ли будет использована. Вероятнее всего, будет использована тепловая энергия, выделяющаяся в «атомном котле»; как известно, эта энергия в миллионы раз больше тепла, выделяющегося при сгорании. В этом случае специальные атомные реакторы могли бы заменить камеру сгорания ракетного двигателя, повышая температуру какого-нибудь рабочего тела, которое уже и будет создавать реактивную тягу, вытекая с огромной скоростью из двигателя в атмосферу. В качестве такого рабочего тела целесообразно применить вещества с малым молекулярным весом. При прочих равных условиях эти вещества вытекают из двигателя с большей скоростью; идеальным в этом отношении был бы водород, теоретическая скорость истечения которого при температуре 3700° С равна 7000 м/сек. Одним из чрезвычайно серьезных препятствий в применении атомной энергии для ракетных двигателей, как и для других авиационных двигателей, является необходимость защиты экипажа ракетного корабля от вредного действия радиоактивного излучения, сопровождающего распад ядер атомов. Для беспилотных ракет это препятствие, очевидно, отпадает.
Какие же возможности открывает, применение новых, усовершенствованных ракетных двигателей?
Прежде всего нужно подчеркнуть, что и в настоящее время использованы далеко не все возможности существующих ракетных двигателей. Взглянем на фиг. 48, на которой показаны траектории полета различных ракет. Первая кривая представляет собой траекторию полета исходной ракеты {такую же, как на фиг. 29). В качестве исходной ракеты принята ракета, изображенная на фиг. 26 и 27; двигатель ее был нами подробно описан. Вторая кривая показывает траекторию полета той же ракеты, но снабженной крыльями, как у самолета. Только из-за этого дальность полета ракеты увеличивается с 290—300 до 550—560 км.
Значительно большие возможности открывает применение так называемых составных ракет, т. е. комбинаций из двух или большего числа обычных ракет. После выгорания топлива в одной из таких ракет она автоматически отделяется, а оставшиеся ракеты продолжают дальнейший полет. Затем начинает работать двигатель следующей ракеты, которая потом также отделяется, и т. д. (фиг. 49). Идея использования таких составных ракет принадлежит Циолковскому, который называл их «ракетными поездами». Легко видеть, что конечная скорость последней из ракет, составляющих такой «поезд», будет больше, чем
 Фиг. 48. Траектории полета различных ракет. 1 — исходная ракета; 2 — исходная ракета с крыльями; 3 — составная ракета (1-й вариант); 4 — составная ракета (2-й вариант). |
Третья и четвертая кривые на фиг. 48 отвечают составной ракете, состоящей из двух ракет. Одна из этих ракет, задняя, т. е. отделяющаяся после того, как ее двигатель выработает все топливо, представляет собой большую бескрылую ракету с тягой около 180 тонн. Другая ракета, продолжающая полет, такая же, как и крылатая ракета, описанная выше. Общая длина такой составной ракеты (фиг. 50) превышает 30 м, а вес равен почти 100 тонн, из них около 2/3 составляет топливо.
Полет составной ракеты можно осуществить разными способами. Третья кривая соответствует тому случаю, когда составная ракета вначале поднимается вертикально вверх, причем этот подъем длится до тех пор, пока двигатель задней бескрылой ракеты не остановится из-за выгорания всего топлива этой ракеты. После этого задняя ракета автоматически отделяется и опускается с помощью парашюта на землю, и начинает работать двигатель второй, крылатой, ракеты. Эта ракета совершает горизонтальный полет на постоянной высоте, равной примерно 24 км, со скоростью 2600 км/час, так что общая дальность полета составляет около 2500 км, а его продолжительность 70 минут.
По другому варианту (четвертая кривая) крылатая ракета после отделения бескрылой продолжает набор высоты. После остановки двигателя этой ракеты из-за выработки топлива она совершает свободный полет, полого планируя с помощью крыльев в нижних, более плотных слоях атмосферы. В этом случае ракета достигает высоты около 300 км, причем она покрывает за 45 минут расстояние немногим менее 5000 км. При таком полете будет развиваться скорость свыше 12 000 км/час, что значительно превышает максимальные скорости, достигнутые в настоящее время.
Обращает на себя внимание исключительно большое влияние, оказываемое крыльями на дальность полета ракеты. Крылатые ракеты даже при современном уровне развития ракетной техники могут покрывать огромные расстояния.
Применение же улучшенных топлив, связанное со значительным увеличением удельной тяги двигателей, открывает здесь новые широчайшие возможности.
 Фиг. 49.Схема составной (тройной) ракеты |
На первый взгляд создание такого сверхдальнего ракетного самолета кажется парадоксальным. Мы ведь знаем, что ракетный двигатель потребляет очень много топлива, он неэкономичен. Поэтому в настоящее время ракетные самолеты, как было указано в предыдущем разделе, употребляются только в качестве истребителей-перехватчиков, имеющих весьма небольшую продолжительность полета и не отдаляющихся от своей базы — аэродрома. И вдруг — сверхдальний ракетный самолет. Однако противоречия здесь, конечно, нет; достаточно вспомнить сверхдальний полет составной ракеты, о которой говорилось выше. Сверхдальний полет становится возможным потому, что ракетный двигатель способен работать на любой высоте, его работа не зависит от наличия кислорода в атмосфере. Поэтому ракетный самолет может достигать чрезвычайно больших высот, а потом совершать оттуда планирующий полет на большие расстояния. Двигатель такого самолета работает лишь в течение небольшого времени, пока самолет набирает высоту, поэтому запас топлива на самолете (речь идет, конечно, о новых, улучшенных топливах с повышенной удельной тягой) оказывается достаточным. Впрочем, и весь такой сверхдальний полет длится гораздо меньше, чем дальние полеты современных самолетов, так как средняя скорость ракетного самолета при этом в десятки раз больше скорости обычного самолета. Это становится возможным благодаря тому, что весь полет происходит на очень больших высотах, где сопротивление воздуха вследствие его разреженности намного меньше, чем у земли..
Благодаря большой скорости при полете вокруг Земли, самолет будет снижаться лишь очень постепенно. Кроме того, когда будут достигнуты меньшие высоты с более плотной атмосферой, то начнет сказываться подъемная сила крыла и самолет как бы отразится от этих плотных слоев, как отражается от воды брошенный плашмя камень, и снова взмоет вверх. Совершая ряд таких затухающих колебаний, самолет окажется способным облететь вокруг Земли.
 Фиг. 50. Проект составной ракеты. I — большая бескрылая ракета (задняя); II — крылатая ракета. 1 — стабилизатор; 2 — корпус ракеты {двойные стенки служат для охлаждения); 3 — реактивное сопло; 4 — камера сгорания; 5 — бак с перекисью водорода; 6 — турбонасосный агрегат; 7 — бак с кислородом; 8 — бак со спиртом; 9 — парашют; 10 — автоматическое сцепление ракет. |
От такого дальнего ракетного самолета уже рукой подать и до космических кораблей — мечты Циолковского и его последователей. Овладение мировыми пространствами, преодоление силы земного притяжения, надо полагать, будет происходить постепенно, по мере усовершенствования ракетных двигателей и ракетных кораблей, увеличения удельной тяги, использования новых топлив и новых источников энергии, овладения техникой ракетного полета.
В качестве первого этапа можно себе представить создание ракетного корабля, способного бесконечно долго летать вокруг земли, превратившись таким образом в ее искусственного спутника. Конечно, такой полет вокруг Земли должен происходить на очень больших высотах, в 500—1000 км, во всяком случае вне пределов земной атмосферы, сопротивление которой должно быть исключено. Можно подсчитать, какова должна быть скорость ракетного корабля, чтобы он превратился в такого спутника Земли. Подсчет показывает, что эта скорость равна примерно 8 км/сек, т. е. более 28 000 км/час на границе атмосферы; с увеличением высоты эта скорость уменьшается и на высоте 8 000 км равна 4,8 км/сек. Это, конечно, огромная скорость по нашим сегодняшним представлениям, но она, как показывают расчеты, вполне достижима даже в относительно недалеком будущем.
При таком круговом полете наш ракетный корабль будет совершать свой путь вокруг Земли за 1,5—2 часа.
Затрата энергии для осуществления такого бесконечного полета вокруг Земли будет иметь место только во время набора высоты и разгона ракетного корабля до указанной скорости в 8 км/сек («скорость циркуляции»). Все это время, конечно, ракетные двигатели корабля будут работать, развивая огромную мощность. Но как только заданная скорость будет достигнута и ракетный корабль начнет свой круговой полет вокруг Земли, этот полет будет совершаться сам собой. Двигатели будут остановлены и корабль превратится в небольшое космическое тело, вращаясь вокруг Земли по тем же законам, которые управляют вращением Земли вокруг Солнца, вращением Луны вокруг Земли и т. д. Для обитателей ракетного корабля он станет такой же «Землей», «центром вселенной», как была ее «центром» наша Земля для всех людей в течение многих тысячелетий. На этом корабле не будет тяжести, день будет сменять ночь через каждый час, многое там будет необычно с точки зрения земных представлений. Все это блестяще описано Циолковским в его работах, которые следует прочесть каждому, интересующемуся ракетоплаванием1.
1 Циолковский «Труды по ракетной технике», Оборонгиз, 1947 г.
Циолковский, а после него Кондратюк, Цандер и другие исследователи серьезно рассматривали возможность использования таких искусственных «спутников» Земли для проведения научных наблюдений, не затрудняемых наличием атмосферы, а также в качестве промежуточных станций для ракетных кораблей «дальнего сообщения», совершающих перелеты с Земли на Луну и планеты солнечной системы. На этих станциях корабли могли бы пополнять запасы топлива, принимать «транзитных» пассажиров и т. д.
«Спутники» Земли могли бы быть использованы и для других целей. С их помощью можно было бы следить за передвижением облаков на очень больших площадях, что было бы ценным подспорьем службе погоды, или осуществлять точное картографирование. Можно было бы использовать «спутники» для нужд телевидения — одна передающая радиостанция могла бы обслужить телевизионной программой весь мир, если бы несколько спутников ретранслировали эту программу. Не исключена возможность, как это предполагал Циолковский, использования «спутников» для изменения климата на Земле. Для этой цели на большом числе «спутников» должны быть установлены огромные тончайшие зеркала для фокусирования неослабленных атмосферой солнечных лучей и направления их в полярные районы. Таким способом можно было бы постепенно растопить полярный лед и превратить всю нашу планету в вечно цветущий сад. В особенности удобно во всех этих целях заставлять ракету-«спутник» летать на высоте около 35 000 км, так как при этом время ее обращения вокруг Земли равнялось бы 24 часам, т. е. такой спутник «висел» бы над Землей в одной точке.
При увеличении скорости полета свыше 8 км/сек ракетный корабль станет описывать вокруг Земли не окружность, а все более вытянутый эллипс, с Землей в одном из его фокусов. Расчеты показывают, что когда скорость ракетного корабля увеличится примерно до 11 км/сек (около 40 000 км/час), то траектория корабля из эллипса превратится в параболу и наш корабль вовсе разорвет узы тяготения, связывающие его с Землей и удалится от нее в глубины мирового пространства. Уже при современном уровне развития ракетной техники можно было бы перебросить на Луну полезный груз в 50 кг (например радиолокационную установку) с помощью составной ракеты, состоящей из пяти ракет1.
1 Вес этой ракеты при взлете, по данным весьма приближенного расчета, должен был бы составлять примерно 1000 тонн.
Полностью освободиться от пленения в солнечной системе, т. е. от силы притяжения к Солнцу, и удалиться в звездный мир ракета сможет только тогда, когда скорость ее еще увеличится, превысив 16—18 км/сек. Развитие ракетной техники сделает достижение таких скоростей вполне возможным и тогда гигантские ракетные корабли понесут посланцев Земли в бескрайние просторы вселенной, которую до сих пор человеку было дано наблюдать только сквозь стекла телескопов и о строении которой можно было поэтому лишь строить различные гипотезы. Только непосредственное проникновение вглубь мировых пространств с помощью ракетных кораблей заменит эти научные предположения достоверностью истинного знания.
Мы знаем, что решить эту задачу под силу лишь сбросившему иго капитализма, свободному советскому человеку. Только науке и технике нашей социалистической отчизны по плечу дерзания такого размаха, начинания подобного масштаба. Это возможно только в нашей стране, могучей авиационной державе, родине ракетоплавания, ибо у нас наука служит народу, наша партия и правительство оказывают колоссальную помощь и поддержку всякой передовой, революционной идее в науке и технике, у нас труд ученых, исследователей, изобретателей, новаторов окружен вниманием и любовью всего советского народа.
Народ нашей родины, осуществляющий заветные мечты человечества о свободной и счастливой жизни, успешно строящий светлое здание коммунизма, строящий общество, в котором все силы человечества будут служить покорению природы и познанию ее тайн, наш советский народ осуществит и давнишнюю мечту людей, затаенную мечту многих и многих ученых и изобретателей, мечту о путешествиях по бескрайнему мировому пространству, об исследовании все новых и новых миров, где, может быть, как и на Земле, есть жизнь и живут мыслящие существа.
Введение......................... 5
1. Что такое прямая реакция................. 11
2. Свойства ракетного двигателя................ 12
Тяга ракетного двигателя.................. 18
Мощность ракетного двигателя................ 21
Экономичность ракетного двигателя.............. 26
3. Ракетный двигатель на твердом топливе (пороховой РД)..... 28
Как был создан пороховой ракетный двигатель......... 28
Как устроен и работает пороховой ракетный двигатель...... 36
4. Ракетный двигатель на жидком топливе (ЖРД)........ 45
Работы Константина Эдуардовича Циолковского......... 45
Топливо для жидкостно-реактивного двигателя......... 48
Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель..... 52
5. Будущее ракетных двигателей................. 72