В основу истории развития жидкостных ракетных двигателей в Германии могут быть положены свидетельства современников, прежде всего В. Лея, Р. Небеля и А. Шершевского, которые уже в начале 30-х годов XX в. работали над созданием истории ракетной техники. Этой же цели в качестве первоисточника может служить архив автора, содержащий протоколы испытаний, проводившихся на Берлинском «ракетодроме».
В книге В. Лея «Очерки истории ракет» [1], опубликованной в ноябре 1932 г., отмечены следующие важные даты, характеризующие развитие ракет на жидком топливе в Германии:
«— в 1923 г. профессор Г. Оберт опубликовывает основополагающую работу «Ракета в космическое пространство»
— 24 ноября 1926 г. Г. Шрейнер из Граца получает патент № 484 064 под названием «Жидкотопливная газовая ракета». Жидкое или сжиженное топливо подается в камеру сгорания с помощью поршневого насоса (или насоса другого типа).
— в июне 1927 г. М. Валье и И. Винклер создают в Бреслау «Общество межпланетных сообщений», ежемесячный журнал которого «Ракета» выходил до конца 1929 г. С 1930 г. местонахождением Общества стал Берлин.
— 10 апреля 1929 г. инженер В. Зандер запускает ракету на жидком топливе. Однако это была не чисто жидкостная ракета, использующая жидкое горючее и жидкий окислитель, а некоторая разновидность пиротехнической ракеты, топливо которой представляло собой жидкую субстанцию.
— 19 апреля 1930 г. состоялся первый испытательный пробег ракетного автомобиля с жидкостным двигателем, построенным Валье совместно с фирмой «Хейландт».
— в мае 1930 г. Общество межпланетных сообщений проводит в Берлине на Потсдамской площади, а затем в универмаге Вертхайм четырнадцатидневную выставку первых ракет на жидком топливе и соответствующей испытательной аппаратуры.
— 17 мая 1930 г. при взрыве камеры жидкостного ракетного двигателя погибает Макс Валье.
— 27 сентября 1930 г. инженером Р. Небелем в Берлине был основан ракетодром («Raketenflugplatz Berlin»).
— 14 марта 1931 инженер И. Винклер запустил в окрестностях Дессау ракету, работавшую на топливе: метан—кислород. Была достигнута высота около 600 м. Вторая ракета Винклера взорвалась 6 октября 1932 г. при запуске близ Пиллау.
— 11 апреля 1931 г. главный инженер фирмы «Хейландт» А. Питч демонстрирует на центральном аэродроме в Берлине улучшенный ракетный автомобиль Валье. Компоненты топлива: спирт и кислород.
— 14 мая 1931 г. на ракетодроме Берлин—Рейникендорф впервые была запущена однолитровая жидкотопливная ракета (двухстержневой «Репульсор»). Ракета достигла высоты 60 м.
— 23 мая 1931 г. на Берлинском ракетодроме — после изготовления в мастерских и проведения испытаний двигателей на испытательном стенде — «Репульсор» Риделя, работавший на бензине и кислороде, впервые пролетел расстояние более 600 м. За 14 дней до этого такой же аппарат достиг высоты около 100 м. Между тем улучшенные «Репульсоры» при тех же размерах достигали дальности полета 5 км и высоты около 1,5 км. Так начиналось техническое развитие ракет на жидком топливе» [1, стр. 14—16].
В этом перечне отсутствует одна очень важная дата, а именно, 23 июля 1930 г., день, когда Г. Оберт совместно с Р. Небелем, К. Риделем, Р. Энгелем и В. фон Брауном (который только что стал студентом высшей школы) демонстрировали свой двигатель «Кегельдюзе» (Kegelduse») доктору Риттеру — директору Государственного Химико-технологического исследовательского института в Плотцензее под Берлином.
При испытаниях, проведенных на временном стенде института, продолжительность работы двигателя составила 96 сек., была достигнута максимальная тяга 7,7 кг и почти постоянная тяга 7 кг в течение 50,8 сек. при соотношении жидкого кислорода и бензина ниже стехиометрического. Демонстрация оказалась настолько успешной, что доктор Риттер смог рекомендовать проведение дальнейших работ по этому ракетному двигателю, как заслуживающих поддержку немецкой организации «Die Deutsche Notgemeinschaft».
Уже в проектах ракет, предложенных Обертом в 1923 г., которые лежали в основе всех работ по развитию жидкостных ракет в Германии и Австрии, предусматривалось внутреннее динамическое регенеративное охлаждение.
В качестве примера использования ракет Оберт предложил тогда двухступенчатую ракету для высотных исследований (модель В) и пилотируемый космический корабль (модель Е), первые ступени которых (в обоих случаях) должны были работать на топливе — смесь спирта с водой и жидкий кислород, а вторые ступени — на кислородно-водородном топливе. Двигатели второй ступени в этих проектах для охлаждения предполагалось просто устанавливать в баки жидкого водорода, используя таким образом теплопоглощающую способность жидкого горючего, а для двигателей первых ступеней впервые был предложен способ динамического охлаждения. Необходимое охлаждение должно было осуществляться здесь частично за счет изменения состава горючей смеси [2, стр. 27] или соотношения компонентов топлива, т. е. путем дросселирования, а частично путем обволакивания стенок камеры сгорания распыленными парами жидкого топлива. Иными словами, при помощи динамической охлаждающей завесы, т. е. простейшим способом регенеративного охлаждения, при котором воспринимаемое тепло используется для подготовки топлива. Одновременно стенки камеры сгорания изолируются от раскаленных газов при помощи промежуточной завесы. Оберт писал об этом: «Камера сгорания не примыкает непосредственно к поверхности оболочки. Над ней имеется еще тонкая стенка, соединенная с оболочкой металлическими кронштейнами, благодаря чему камера удерживается в нужном положении. Жидкость, подаваемая из распылителя, протекает между тонкой стенкой камеры сгорания и оболочкой и испаряется здесь, предохраняя таким образом стенки камеры от прогорания. Далее пар проходит между распылителем и оболочкой в камеру сгорания. При этом он остается около стенок и, таким образом, при сильном испарении стенки камеры изолируются от горячего газа... Благодаря такому устройству мертвая масса ракеты будет намного меньше, чем в случае, если бы камера и сопло были облицованы внутри огнеупорными материалами. Это является большим преимуществом. При этом возможно также направить газы вдоль металлической поверхности, которая затормаживает их в меньшей степени, чем асбест или шамот» [2, стр. 53—54; 3, стр. 241, 242].
В этом описании конструкции двигателя говорится лишь вообще об использовании «жидкости» в качестве охлаждающего средства, при этом можно предполагать как независимое, так и регенеративное охлаждение. В другом месте имеется, однако, дополнение: «Несмотря на это, я предусмотрел для получения менее высокой температуры в камере сгорания модели В применение менее калорийного состава топлива, а именно: для спиртовой ракеты — вместо ректифицированного спирта применять спирт, разбавленный на 13,4% водой, который дает температуру в камере сгорания только около 1400°С и скорость истечения около 1700 м/сек...
К тому же в моделях В и Е имеет место еще и изоляция стенок паром охлаждающего вещества..., так что в данном случае подавно прогорание стенок камеры сгорания исключается... В моделях В и Е это динамическое охлаждение может оказаться очень эффективным, тем более что выпускаемый газ имеет такой же химический состав, как образующийся газ, текущий вдоль стенок. По Кирхгоффу, этот газ почти полностью поглощает также тепловое излучение, исходящее от внутренней стенки камеры» [3, стр. 28].
В действительности принципиальные решения ракеты А-4, которая появилась 19 лет спустя, во всех основных деталях соответствовали предложениям Оберта для первой ступени его моделей В и Е, выдвинутым им в 1923 г. Но до этого предстояло пройти еще большой путь. Что же касается техники охлаждения, то в первых ракетных двигателях, разработанных после 1923 г., оно осуществлялось очень примитивными способами.
В своей опубликованной в 1929 г. работе «Пути осуществления космического полета» [3, стр. 14]. Оберт предлагает еще один вариант простой исследовательской ракеты (модель А) с жидкостным ракетным двигателем, который в своей нижней части окружен баком горючего, а в верхней части — баком жидкого кислорода. Таким образом, здесь применяется емкостное охлаждение; подогретый кислород подается в камеру сгорания под давлением собственного пара, а горючее — под давлением газа.
В первой реально осуществленной опытной модели ракетного двигателя Оберта «Кегельдюзе», построенной в этом же году в соответствии с патентом Германии № 549 222, применялось только чисто емкостное охлаждение — даже без охлаждающей жидкостной рубашки — с большим избытком кислорода в топливе, т. е. при пониженной температуре продуктов сгорания. В получившем известность эксперименте, проведенном в Государственном Химико-технологическом исследовательском институте, содержание кислорода в смеси составляло приблизительно 1,9 стехиометрической величины.
В. Лей кратко упоминает о запуске ракеты на жидком топливе, осуществленном Ф. В. Зандером [1, стр. 15], фабрикантом из Везермюнде, который изготавливал спасательные и сигнальные ракеты и с начала 1928 г. поставлял пороховые ракетные двигатели для первых испытательных пробегов Макса Валье на автомобиле «Опель РАК». В своей работе «Raketenfahrt» (1930 г.) Валье писал об этом запуске: «В области ракет на жидком топливе должен быть упомянут Зандер как самый плодотворный исследователь года, т. к. ему первому удалось 10 апреля 1929 г. осуществить старт подобной ракеты. По его данным, ракета диаметром 21 см имела длину 74 см, сухой вес 7 кг и полный вес — 16 кг. Продолжительность горения составляла 132 сек., максимальная тяга колебалась в пределах 45 ÷ 50 кг.
Топливо, которое Зандер держал в секрете, имело теплотворную способность 2380 ккал/кг, и поэтому можно предположить, что он использовал бензин и соответствующий окислитель при особой организации процесса горения. В качестве конструкционного материала применялись частично сталь и частично легкие металлы.
После первых успехов Зандер с особым усердием вновь обратился к разработке ракетного двигателя в качестве силовой установки для самолета с экипажем на борту. Уже в мае 1929 г. ему удалось получить тягу приблизительно в 200 кг, в течение более чем 15 мин, а в июле на заводе Опеля в Рюссельсхайме он смог добиться получения тяги в 300 кг в течение более чем 30 мин. Зандер при этом обращал особое внимание на повышение надежности работы двигателя и на уменьшение стоимости топлива. При этом ему удалось путем использования в качестве окислителя продуктов отхода химической промышленности уменьшить стоимость килограмма топлива до 20 пфеннигов. В соответствии с таким положением дел представлялось возможным в обозримом будущем осуществить экономичный ракетный двигатель для полета на расстояние более 1000 км при условии, что удастся устранить некоторые недостатки, еще присущие ракетному двигателю Зандера» [4].
Однако впоследствии никто больше ничего не слышал о ракетах Зандера на жидком топливе, и до сих пор остается неизвестным, было ли причиной этого отношение Зандера к этому вопросу или причину следует искать в технических недостатках его двигателей. Автор данного доклада в этом отношении может только предполагать, что в жидкостных ракетах Зандера применялось емкостное охлаждение при большом избытке кислорода.
Хотя М. Валье, по крайней мере с 1924 г., мечтал о создании в качестве конечной цели своих работ космического самолета с реактивным двигателем, однако ни в одной из своих статей он не упоминал о конструктивных особенностях предусмотреннего для этой цели двигателя, так что длительное время оставалось тайной даже то, какой тип двигателя он предполагал использовать для своего самолета (турбинный, жидкостный или твердотопливный). Только в январе 1930 г., получив для осуществления своих планов материальную поддержку от фирмы «Хейландт» в Берлине-Бриц, он начал заниматься конкретной разработкой собственного двигателя для жидкостной ракеты. После нескольких предварительных опытов по сжиганию спирта в газообразном кислороде он впервые испытал 26 марта 1930 г. свой двигатель, названный им «стандартной камерой сгорания» (Einheitsofen), на жидком кислороде. С этой камерой сгорания, весом около 4 кг, Валье осуществил 17 и 19 апреля 1930 г. первые успешные испытательные пробеги автомобиля «RAK-7». Баки горючего и жидкого кислорода были полностью отделены друг от друга и расположены следующим образом: один впереди, а другой — позади сидения водителя. С точки зрения проблемы охлаждения этот двигатель не имел существенных улучшений по сравнению с «Кегельдюзе». Благодаря добавлению воды к спирту температура продуктов сгорания оказывалась настолько невысокой, что было вполне достаточно применения емкостного охлаждения. Один из сотрудников Валье, В. Ридель, писал позднее о двигателе «Einheitsofen»: «Камера была сделана из обыкновенной стальной трубы, на одном конце которой располагалось выхлопное сопло, а на другом — система впрыска топлива. Кислород подавался в камеру сгорания из предкамеры через ряд небольших отверстий, горючее подавалось навстречу потоку газообразного кислорода. Образованные дроссельной шайбой завихрения замедляли скорость потока кислорода» [5].
Валье предполагал продолжать совершенствовать свою камеру сгорания при поддержке нефтяной компании «Шелл», причем для этого он должен был дать обязательство вместо спирта использовать в качестве горючего керосин. При этом он, естественно, должен был считаться с возросшими трудностями охлаждения. Ридель сообщает об этом: «Вместо применявшегося до сих пор спирта должно было использоваться жидкое горючее фирмы «Шелл». Спирт является горючим веществом, которое можно смешивать с водой в любой пропорции, что позволяет понизить температуру горения до желаемой величины. В случае же применения керосина это уже не могло быть осуществлено. При смешивании керосина с водой образуется на короткое время эмульсия, в которой вода и керосин смешаны, однако через короткий промежуток времени вновь происходит разделение. Для обеспечения сохранности стенок камеры сгорания необходимо было поддерживать температуру горения в определенных пределах. Эта задача была решена благодаря тому, что керосин, прежде чем он поступал в камеру сгорания, пропускался через так называемую эмульсионную камеру...» [5].
17 мая 1930 г. во время предварительных опытов с этой эмульсионной камерой Валье погиб. Почти через год после смерти Валье 11 апреля и 3 мая 1931 г. главный инженер фирмы «Хейландт» А. Питч провел испытательные пробеги на «RAK-7» с несколько улучшенным жидкостным ракетным двигателем, весящим около 18 кг. По предположению В. Лея (6, стр. 134), этот двигатель должен был развивать тягу примерно в 160 кг и охлаждаться топливом, но никаких доказательств этого, тем более каких-либо документов о типе применявшегося охлаждения, не было найдено.
В конце 1929 г. И. Винклер в журнале «Die Rakete» предложил конструкцию длинной цилиндрической камеры сгорания для сжигания в ней метана и жидкого кислорода [7]. Сопло камеры в критическом сечении должно было быть облицовано керамикой. Летом 1930 г. он начал строить свой первый жидкостный ракетный двигатель, который он назвал «реактивным мотором» («Strahlmotor»), и в конце года начал проводить первые стендовые испытания. Первый старт 21 февраля 1931 г. был неудачным, а второй старт собранного агрегата «HW-1» (Хюкель—Винклер—Астрис 1) был осуществлен 14 марта 1931 г. в Грос-Кюнау (около Дессау) и рассматривается в литературе как первый полет ракеты на жидком топливе в Европе. Ракета имела длину около 60 см, стартовый вес около 5 кг, ее несущая конструкция была выполнена из листового алюминия. Она представляла собой три расположенные в форме призмы трубообразные емкости для метана, жидкого кислорода и сжатого азота. Двигатель, имевший длину 45 см и выполненный из цельной стальной трубы, располагался приблизительно вдоль осевой линии этой системы.
В октябре 1931 г. — сначала в арендованном помещении Берлинского ракетодрома — Винклер совместно с автором доклада, являвшимся в то время его первым ассистентом, начали конструировать ракету «HW-2», которая представляла собой большой агрегат длиной почти 1,5 м и стартовым весом 50 кг. У этой ракеты — с двумя расположенными друг над другом сферическими баками для топлива, отсеками для парашюта в носовой части, двигателем в кормовой части, стабилизаторами и обшивкой обтекаемой формы из очень тонкого листа электрона — соотношение масс составляло 4,8, что было лучше, чем у более поздней ракеты «А-4». Ракета была изготовлена летом 1932 г., и после единственного стендового испытания, при котором расплавилась большая часть сопла, планировалось осуществить первый запуск HW-2 осенью 1932 г. 29 сентября 1932 г. в Пиллау во время первой попытки запуска замерзли вентили подачи топлива, и оно не могло подаваться в камеру сгорания. При второй попытке запуска 6 октября топливо просочилось через негерметичные вентили, и образовалась горючая смесь за пределами камеры сгорания, так что ракета взорвалась сразу после зажигания. Все ракеты Винклера имели чисто емкостное охлаждение и работали при большом избытке кислорода.
Берлинский ракетодром, основанный 27 сентября 1930 г., можно без сомнения считать центром разработки немецких жидкотопливных ракет перед второй мировой войной [8]. Это несколько громкое название — как и «Немецкая верфь летающих ракет» Зенгера в Вене — появилось благодаря энергичным и романтически настроенным «покорителям неба» начала 30-х гг., которые представляли собой сочетание ясно мыслящих техников и безнадежно идеалистических «улучшателей мира» и для которых в сущности небо было ближе, чем большие ракеты и спутники Земли нашего времени.
Об оборудовании Берлинского ракетодрома Небель писал в 1932 г.: «Здание мастерской включает цех с двумя токарными, одним фрезерным и двумя сверлильными станками и верстаками, монтажный цех со сварочным агрегатом, наковальней и соответствующими вспомогательными средствами, жилое помещение, а также большое складское помещение для различных материалов. Для защиты от взрывов здание мастерской окружено высокими земляными стенами, за которыми в глубокой лощине находится новый испытательный стенд для ракет. В административном здании имеются два жилых помещения, чертежная комната, канцелярия, приемная и т. п. Три расположенных на территории жилых здания завершают весь этот комплекс. Вдали от жилых и производственных сооружений находится стартовый стол — то историческое место, где запускались первые жидкотопливные ракеты [9, стр. 16—17].
К сожалению, о многих испытаниях, которые были проведены на ракетодроме с 1930 по 1934 гг., т. е. до его принудительного закрытия, не имеется никаких официальных точных протоколов.
Кроме того, многие личные документы различных исследователей, работавших на ракетодроме, могли быть конфискованы во время событий 1933—1934 гг., когда вместе с другими были арестованы я и мой коллега X. Шпрингер; некоторые документы могли исчезнуть в архивах и быть уничтожены во время войны.
Первые опыты на ракетодроме были проведены с ракетой «МИРАК» («Minimum-Rakete»), один из первых вариантов которой был испытан в августе 1930 г. в Бернштадте (Саксония).
«МИРАК-1» конструкции Р. Небеля была еще очень похожа на пороховую ракету. Направляющей аппарата была алюминиевая труба, имевшая длину 30 см и диаметр 4 см; часть ее одновременно служила баком горючего и вмещала 0,5 л бензина, который подавался в камеру сгорания под давлением, создаваемым «срабатыванием» патрона с углекислотой. В головной части ракеты располагался бак жидкого кислорода емкостью 1 л, содержимое которого должно было подаваться под давлением испаряющегося кислорода в камеру сгорания, расположенную под этим баком. Ракетный двигатель конической формы был выполнен из литой стали и имел емкостное охлаждение без футеровки. Полученная тяга составляла 2 кг и едва превышала стартовый вес ракеты.
«МИРАК-2», имевшая больший диаметр, практически не отличалась от своей предшественницы, которая взорвалась во время наземных испытаний в начале сентября. Вместо углекислотного патрона предусматривалась трубчатая емкость для сжатого газа, которая одновременно служила второй направляющей ракеты. Ракетный двигатель на этот раз располагался не под баком для жидкого кислорода, а в самом баке. Благодаря отводимой от двигателя теплоте имелась возможность ускорять испарение и тем самым способствовать подаче кислорода в камеру сгорания. Головная часть ракеты была выполнена из дюралюминия, но ее основание было сделано из меди и имело такую форму, что конусообразное сопло входило в свод внутренней головной части ракеты, т. е. в сам бак жидкого кислорода. Вверху головной части, выше бака жидкого кислорода, находился предохранительный вентиль. Но и «МИРАК-2» также оказалась тяжелой для тяги, которую она развивала. Весной 1931 г. ракета взорвалась из-за того, что стенки бака жидкого кислорода не выдержали нагрузки, которая получилась в результате повышения давления газа, вызванного увеличенным подогревом содержимого бака.
Новый способ охлаждения с использованием теплоемкости жидкости, находящейся в покое, был подтвержден немецким патентом № 633667 от 18 июня 1931 г., полученным Р. Небелем и К. Риделем. Патент назывался «Реактивный двигатель на жидком топливе». Пункт патентной формулы гласил:
«Реактивный двигатель на жидком топливе (горючем и кислороде), которые раздельно подаются в камеру сгорания, где они смешиваются и сгорают, характеризуется тем, что имеет камеру сгорания, сделанную из металла, отличающегося высокой теплопроводностью, с высоким давлением внешнего охладителя, который воздействует на тонкие стенки камеры и уравновешивает давление газов, образующихся при сгорании в камере, и впрыскивающие форсунки с раздельным регулированием подачи каждого компонента топлива, которые расположены так, что впрыскиваемые в направлении, противоположном направлению выхода газов, компоненты топлива смешиваются еще в свободном пространстве камеры сгорания».
Вес нового двигателя, имевшего яйцеобразную форму, составлял всего 250 г вместо 3 кг старого «Кегельдюзе». Его стенки были сделаны из алюминия.
Р. Небель описал новую модель ракетного мотора следующим образом:
«Отныне самый маленький ракетный двигатель давал максимальную тягу в 32 кг. Для большей надежности в работе обычно ограничивались тягой максимум в 25 кг. И с этим типом двигателя пришли к созданию первых ракет на жидком топливе, разработка которых была завершена в марте 1931 г.» [9, стр. 28].
Так называемый «двухстержневой репульсор» был готов в начале мая 1931 г. После первой неудачной попытки старта 10 мая он был запущен 14 мая и достиг высоты 60 м. Таким образом, два месяца спустя после полета ракеты Винклера в Европе состоялся второй успешный полет ракеты на жидком топливе, который продемонстрировал способность «репульсора» летать.
До июня 1931 г. были испытаны при запуске три модели «двухстержневого репульсора», которые не отличались существенно друг от друга.
В августе 1931 г. был осуществлен первый старт усовершенствованной модели «одностержневого репульсора», который сразу же при первом запуске достиг высоты 1000 м. Ракета имела форму суживающейся в верхнем направлении четырехзубой вилки, ручка которой представляла собой бак для кислорода, причем два зубца являлись трубопроводами для топлива, а два других представляли собой просто подпорки. На одной линии с баком для жидкого кислорода (как раз под ним) размещался бак для горючего, а еще ниже, в районе кормовых стабилизаторов, располагался отсек для парашюта. В головной части ракеты находился поддерживаемый четырьмя стойками прежний ракетный двигатель, окруженный неподвижной охлаждающей водой. Опыты с «одностержневым репульсором» оказались очень успешными.
В майском номере журнала «Raketenftug» за 1932 г. с гордостью говорилось: «До мая 1932 г. на Берлинском ракетодроме было проведено около 220 испытаний на стенде и осуществлено 85 стартов ракет на жидком топливе».
Несмотря на такой положительный баланс, активность коллектива ракетодрома в разработке «репульсоров» достигла своей кульминационной точки, и в 1932 г. персонал, проводивший эти опыты, начал расходиться. Сначала я как первый ассистент И. Винклера перешел вместе с ним в только что основанный институт по исследованию ракет в Дессау. Несколькими месяцами позже, 1 октября 1932 г., В. фон Браун был призван в Военное министерство, где он под руководством В. Дорнбергера должен был приступить к выполнению экспериментальных работ в рамках подготовляемого материала по теме «Развитие ракет».
Работы на ракетодроме вначале еще интенсивно продолжались под руководством Небеля и Риделя. Наряду с испытаниями летательных аппаратов — различных моделей репульсоров — в апреле 1931 г. была начата работа по конструированию и совершенствованию большого двигателя с тягой в 64 кг, который в отличие от небольших, имевших форму яйца репульсоров, был назван Лейем «яйцо Эпиорниса» (большое яйцо страуса). Опыты с этим двигателем, рассчитанным на 0,8 л бензина и 3 л жидкого кислорода, протекали, однако, неудовлетворительно как в отношении получаемой силы тяги, так и в отношении охлаждения. Вновь примененное статическое охлаждение оказывалось недостаточным для этого двигателя, в значительной мере увеличенного по сравнению с двигателями для «репульсоров».
Было решено разработать еще больший двигатель с тягой от 250 до 750 кг, в котором впервые должно было быть опробовано динамическое жидкостное охлаждение с использованием горючего в качестве охладителя. С целью выбора наиболее подходящего горючего вещества были опробованы различные варианты. Ридель еще зимой 1931 г. думал о смеси спирта с водой, которую предлагал в свое время Оберт. Он надеялся получить допустимые с точки зрения техники охлаждения температуры в камере сгорания, не прибегая к большому снижению мощности, как это имело место в случае сжигания бензина при большом избытке кислорода. В предварительных опытах, проведенных с августа 1932 г. по март 1933 г., были испытаны в качестве горючего бензин и смеси спирта с водой, содержащие от 40% до 90% спирта. Собственно конструирование двигателя начали, по свидетельству Г. Шефера, одного из работников ракетодрома, приблизительно в рождественские дни 1932 г. [11].
19 марта 1933 г. новый двигатель был впервые испытан на временном стенде.
После того как 22 марта 1933 г. смог быть введен в действие новый стенд для испытаний ракетных двигателей тягой до 1000 кг, начались серийные испытания. Из восьми подготовленных моделей этой серии первые двигатели взорвались сразу же после зажигания при испытаниях 25 марта и 3 апреля. В течение апреля было проведено около 20 испытаний, при различном соотношении горючего и окислителя, при колебании тяги в интервале от 150 до 200 кг и удовлетворительной работе двигателей.
Осенью 1933 г. Ридель и Небель подали заявку для получения патента на способ регенеративного динамического охлаждения поверхностей. Заявка на патент была признана секретной и получила номер 32 827 1 46g. Установить по каким причинам — военным, политическим или связанным с существом предмета — не был выдан патент на это изобретение, не представилось возможным. Ясно, однако, что идея изобретения в момент подачи заявки уже не была новой, так как К. Э. Циолковский еще в 1928 г. предложил способ динамического регенеративного охлаждения поверхностей [12]. В сборнике «Manner der Rakete» (1933 г.) Циолковский писал: «...На рисунке 34 показана схема моего ракетного двигателя, которая была опубликована в журнале «Technische Rundschau» от 1928 года, № 31. В этом двигателе используется принцип предварительного нагрева топлива, обтекающего камеру сгорания и служащего в качестве охладителя рубашки» [13, стр. 129].
Новый двигатель с регенеративным охлаждением, испытывавшийся на ракетодроме в Берлине, предполагалось использовать в качестве силовой установки большой демонстрационной ракеты, которая должна была быть запущена весной 1933 г. на воздушном параде в городе Магдебурге. Ракета, известная в литературе как «ракета 10-L» или «Магдебургский летательный аппарат», представляла собой упрощенный вариант проекта ракеты с человеком на борту, предназначавшейся первоначально для воздушного парада в Магдебурге, имевшей высоту 10 м и названной «пилотируемой ракетой». «Ракета 10-L» была построена в первом квартале 1933 г. почти одновременно с постройкой большого испытательного стенда для двигателей. После неудачных опытов в Магдебурге она была несколько модифицирована для запусков на острове Линдвердер Тегелерского озера и вошла затем в историю как «четырехстержневой репульсор». Сведения об этих летных испытаниях, которые проходили с июня по сентябрь 1933 г. и в которых необходимая энергия создавалась в результате сгорания бензина в кислороде, содержатся в следующих протоколах, которые относятся к тем немногим документам, которые еще сохранились до настоящего времени.
Построена: дипломированным инженером Рудольфом Небелем, инженерами Клаусом Риделем, Гансом Хютером, Куртом Хейнешем и механиками Бермюллером, Эмейром и Цойке.
Время постройки: январь—апрель 1933 г.
Цель: для демонстрации ракеты на воздушном параде в городе Магдебурге.
Посредник: инженер Менгеринг.
Стендовые испытания: до марта 1933 г.
Стартовое устройство (пусковой стол): вертикальная двойная балка высотой 12 м.
Стартовые испытания:
8.6.1933 г. 4.00 часа — в местечке Мозе около Магдебурга, негерметичный кислородный бак, опыт отменен.
11.6.1933 г. 11.00 час. — в местечке Мозе около Магдебурга, отказывают вентили для подачи кислорода, опыт отменен.
13.6.1933 г. в 18 час. — в местечке Мозе около Магдебурга, отказывают вентили для подачи кислорода, опыт отменен.
29.6.1933 г. в 18 час. 45 мин. — тяга 185 кг. Направляющий ролик заклинило в стартовой раме, поломка ролика, ракета отклонилась в сторону, полное опрокидывание на высоте 30 м, сгорание на земле.
14.7.1933 г. 5.45 час. — остров Линдвердер на Тегелерском озере. Ракета достигла высоты 600 м, затем сделала три петли с радиусом около 30 м, парашют раскрылся незадолго до соприкосновения с водяной поверхностью, вероятно отказал вентиль для подачи кислорода.
21.7.1933 г. 5.00 час. — остров Линдвердер на Тегелерском озере, ракета достигает высоты 100 м, переходит в штопор и сгорает на поверхности воды.
5.8.1933 г. 8.00 час. — старт на Швиловском озере около Потсдама. Отказывает вентиль, ракета на высоте 60 м переходит в штопор и сгорает на поверхности воды.
11.8.1933 г. 12.00 час. — на том же месте. Отказывает вентиль, ракета на высоте 80 м переходит в штопор и падает с еще работающим двигателем; несмотря на предпринятые подводные поиски, не была найдена.
1.9.1933 г. 15.00 час. — на том же месте. Ракета на высоте 30 м переходит в штопор, погружается в воду, затем вновь появляется с еще работающим двигателем. Парашют раскрывается слишком рано и затормаживает дальнейший подъем.
9.9.1933 г. — на том же месте; поломка системы трубопроводов и сгорание парашюта.
Система подачи — вытеснительная (кислород подается под давлением собственных паров, бензин — под давлением паров азота).
Топлива: жидкий кислород и бензин.
Охлаждение: циркуляция топлива и избыток кислорода.
Габариты: (при испытании различных типов постоянно несколько изменялись).
Длина конструкции: 280 см
Максимальный диаметр: 75 см
Внешняя форма: 4 бака прямоугольной формы; Магдебургский тип с оболочкой*; первые запуски — без оболочки; на Швиловском озере удлиненная конструкция длиной около 4,5 м.
Стабилизация: в большинстве случаев без стабилизирующих поверхностей.
Вес (приближенные значения).
Двигатель: 3,5 кг
Баки, элементы конструкции и вентили: 60,0 кг
Летательный аппарат*: 6,5 кг
* Имеется в виду наружный корпус летательного аппарата — прим. ред.
Полезная нагрузка: 0 кг
Сухой вес 70,0 кг
Объем одного бака: 10 дм3 (дюралюминий).
Камера сгорания: дюралюминий и «пантал»
Прочность на разрыв: 1100—1300 кг/см2
Удельный вес: 2,7 кг/дм3
Удлинение: от 20 до 25%
Камера сгорания: («Бондур»)
Прочность на разрыв: 4000 ÷ 4500 кг/см2
Удлинение: от 16 до 20%
Длина (общая): 70 см
Длина камеры (внутри): 62 см
Форма камеры: вытянутый эллипсоид
Максимальный диаметр камеры (внутри): 16,8 см
Максимальный диаметр камеры (снаружи): 30,0 см
Диаметр сопла в критическом сечении: 5,03 см
Диаметр сопла на выходе: 8,4 см
Система впрыска: три системы форсунок, направляющие компоненты топлива друг на друга.
Максимальный запас топлива: кислорода 34 кг, бензина 6 кг.
Стехиометрическое соотношение компонентов топлива: 3,5 кг кислорода + 1 кг бензина = 4,5 кг (в данном случае имеется избыток кислорода 62%).
Эксплуатационные данные:
Давление в баке: 20 атм.
Давление в камере сгорания: 18 атм.
Время сгорания (время работы на расчетной тяге): 32,5 сек.
Средняя тяга: 250 кг.
Удельный расход топлива: 6,8 кг/тн.сек.
Расход: 1,7 кг/сек.
Характеристики двигателя
Скорость истечения газов: 805 м/сек.
Вес двигателя | = 14 кг/тн |
Данные всего аппарата
Вес баков и вес конструкции | = 240 кг/тн |
Вес корпуса Л. А. | = 26,0 кг/тн. |
Хотя с исторической точки зрения опыты с ракетой 10-L означали прогресс, по крайней мере в разработке двигателей, но они уже были своего рода лебединой песней Берлинского ракетодрома и стоявшего за ним Общества межпланетных сообщений. Руководство испытаниями было полностью передано Магдебургскому испытательному полигону. Это произошло не только потому, что берлинская группа в сильной степени подорвала свой профессиональный авторитет в результате броской рыночной рекламы о полетах ракет с человеком на борту, не только потому, что она потеряла доверие как участник контракта, поскольку за полученное вознаграждение не обеспечила выполнение необходимых работ в определенные сроки, но, кроме того, еще и потому, что финансовые дела ракетодрома полностью вышли из-под контроля в результате ведения «закрытых» калькуляций и расчетов. Все это дало в руки пришедшей в начале 1933 г. в Германии новой власти достаточные аргументы для того, чтобы вмешаться в это дело. Г. Шефер сообщает, что к ракетодрому был сначала приставлен своего рода надзиратель, который наблюдал за всеми проводимыми там работами, и что вскоре после этого гестапо конфисковало журналы, газеты, брошюры и рабочие материалы ракетодрома [14]. В 1934 г. это предприятие было закрыто и все другие подобные организации были запрещены. Без сомнения, очень способный техник и конструктор еще существовавшей испытательной группы, К. Ридель, был принят в качестве сотрудника В. Дорнбергером, руководителем существовавшего уже с 1929 г. вспомогательного учреждения по разработке ракет в германском военном министерстве. Талантливый организатор и вдохновитель рейникендорфской рабочей группы Р. Небель был удовлетворен, получив большую сумму денег.
К первым сотрудникам военного министерства, кроме В. фон Брауна и слесаря Г. Грюнова, принадлежали еще два бывших служащих фирмы Хейландт, а именно В. Ридель, который принимал очень активное участие в последних опытах М. Валье, и А. Рудольф, который совместно с А. Питчем продолжал разрабатывать «стандартную камеру сгорания» Валье и после его смерти.
Уже первая сконструированная этой группой поздней осенью 1932 г. по предложениям В. Риделя камера сгорания имела регенеративное охлаждение топливом. Дорнбергер так описывает этот двигатель:
«Камера сгорания с ее сферической головной частью и коническим соплом должна была по расчету давать тягу 300 кг. На правой стороне измерительного пульта висел алюминиевый шар, заполненный жидким кислородом. На левой стороне имелся аналогичный шар, в котором содержался 75%-ный спирт. Подача спирта производилась по двум трубкам, которые были соединены с утолщенным краем сопла. Тонкие рояльные струны шли от баков по роликам сквозь бетонную стенку к чернильным записывающим приборам, которые должны были во время работы двигателя регистрировать расход топлива. Сама камера сгорания имела двойные стенки, между которыми снизу вверх протекал с высокой скоростью спирт, омывая камеру и одновременно охлаждая ее. Спирт нагревался до 70°С и поступал в камеру сгорания через маленькие ситообразные форсунки в ее головке. Ему навстречу одновременно впрыскивался жидкий кислород, который поступал из латунного жиклёра, расположенного по центру и имевшего форму перевернутого гриба с большим количеством небольших отверстий» [15, стр. 31—32].
Первое огневое испытание этого двигателя, проходившие 21 декабря 1932 г., было неудачным. Двигатель и испытательный стенд сгорели после взрыва.
По свидетельству Дорнбергера, уменьшенный вариант этой, рассчитанной на 300 кг тяги камеры сгорания был еще в 1931 г. заказан фирме Хейландт. Рассчитанная на тягу 20 кг камера имела цилиндрическую форму и с целью охлаждения была окружена двойными стенками, так что, по-видимому, в 1931 г. на фирме Хейландт могла быть построена первая камера сгорания с регенеративным охлаждением. После целого ряда серьезных (но с точки зрения системы охлаждения незначительных) изменений удалось в конце 1933 г. получить двигатель, дававший при стационарной работе тягу 300 кг и скорость истечения газов ~1800 м/сек.
Продолжительность работы двигателя ракеты А-1 составляла 16 сек. Чтобы увеличить у последующих ракет время работы и тягу, необходимо было разработать более мощные двигатели с лучшей системой охлаждения. Однако двигатель с тягой 1000 кг, предназначенный для ракеты А-2, которая при первых стартах в декабре 1934 г. достигла высоты свыше 2000 м, все еще не имел существенных изменений по сравнению с двигателем ракеты А-1 (с тягой 300 кг).
В период между первыми пробами на новых испытательных стендах в Пенемюнде в августе 1936 г. и первыми опытными полетами ракеты А-3 на новом полигоне в декабре 1937 г. была не только разработана новая ракета А-3 длиной 6,5 м со стартовым весом 0,75 т, но был также (в результате тесного сотрудничества между В. фон Брауном, В. Дорнбергером, В. Риделем и В. Тилем) создан новый существенно улучшенный по сравнению с предыдущими двигатель с тягой 1500 кг. На этом двигателе с помощью центробежных форсунок была улучшена система впрыскивания топлива, была улучшена подготовка смеси с помощью смесительной камеры, располагавшейся между форсуночной головкой и зоной сгорания, а также улучшено протекание газового потока через коническую нижнюю часть камеры сгорания. В связи с увеличением мощности и одновременным увеличением температуры в камере сгорания этого двигателя с тягой 1500 кг вновь возросли трудности при решении проблемы охлаждения.
Во время разработки последующей конструкции двигателя с тягой 4500 кг, в котором использовались три впрыскивающие головки двигателя с тягой 1500 кг в одной общей камере сгорания, сотрудник Тиля В. Пёлман предложил новую идею. Вот что писал об этом Дорнбергер:
«Однако все еще по-прежнему прогорали стенки камеры сгорания в ее самых узких местах. Сотрудник доктора Тиля дипломированный инженер Пёлман высказал мысль: что было бы, если бы удалось образовать своего рода изоляционный слой между горячими газами и стенкой? Если мы будем орошать внутреннюю стенку камеры спиртом, то спирт будет, конечно, испаряться и сгорать, но температура этого слоя никогда не сможет достигнуть значения, установившегося внутри камеры. Так появилось пленочное охлаждение, или охлаждение завесой. Через большое количество маленьких отверстий в опасном сечении спирт при небольшом избыточном давлении поступал в камеру сгорания. Входные отверстия в стенке камеры после сверления запаивались металлом Вуда, который после появления пламени плавился и освобождал путь для охлаждающего спирта» [15, стр. 60—61].
В первых больших двигателях с тягой 25 т, которые были испытаны весной 1939 г. на стенде № 1 в Пеенемюнде, применялся этот новый способ охлаждения. Так, была в 1938 г., т. е. через 15 лет реализована мысль, которую Оберт высказал впервые в 1923 г. в своем знаменитом труде «Ракета в космическое пространство». 3 октября 1942 г. эта разработка завершилась удачным стартом ракеты А-4.
1. W. Ley. Grundriss einer Geschichte der Rakete, Leipzig, 1932.
2. H. Oberth. Die Rakete zu den Planetenraumen, Munchen—Berlin, 1923.
3. H. Oberth. Wege zur Raumschiffahrt, Munchen—Berlin, 1929.
4. M. Valier. Raketenfahrt. Munchen, 1930.
5. W. Riedel. Ein Kapitel Raketengeschichte der neueren Zeit. «Weltraumfahrt» 1953, N 3.
6. W. Ley. Rockets, Missiles and Men in Space. N.-Y., 1968.
7. «Die Rakete», 1929, H. 11/12, SS. 123—124.
8. Это утверждение не совсем правильно, поскольку наиболее существенные результаты по разработке жидкостных ракет в Германии до второй мировой войны были достигнуты в ракетном центре Пеенемюнде. Эти разработки завершились созданием ряда ракет, из которых наиболее известна ракета дальнего действия А-4.
9. R. Nebel. «Raketentlug», № 7, Berlin, 1932.
10. См. п. 9, стр. 28.
11. Об этом упоминает В. Лей. См. п. 6, стр. 146.
12. Идею динамического регенеративного охлаждения К. Э. Циолковский изложил уже в 1903 г. К. Э. Циолковский. Исследование мировых пространств реактивными приборами. «Научное обозрение», 1903, № 5, стр. 54.
13. W. Briigel. Manner der Rakete, Leipzig, 1933.
14. Об этом упоминается в книге: W. Ley. Rockets, the Future of Travel beyond the Stratosphere, N.-Y., 1944, p. 157.
15. W. Dornberger. V-2 — der Schuss ins Weltall, Esslingen, 1952.