Я «заболел» ракетами еще совсем в юном возрасте. Учеником средней школы, в конце 20-х — начале 30-х годов я жадно читал все соответствующие материалы, какие только можно было достать в библиотеках моего родного города Аламеда (штат Калифорния). Среди этих материалов, насколько я помню, были: смитсонианская публикация Годдарда, случайные статьи в воскресных приложениях и отчеты о работах Фрица фон Опеля и Макса Валье, которые появлялись в таких журналах, как «Попиулэр микэникс», и, конечно, «Бак Роджерс в XXV веке» был моим постоянным увлечением.

Первая моя рискованная затея на поприще ракет состояла в том, что я помогал товарищу разряжать ружейные патроны, чтобы извлечь из них порох; мы высыпали его в трубку, находившуюся внутри очень красивой деревянной ракеты из бальзы. После взрыва ракеты — ливня из летящих осколков и частиц (трубки ракеты) — мой приятель приступил к созданию другой красиво окрашенной модели, а я сосредоточился на изготовлении такого двигателя, который смог бы работать; перепробовал бумажные трубки, металлические баллоны от СО₂ и другие предметы, используя обычный черный порох и топлива разных рецептур на гуммиарабике. Я обнаружил также, что старые нитратные кинопленки обладают интересными свойствами. Камерой для такого топлива послужила старая банка из-под зубного порошка. Подобная ракета взорвалась на высоте нескольких футов и разлетелась полосками горящего целлулоида по всему нашему заднему двору.

Когда я был студентом-второкурсником, моей курсовой работой по машиностроительному черчению явилось вычерчивание ракетного двигателя с регенеративным охлаждением—так называемого ракетного двигателя «Хейландт» па жидком топливе, который я никогда не видел, но описание его читал.

Рис. 1. Первый ракетный двигатель Труэкса. А. Общий вид. Б. Схема устройства

Началом своей серьезной работы в ракетостроении я считаю то время, когда мною были проведены первые технические измерения на действующем ракетном двигателе. Они были выполнены в течение декабря 1937 г. на камере сгорания, разрабатывавшейся на протяжении того же года. Основные особенности ракетной камеры представлены на рис. 1. В тот период я, курсант Военно-морской академии США, был строго ограничен во времени и возможностях в связи с занятиями в Аннаполисе. Однако при этом имелись два компенсирующих преимущества: академия располагала собственной механической мастерской, а на другом берегу р. Северн, напротив академии, находилась Морская техническая испытательная станция США.

В течение 1935—1936 гг. я сконструировал высотную ракету на жидком топливе, в которой имелись: камера сгорания с регенеративным охлаждением, баки, сваренные из нержавеющей холоднокатаной стали, устройства гироскопического управления и т. д. Показанная на рисунке ракетная камера была первым шагом в разработке этой высотной ракеты. Как видно, конструкция предусматривала регенеративное охлаждение входной части сопла, водяное пленочное охлаждение в районе критического сечения и неохлаждаемую расширяющуюся металлическую часть сопла.

Некоторые стороны конструкции диктовались имевшимися в нашем распоряжении материалами; например, для изготовления основной части ракетной камеры была использована негодная деталь из никелевой стали, найденная в ящике с металломом. Сооружение этой камеры отнимало все свободное время в течение целого года, что свидетельствует о трудностях, с которыми мы столкнулись.

Станки находились в нашем распоряжении только около получаса в день. После занятий надо было во весь дух пробежать полмили, чтобы своевременно добраться от общежития до мастерской. Учебные занятия заканчивались в 4 часа 30 мин., а электроэнергию в мастерской отключали в 5 часов. Многие токарные работы выполнялись на станке после отключения электричества, когда ременная передача приводилась в действие уже вручную.

Испытания в декабре 1937 г.

Из-за отсутствия жидкого кислорода сначала было решено приступить к испытаниям, используя газообразный кислород. Однако Правила морской сварочной службы содержали множество предосторожностей для случая, если бы был допущен контакт кислорода с углеводородом, поэтому применение кислорода не было разрешено для первых серий испытаний и вместо него использовался сжатый воздух. В качестве горючего служил бензин.

На рис. 2 показано одно из первых испытаний. Ракетная камера опиралась на рычажные весы, соплом вверх. Тяга и соотношение компонентов топливной смеси регулировались при помощи ручных вентилей, имевшихся в трубопроводах подачи топлива.

Тяга и давление в камере были единственными переменными величинами среди измерявшихся существенных параметров. Двигатель работал несколько секунд, но им было очень трудно управлять. Максимальное давление в камере достигло 150 фунт / дюйм² (10,5 кг / см²), тяга ~ 10 фунтов (4,5 кг). Отчет об испытаниях был опубликован в апрельском номере «Журнала Американского ракетного общества» за 1938 г.

Испытания в сентябре 1938 г.

После первой серии испытаний стало ясно, что человек, имея только две руки, не может манипулировать одновременно тремя вентилями: для воздуха, бензина и воды; к тому же, ровное горение достигается только при определенной, очень точной регулировке соотношения смешиваемых компонентов. В течение следующих месяцев двигатель модифицировали, чтобы исключить воду за счет использования огнеупорных сопел. Было установлено устройство для непрерывного замера тяги, а к баку с бензином добавлен стеклянный уровнемер. Показания приборов снимали неподвижным фотоаппаратом при помощи хронометра «Кодак» с интервалами, необходимыми, чтобы перевести пленку. На рис. 3 показана типичная фотозапись показаний контрольно-измерительных приборов.
Рис. 2.
Первое испытание ракетной камеры

В сентябре 1938 г. была проведена серия испытаний, при которых опять использовали сжатый воздух и бензин. Применялись три вида огнеупорных сопел: графитовые, из огнеупорной глины и отливки из окиси алюминия, полученной из термитного шлака. Если не считать изменений, коснувшихся сопел, двигатель остался аналогичным применявшемуся ранее. Только сопла из окиси алюминия были признаны удовлетворительными; остальные слишком быстро разрушались. С соплами из Аl₂0₃ двигатель мог работать в течение многих минут, прежде чем камера перегревалась.


Рис. 3.
Ротозапись
контрольно-измерительных
приборов

Для регистрации показаний приборов были проведены испытания двигателя в течение 15—45 сек. Все полученные данные представлены в таблице:

Испытания ракетной камеры другой конструкции прошли с меньшим успехом. Эта камера (рис. 4) регенеративно охлаждалась горючим. Она состояла из цилиндрического наружного корпуса диаметром около 38 мм, содержавшего камеру сгорания и длинное сопло. Горючее подавалось в переднюю часть с двух сторон камеры, а окислитель — через кольцевой зазор вокруг свечи зажигания. Было достигнуто только пульсирующее горение.

Та же самая камера позже была испытана Американским ракетным обществом, которое использовало жидкий кислород и бензин. Сообщалось, что «двигатель работал вполне хорошо в течение нескольких секунд, развив тягу ~ 20 фунтов ( ~ 9 кг), прежде чем прогорел». Это довольно щедрая оценка работы этого двигателя.

Испытания в декабре 1938 г.

Поскольку две серии испытаний прошли без смертельных исходов или ранений, руководство Технической испытательной станции, наконец, дало разрешение проводить последующие испытания на газообразном кислороде. Однако было поставлено одно ограничивающее условие: разрешалось пользоваться кислородным баллоном только в сочетании со сварочным регулятором подачи кислорода. Между тем ни один стандартный регулятор не пропустил бы потока кислорода, достаточного для работы двигателя, подлежащего испытанию. Тогда удалось найти простое решение, отвечавшее если не духу, то букве закона. Выходная трубка регулятора была заменена манометром высокого давления, полностью шунтирующим регулятор, но при этом создавалось впечатление, по крайней мере у постороннего наблюдателя, что регулятор эксплуатируется (рис. 5).

Рис. 5. Стенд для испытаний кислородных двигателей	Рис. 6. Испытания кислородного двигателя с водяным охлаждением

Рис. 7.
Схема JATO:
1 — спиральная перегородка;
2 — пуско-отсечной клапан в узле сборки;
3 — заправочный штуцер окислителя;
4 — редукционный и пусковсй клапан;
5 — клапан заправки азотом;
6 — заправочный штуцер углеводородного горючего;
7 — к дренажно-пусковому клапану в кабине летчика;
8— дренажный клапан бака окислителя;
9 — теплообменник;
10 - специальное газоизолированное сопло

Для этих серий испытаний была изготовлена новая ракетная камера из легкой нержавеющей стали, с водяным охлаждением, со сменными соплами — металлическими или огнеупорными. С этой камерой на испытательном стенде, измененном для применения газообразного кислорода, в декабре 1938 г. была выполнена окончательная программа исследований. Сначала проводились испытания, чтобы дать оценку огнеупорным соплам. Были опробованы двуокись кремния, окись алюминия и карбид вольфрама. Только применение карбида вольфрама дало положительные результаты, хотя он был склонен к окислению. Сопло из карбида вольфрама также потрескалось от теплового удара, но его куски оставались на месте.

На рис. 6 показаны эти испытания. Следует обратить внимание на паяльную лампу, используемую для зажигания горючего, рубашку водяного охлаждения со свободной циркуляцией потока и разный вид пламени при различных условиях работы двигателя.

Испытания подобного рода продолжались 5 или 6 месяцев в течение 1939 г. и закончились проверкой работы двигателя, имевшего водяное охлаждение с принудительной конвекцией. На этом этапе Адмиралтейство США заинтересовалось испытаниями, надеясь использовать ракеты для ускорения взлета больших летающих лодок. Предложенная мною конструкция такой ракеты, подготовленная в октябре 1939 г., показана на рис. 7.

Эта своеобразная конструкция явилась толчком для начала осуществления программы исследований, которая была предпринята под моим руководством два года спустя и продолжила разработку двигателей для стартовых ракетных ускорителей JATO и управляемых снарядов на протяжении всей второй мировой войны.