Основным фактором, определяющим перспективы завоевания мировых пространств, по крайней мере, в первой исследовательской его фазе, является величина нагруженности пассива, т.е. n, так как этой величиной определяется экономическая сторона дела, которая теоретически особых затруднений не представляет. Количество расходуемого при полетах топлива, а следовательно, и приблизительная стоимость полетов (при утилизации предметов пропорционального пассива, см. стр. 24) пропорциональны величине (n — 1). В таблице (стр. 24) приведены значения n, соответствующие полной теплопронзводительности различных химических групп и ракетным скоростям W1 = 22 370 м/сек и W2 = 14 460 м/сек. Первая скорость соответствует полету с Земли в межпланетное пространство и обратно без погашения скорости возврата сопротивлением атмосферы, вторая — тому же полету с погашением последних 7900 м/сек скорости возврата сопротивлением атмосферы. Мы до соответствующих экспериментов не знаем значений коэффициента полезного действия ракеты и не знаем того, какие именно химические группы и в каком процентном отношении окажется выгоднее всего применять. Пока примем для приблизительных подсчетов за среднее для всего полета значение коэфицнента полезного действия ракеты 0,8, являющееся довольно вероятным, согласно предположительным выкладкам, которых мы здесь приводить не будем, и данным о работе раскаленных газов в двигателях внутреннего сгорания. За среднее значение полной теплопроизводительности примем 3,3 ккал/г. При этих данных мы будем иметь u = 4700 м/сек1;
1Скорость истечения u = 4700 м/сек сильно преувеличена против действительно возможной. (Прим. ред.).
эту предположительную величину скорости истечения за отсутствием пока возможности иметь более достоверные ее значения мы и положим в основание последующих расчетов, полагая, что ошибка при вычислении n не превзойдет в ту или другую сторону множителя n 1/10. Ввиду выясненной нами в гл. VIII относительной незначительности скорости Лs мы будем полагать Wy = 12 000 м/сек, пренебрегая разницей, точное значение и даже знак которой нам сейчас неизвестны и которая, вероятно, будет в нашу пользу (см. гл.
VIII).
При таких данных к при обязательном условии утилизации предметов m1 (в том случае, если придется применить несколько комплектную систему — см. гл. V) для чисто ракетного полета с Земли в межпланетное пространство с возвращением на Землю без погашения скорости возврата сопротивлением атмосферы мы будем по формуле (4) иметь n = 120, т.е. около 120 весовых единиц топлива на одну весовую единицу полезного груза, причем значительная часть первого — в виде жидкого кислорода или озона, другая часть — в виде жидких СН4, С2Н2, SiH4, BH3 и одна не очень малая часть, равная qμ, в виде металлических (главным образом дуралюминовых) изделий самого высокого качества: это предметы m1. Наиболее дешевая нефтяная группа заряда будет иметь применение также, но применение это, выгодное, несмотря на требуемое при нем увеличение массы топлива, значительно сокращается тем, что соответственно росту массы топлива должна расти и масса самой дорогой из расходуемых частей ракеты m1 — ее пропорциональный пассив. Для полета при тех же условиях и данных с остановкою на Луне n = 1000; то же самое с остановкой на Марсе n = 3000 (при применении тангенциального типа траектории, продолженного до получения требуемой гиперболической скорости относительно Земли). Последние цифры могут быть с некоторою выгодой уменьшены преимущественным применением более дорогих и теплопроизводительных групп — борной и бороводородной. Подобные перспективы нельзя было бы назвать удовлетворительными: каждый полет требовал бы огромных материальных затрат, причем совершенно отсутствовала бы из-за той же экономической стороны дела возможность брать с собою сколько-нибудь тяжелые грузы, материалы, машины. Даже транспортирование большого современного астрономического инструмента потребовало бы колоссальных затрат.
Ключом к действительному овладению мировыми пространствами являются: первоначально — погашение скорости возврата сопротивлением атмосферы (гл. IX), а затем — устройство межпланетной базы (гл. X) и, если удастся необходимая световая сигнализация, — ракето-артиллерийское снабжение межпланетной базы. Погашение скорости возврата сопротивлением атмосферы по первому способу, уменьшая W до 14 460 м/сек, в шесть раз понижает n для всех полетов: с Земли в межпланетное пространство и обратно n = 20; то же с остановкой на Луне n = 160 и то же с остановкой на Марсе n = 500 и в 12 раз уменьшает n, при погашении: по второму способу, когда будем иметь W = 12 500 м/сек и, соответственно n3 = 10, nл = 80; nм = 250*.
*Здесь n3, nл, nм величины n для Земли, Луны и Марса. (Прим. ред.). Уменьшение n при этом может быть с выгодой сочетаемо с применением в большем относительном количестве дешевой нефтяной группы топлива и с меньшим расходом в качестве топлива предметов пропорционального пассива.
Для тех же полетов с межпланетной базы мы имели бы значения n еще в 11 раз меньше n3 = 2 (возвращение с базы на Землю); при значении n, столь близком к единице, мы уже не должны пренебрегать разницею между n и (n — 1); n — 1 = 1 в данном случае, т.е. одна единица топлива на одну единицу полезного груза.
|
Примечание. Это при погашении скорости возврата по первому способу; при втором же способе погашения возврат на Землю требует совсем незначительного количества топлива. |
nл = 15; nм = 45; доставка грузов с базы без возвращения обратно обходилась бы: на Луну n = 4 и на Марс n = 7.
Доставка грузов с Земли на базу чисто ракетным способом n = 11; ракета-артиллерийским n = 7; при значении n < 20, по всей вероятности, с большей экономической выгодой мы могли бы пользоваться одной лишь дешевой нефтяной группой; при n = 10 — 15 устраняется необходимость расходования предметов пропорционального пассива. При подобных условиях ценные грузы — материалы высокого качества и машины — с доставкою на Луну и даже Марс обходились бы немногим дороже, чем на Земле. Мы все время предполагали, что посадка на Марс производится без помощи погашения скорости возврата сопротивлением его атмосферы. Между тем, на Марсе имеется довольно, видимо, плотная атмосфера, сопротивление которой могло бы быть использовано ракетой для планирующего спуска так же, как и в гл. IX указано для Земли. Сила тяжести на поверхности Марса втрое меньше, а скорость Wм — вдвое с лишним меньше, чем у Земли; мощность работы планирующей ракеты над атмосферой Марса в момент достижения ею максимума будет, следовательно, в шесть раз меньшею, чем при планировании в земной атмосфере, вследствие чего опасность нагрева поверхностей ракеты совершенно исключается. Остается лишь опасность со стороны неизвестного нам устройства поверхности Марса и со стороны предполагаемых на нем обитателей. При спуске на Марс с погашением скорости возврата сопротивлением его атмосферы доставка грузов на Марс обходилась бы приблизительно столько же, как и на Луну, которая плотной атмосферы лишена.