Запас энергии для сообщения скорости ракете может быть взят на ракету в весьма различных видах, но из них только скрытая химическая энергия соединения некоторых наиболее легких и активных элементов и энергия разложения находится в таком отношении к массе содержащего их вещества, что получается u, достаточная для осуществления полета на практике. Мы обладаем слишком ничтожными запасами радия и притом не умеем управлять выделением его скрытой энергии, протекающим чересчур медленно для наших целей; поэтому из всех возможных видов «ракеты» мы должны остановиться на «ракете» в обыденном смысле этого слова, т. е. на ракете термохимической, обладающей еще и тем весьма большим специальным преимуществом, что в ней скрытая энергия может быть превращена в живую силу продуктов истечения в больших количествах и с большим коэфициентом полезного действия при относительно небольшом весе и несложности всех служащих этому превращению приборов.

Теоретически возможен еще один особый вид ракеты — ракета, черпающая энергию извне, от солнечного света. На практике, однако, такой способ действия ракеты для нас сейчас неприменим или почти неприменим вследствие чисто технических затруднений:

1) трудность сообщить даже и при наличии необходимого запаса энергии частицам выделения большую скорость, чем им может дать расширение продуктов сгорания в термохимической ракете, и

2) трудность построить необходимые зеркала с таким отношением их площади к массе, чтобы улавливаемой ими солнечной энергии хватало для сообщения достаточной скорости истечения при достаточном относительном расходе — см. стр. 17].

Вследствие этих затруднений ракету, функционирующую за счет энергии солнечного излучения, мы также оставляем пока в стороне.

Преобразование теплоты химической реакции в живую силу продуктов истечения основано на расширении газов. Газы, следовательно, в составе выделения термохимической ракета необходимы. Мы, однако, не обязаны ограничивать своего выбора химического состава продуктов сгорания одними лишь газообразными соединениями. Ракета может исправно функционировать и в том случае, если только часть продуктов сгорания газообразна, а другая представляет собой распыленные в газе более плотные вещества. Газы, расширяясь в трубе ракеты вследствие своей упругости и приобретая при этом скорость, будут увлекать с собою и частицы плотных веществ, черпая в то же время от этих последних теплоту взамен теплоты, теряемой ими при расширении¹. Для того чтобы этот процесс закончился с наибольшим полезным эффектом, необходимы: 1) возможно более полное увлечение плотных частиц газами и 2) возможно более полная передача тепла от плотных частиц к газам. И то, и другое требует достаточно тонкого и равномерного распыления в газе плотных веществ и достаточного промежутка времени, в течение которого они будут друг с другом соприкасаться, т. е. достаточной длины сопла ракеты. Решить вопрос о том, каковы должны быть степень распыления, длина сопла и процентное содержание плотных веществ в продуктах сгорания для удовлетворительного функционирования ракеты,— может лишь серия обстоятельных экспериментов. Выбор веществ для топлива сводится, следовательно, в основе своей к выбору такой группы, чтобы выделяющееся при химической реакции между ее членами количество теплоты было наибольшим при расчете на 1 г получающегося соединения, вследствие чего мы могли бы получить наибольшую u. Если бы при этом оказалось, что продукты реакции сжижаются или отвердевают при температурах, еще далеких от абсолютного нуля, и теряют при этом необходимую нам упругость, то мы должны были бы к выбранной группе веществ присоединить еще и другую, продукты реакции между элементами которой сохраняют газообразное состояние при более низких температурах и способны поэтому на превращение теплоты выделения в его живую силу с большей полнотой. В простейшем случае вместо второй газовой группы может быть применен легчайший из газов — водород.

¹ Вопрос, поставленный автором, кажется с первого взгляда рациональным. Но в действительности примешивание к газообразным продуктам истечения твердых или жидких веществ приводит к уменьшению скорости истечения за счет потерь на сопротивление. Постольку поскольку процесс обмена тепла идет во времени, вряд ли можно ожидать в течение такого короткого времени, какое находятся продукты истечения в сопле, чтобы последние могли получить компенсацию даже на восстановление потерянной скорости. Далее расплавленный металл, двигаясь вместе с потоком газов, будет иметь большие скорости и поэтому будет производить механическое разрушение сопла. (Прим. ред.).

Далее мы приводим таблицу химических соединений, обладающих наибольшей теплопроизводительностью на 1 г их массы.

Первый столбец цифр содержит в себе теплоты соединений в больших калориях на 1 г, уже за вычетом скрытых теплот испарения жидких О₂, О₃, Н₂, СН₄, С₂, Н₂ и жидкого воздуха.

Второй столбец содержит скорость выделения в метрах в секунду, соответствующие данным первого столбца, т. е. такие скорости, какие получила бы масса 1 г, если бы ее живая сила равнялась энергии теплоты, показанной в первом столбце.

Третий столбец содержит значения n₁ для

* Автор под W₁ подразумевает удвоенную параболическую скорость W относительно поверхности Земли, считая, что скорость на поверхности Земли равна нулю и траектория ракеты имеет своим фокусом Землю. В этом случае , где R — радиус Земли, g — ускорение силы тяжести.

Подставляя значения R и g, будем иметь:

Под W₂ автор разумеет разность между W₁ и круговой скоростью W_кр~7910 м/ сек.

Коэфициент перед числом 11 185 получается из следующих соображений.

Так как

то

Прим. ред.

Так как элемент кислород участвует в каждом из интересующих нас соединений, то, соответственно двум видам кислорода — О₂ и О₃, каждое из соединений приведено в двух строчках: в верхней данные по расчету на кислород, в нижней — на озон, который обладает значительно большим запасом энергии. В дальнейшем мы будем именовать группы актива по их некислородным членам.

Мы видим из таблицы, что наибольший тепловой эффект дают литиевые и борные группы. Применение лития в качестве топлива ракеты отпадает заранее ввиду того, что он несравненно дороже бора, лишь немного превосходя его своей теплопроизводительностью. Затем следуют почти наравне друг с другом группы алюминиевая, силициевая, магниевая и водородная, если рассчитывать на сжижение паров воды, но при расчете на газообразное состояние воды водородная группа несколько уступает металлической, при расчете же на сжижение паров воды одновременно с применением озона — несколько превосходит их. Затем следуют дающие смесь углекислоты с водою углеводородные группы: болотная, ацетиленная и нефтяная; еще меньший эффект дает чисто угольная группа и, наконец, группа из нефти и воздуха. Ввиду дешевизны более удобной для нас нефти, дающей притом больший эффект, применение угольной группы отпадает заранее. Что касается водородной группы, то вопрос об ее применении приходится считать открытым ввиду затруднительности хранения и дороговизны жидкого водорода. Весьма вероятно, что применение кремне— и бороводородных групп окажется лучшим во всех отношениях, тем более, что добиться конденсации паров воды в сопле ракеты, т. е. утилизации ее скрытой теплоты испарения, нам безусловно не удастся во время развития ракетой большей части ее скорости, когда мы не можем довольствоваться сколь угодно малыми по всей j₀ и , а, по всей вероятности, не удастся и вообще, так как конденсирование паров воды потребовало бы расширения их от выхода из камеры сгорания до выхода из сопла в сотни тысяч раз и более. Применение металлических или борной групп требует для наличия в продуктах сгорания одновременно применения водородной, бороводородной или одной из углеводородных групп, или же присутствия избыточного водорода. Если критерием при составлении топлива будет служить наименьшая его стоимость, то руководящим принципом должен быть следующий: применение наиболее дешевых групп (т. е дающих наиболее дешевое реактивное действие: стоимость реакции определяется произведением

, где Ц — стоимость топлива, т — его вес и q — его тепловой эффект) для частей топлива, расходуемых первыми, и переход от них к группам более теплопроизводительным для частей топлива, расходуемых следующими. Согласно этому принципу и приведенной ниже таблице, топливо ракеты должно состоять из групп, следующих в таком порядке:

Состав выделения

Горючий материал

n1 W1=22370

n2 W2=14 460

СО2	......		2,1	4200	205	31
,,	......		2,7	4760	110	21
Н2О	......		3,7	5570	55	13
,,	......		4,4	6080	40	11
СО2+Н2О	CH4....		3,3	5250	60	15
,,   ,,	......	Н2О	3,9	5720	49	12
СО2+Н2О+ +9N2	Углеводоро- ды (нефть)	жидкость	2,6	4670	120	22
	Углеводоро- ды (нефть) и жидкий воздух		3,2 0,8	5160 2590	73 5600	16 250
2СО2+Н2О	C2H2 ......		3,0 3,5	5020 5420	86 62	18 14

Н2О	......		3,2	5160	73	16
,,	......		3,9	5720	49	12
СО2+2Н2О	......		3,1	5070	77	17
,,   ,,	......		3,7	5570	55	13
СО2+Н2О	Углеводоро- ды (нефть)		2,5	4580	130	23
,,   ,,	То же		3,1	5070	77	17
СО2+Н2О+ +9N2	То же и жидкий воздух		0,7	2430	9000	300
2СО2+Н2О	C2H2		2,9	4940	95	20
,,   ,,	,,   ,,		3,4	5340	65	15
Li2O	......		4,6	6220	36	10
,,	......		5,0	6480	32	9,3
LiOH	......		4,6	6220	36	10
,,	Н2О		5,1	6540	30	9,1
B2O3	......	пар	4,5	6150	38	11
,,	......		5,2	6480	32	9,3
B(OH)3	......		4,2	5940	43	12
,,	......		5,0	6480	32	9,3
B(OH)3	BH3		?	?	?	?
Al2O3	......		3,8	5650	52	13
,,	......		4,1	5870	45	12
Al(OH)3	......		3,7	5570	55	13
,,	......		4,2	5940	43	12
SiO2	......		3,6	5500	58	14
,,	......		4,0	5800	47	13
MgO	......		3,4	5340	65	15
,,	......		3,7	5570	55	13
Mg(OH)2	......		3,7	5570	55	13
,,	......		4,1	5870	45	12
SiO2+2H2O	SiH4		?	?	?	?

I. Нефтяная группа; если жидкий кислород окажется значительно дороже жидкого воздуха, то этой группе должна предшествовать группа из нефти и воздуха.

II. Болотная группа; если окажется возможным получить дешевый и безопасный жидкий ацетилен, то ей может предшествовать ацетиленная группа.

III. Водородная группа; применение ее находится в зависимости от стоимости производства и хранения жидкого водорода; весьма возможно, что водородная группа окажется неудобной и невыгодной и на ее месте будут совместно применяемые группы болотная, металлическая (Al, Si, Mg) и кремневодородная.

IV. Борная группа; совместно с ней водородная или бороводородная.

Относительно применения металлических групп будет сказано еще и ниже — в гл. V и VI.

Будет ли применяться озон и начиная с какой группы, зависит от того, насколько дешевый, а главное — безопасный жидкий озон нам удастся получать. От этого же в значительной степени зависит и применение водородной группы, так как для нее разница между кислородом и озоном наиболее ощутительна.

O₂, O₃, Н₂, СН₄, С₂Н₂, H₄, ВH₃ могут быть взяты на ракету, разумеется, только лишь в жидком виде, так как в газообразном они потребовали бы сосудов огромного объема и веса: бор должен быть взят в виде аморфного порошка, который пульверизируется в камеру сгорания струей водорода или болотного газа или примешивается к нефти перед ее поступлением в камеру сгорания. В₁, Si и Н₂ могут быть взяты в виде ВН₃, В₂Н₃ и SiH₄, а также в виде боро— и кремнеуглеводородов. Автор, к сожалению, не имел возможности разыскать термохимических данных относительно этих, чрезвычайно интересных для данного вопроса, соединений.

Металлы могут быть употреблены в расплавленном виде или, как и бор, в виде порошков.

О коэфициенте полезного действия ракеты, т. е. об относительном количестве теплоты, которая будет превращаться в живую силу истечения трудно составить себе заранее точное представление; он зависит больше всего от степени расширения газов в сопле ракеты, т. е. от соотношения начальной и конечной упругостей. Последняя же зависит от отношения массы отброса к поперечному сечению сопла и, кроме того, не может быть меньшей, чем упругость окружающей атмосферы. Коэфициент полезного действия ракеты будет поэтому большим в те периоды полета, когда ракета будет свободным космическим телом в безвоздушном пространстве, когда для нее будут достаточны сколь угодно малое j₀ и , и меньшим в те периоды полета, когда ракета будет находиться в пределах атмосферы значительной плотности и когда ей будет необходимо j₀, не меньшее некоторой определенной величины (гл. VI и VIII). При последних условиях коэфициент полезного действия будет, по-видимому, иметь величину от 50 до 75%. В целях повышения полезного действия мы должны иметь возможно большее начальное давление (в камере сгорания) и возможно меньшее конечное (в конце сопла)¹, чтобы достичь последнего, не увеличивая поперечного сечения сопла и, вместе с тем поперечного сечения всей ракеты и сопротивления атмосферы. Может оказаться более выгодной замена одного сопла несколькими, последовательно расположенными и выходящими под небольшим углом к боковой поверхности ракеты, задний конец ракеты в подобном случае можно сделать заостренным, обтекаемой формы. Питаться эти сопла могут из одной или из нескольких же камер сгорания — как окажется конструктивно удобнее.

¹ В принципе мысль автора верна, так как действительно к.п.д. двигателя будет повышаться с увеличением давления в камере сгорания. Однако при учете веса камеры сгорания при высоких давлениях, а также веса обслуживающих подачу топлива агрегатов итти на повышение давления в камере сгорания вряд ли имеет смысл.

Расчет автора на гидраты окислов неправилен, они не смогут образоваться в камере сгорания. Упущен бериллий — наиболее калорийный металл. (Прим. ред.).

Вследствие неполной утилизации теплоты химической реакции действительные значения u будут меньшими, нежели вычисленные в таблице. Если бы коэфициент полезного действия равнялся соответственно 50 и 75%, то действительное значение u было бы соответственно равно около ³/₄ и ⁷/₈ его вычисленного значения, соответственно чему n имело бы значение n^4/3 и n^8/7 от вычисленных значений.

далее

назад