При возвращении на Землю нам придется уменьшить скорость ракеты до нуля,— сопротивление атмосферы, следовательно, будет все время действовать в нашу пользу, и наша задача лишь возможно лучше его использовать и не дать ракете сгореть от движения в атмосфере при скоростях в несколько км/сек. Сопротивлением атмосферы можно воспользоваться двояко: 1) можно погашать сопротивлением атмосферы всю скорость возврата

W_B = 11 185 м/ceк

или же 2) только «круговую скорость», т.е. последние

где α за отсутствием достоверных сведений о верхних слоях атмосферы сейчас точно не определимая величина в несколько десятков м/сек; последнее технически несколько проще; сначала мы и рассмотрим погашение последних 7909 м/сек + α. Исходным возьмем следующее положение: ракета движется по параболической или вытянутой эллиптической орбите, вершина которой находится на расстоянии 400 — 600 км от земной поверхности в зависимости от того, насколько точно мы сумеем направлять полет ракеты: мы должны быть вполне гарантированы не только от падения ракеты на земную поверхность, но и от зарывания ее в ощутимые слои атмосферы. Дальнейшее преобразование траектории производится применительно к тангенциальному типу ее — лишь в обратном порядке, чем показано на фиг.1. Каждый раз на участке наибольшего приближения ракета сообщает себе замедление, уменьшая тем эксцентриситет орбиты и оставляя приблизительно на месте ее точку наибольшего приближения. Когда эксцентриситет уменьшится настолько, что уже будет ускользать от наблюдения пилота, ракета будет продолжать сообщать себе небольшие замедления на произвольных участках своей почти круговой орбиты. Каждое замедление должно быть настолько малым, чтобы получающийся эксцентриситет был едва заметен; после каждого замедления орбита вновь проверяется (время оборота вокруг Земли 1½ часа) и, в случае обнаружения сколько-нибудь заметного эксцентриситета, этот последний исправляется небольшим замедлением на участке наибольшего приближения. Таким образом орбита ракеты будет все время сужаться, причем все время поддерживается ее круговая форма в пределах возможной точности наблюдений. Это сужение продолжается до тех пор, пока орбита не окажется в слоях атмосферы такой плотности, что j_ρ достигнет величины хотя бы 0,1 см/сек². С этого момента функционирование ракеты, как таковой, прекращается и все предметы пропорционального пассива отбрасываются. Конструкция ракеты к этому времени должна быть следующей схемы (фиг. 6):

Фиг.6. Схема снаряда для погашения скорости возврата сопротивлением атмосферы.

1) камера пилота; 2) поддерживающая поверхность эллиптической формы, о конструкции которой будет ниже; большая ось эллипса должна быть перпендикулярна траектории, а малая — наклонна под углом α (около 40°), дающим наибольшую подъемную силу; 3) длинное хвостовище, отходящее от камеры пилота назад под углом α к малой полуоси эллипса поддерживающей поверхности; на конце — хвост в виде двух плоских поверхностей, составляющих двугранный угол около 60°, ребро которого параллельно большой оси эллипса, поддерживающей поверхности, а равноделящая плоскость параллельна траектории; 4) поверхность для автоматического поддержания боковой устойчивости в виде угла, подобного хвосту, но с меньшим растворением (около 45°), расположенного над камерой пилота и обладающего ребром, перпендикулярным траектории и ребру хвоста. Эта поверхность автоматически поддерживает боковое равновесие снаряда, поворачиваясь вправо и влево вокруг своего ребра, будучи управляема гироскопом, находящимся в камере пилота. Ось гироскопа заранее устанавливается параллельно оси вращения Земли. Достичь бокового равновесия снаряда при весьма больших скоростях в разреженных слоях атмосферы чисто аэродинамическим путем, вероятно, не удастся, необходимо поэтому какое-либо автоматически управляемое приспособление, вроде вышеуказанного. Все указанные наружные части должны быть взяты на ракету при отправления в разобранном виде и затем собраны до того момента, как орбита пройдет хотя бы своей ближайшей к Земле частью через атмосферу ощутимой плотности. Планероподобный снаряд описанной конструкции (от планера он отличается более всего весьма большим углом атаки, устройством хвоста и приспособлением боковой стабилизации) будет обладать свойством всегда держаться в слоях атмосферы такой плотности, что при данной его скорости вертикальная слагающая давления воздуха на поддерживающую поверхность будет равна кажущейся тяжести снаряда, т.е. избытку его тяжести над развиваемой им центробежной силой, равному:

Примечание. Мы предполагаем горизонтальное движение по дуге большого круга.

По мере уменьшения скорости снаряда вследствие замедляющего действия атмосферы он будет спускаться в более плотные слои атмосферы, чем и будет поддерживаться равенство между кажущейся тяжестью снаряда и подъемной силой, развиваемой поддерживающей поверхностью. Если мы положим, что возвращение снаряда происходит в экваториальной плоскости по направлению на восток (V₁ = V - U), что нагрузка поддерживающейся поверхности равна р кг/м², то согласно формулам (15) и (38) будем иметь:

где c_α — функция угла наклона поддерживающей поверхности. Левая часть этого уравнения представляет собою приходящуюся на 1 м² поддерживающей поверхности кажущуюся тяжесть снаряда, а правая — вертикальную слагающую сопротивления атмосферы, т.е. подъемную силу также 1 м³. По этому уравнению при р = 200 кг/м2, c_α = 0,7 (α = 40°) и К = 0,1 (берем меньшее из экспериментально найденных значений К как менее выгодное ввиду отсутствия данных о столь высоких скоростях) и составлен график (фиг. 7), представляющий изображение функции h = F(V₁) по формулам (39) и (17). Цифры на кривой обозначают отношения Δ = ρ_h/ρ₀, соответствующие значениям V₁, нанесенным на горизонтальной оси. Часть кривой для V₁ < 1000 м/сек не нанесена, так как по причинам, о которых речь будет ниже, она не имеет для нас особого значения.

Фиг. 7. Цифры на кривой обозначают отношения Δ = ρh/ρ0, соответствующие значениям V1, нанесенным на горизонтальной оси; h вычислено по значениям Δ согласно формуле (17).

Погашение скорости возврата сопротивлением атмосферы возможно постольку, поскольку снаряд не сгорит в воздухе подобно метеору при тех V и h, какие будут иметь место во время спуска согласно формуле (39). Разовьем это условие: поскольку количество теплоты, отдаваемой (главным образом посредством излучения) поддерживающей поверхностью снаряда при высшей из температур, какую она способна перенести, не будет меньшим того количествта тепла, которое она будет получать от находящихся перед нею раскаленных вследствие адиабатического сжатия объемов воздуха при различных комбинациях V и h, отвечающих формуле (39). Мы не можем составить себе точного представления об указанных явлениях за отсутствием точных знаний об явлениях в упругой среде вблизи движущегося тела и об излучительной способности газов при температурах в несколько тысяч градусов. Так как интенсивность излучения растет пропорционально 4-й степени абсолютной температуры, то поверхности снаряда, подверженные действию атмосферы, а именно — прежде всего поддерживающая его поверхность, должны обладать максимальною огнеупорностью, которой следует достичь хотя бы с увеличением веса их квадратного метра, и, следовательно, с уменьшением площади поддерживающей поверхности и увеличением нагрузки ее квадратного метра p. Наиболее рациональной конструкцией поддерживающей хвостовой и стабилизирующей поверхностей представляется следующее: металлический остов, наглухо покрытый черепицей из какого-либо вещества максимальной огнеупорности, как, например, графит, реторный уголь, известняк, фарфор. Черепица должна находиться со стороны поверхностей, обращенных вперед, и защищать собою металлический остов. Части остова, приходящие в непосредственное соприкосновение с черепицей, должны быть сделаны из одного из наиболее тугоплавких металлов, основа же его может быть из трубчатой стали, охлаждаемой изнутри водой и водяными парами и защищенной от излучения тыльной стороны черепицы облицовкой из фарфора. Опасности значительного обгорания содержащей углерод черепицы, повидимому, не представляется, так как при скорости снаряда в несколько км/сек успевать вступать в непосредственное соприкосновение с поверхностью его будут молекулы лишь из весьма тонкого прилегающего к ней слоя воздуха. Все же количество воздуха, которое будет лежать в описываемом контуром снаряда объеме во время замедления от V₁ = 7000 м/сек и до V₁ = 2000 м/сек (опасный промежуток), будет лишь в несколько раз превосходить массу снаряда. При этом весьма вероятно, что на высотах 100 > h > 50 км атмосфера весьма бедна кислородом, молекулярный вес которого более молекулярного веса азота; опасные же скорости будут иметь место на высотах 100 > h ≥ 50.

Примечание. Опасный период спуска будет продолжаться менее 20 мин.

Ввиду того, что опасные скорости в несколько раз превосходят скорость звука в воздухе, интенсивному действию атмосферы будут подвержены лишь поверхности снаряда, обращенные вперед, а около поверхностей, обращенных назад, будет почти абсолютная пустота в сравнении с плотностью окружающей атмосферы. В частности, в этой пустоте будут находиться металлический остов поверхностей и вся камера пилота, если ее расположить соответствующим образом; последняя должна лишь быть защищена от перегрева излучением тыльной стороны черепицы.

Приблизительное сравнение возможных количеств отдаваемой и получаемой поддерживающей поверхностью теплот говорит за то, что вполне возможен благополучный спуск снаряда на Землю с погашением скорости возврата, начиная с V = 7909 м/сек = w/√2: мощность работы, совершаемой снарядом над атмосферой [независимо от неточных формул (17) и (15)], достигает максимума Q около 3·р·10¹¹ эрг/сек на 1 м² поддерживающей поверхности при V₁ около 4500 м/сек. Из этой мощности в сторону поддерживающей поверхности будет излучаться менее половины Q₁ < 1,5·р·10¹¹ эрг/сек, тогда как другая, большая часть будет излучаться сжатыми объемами воздуха в другую сторону — в пространство, если положить, что за время прохождения воздуха мимо поверхности снаряда (в наиболее опасный период полета это время будет не более 0,002 сек.) им будет излучаем часть его теплоты, равная qQ, где Q — общее количество приобретенного им при сжатии тепла, то на поддерживающую поверхность придется не более

qQ₁ < 1,5·р·10¹¹ эрг/сек(40)

мощности излучения.

По формуле Стефан-Больцмана, интенсивность излучения абсолютно черного тела равна 0,57 Т⁴ эрг/сек на 1 м² поверхности. Мы берем здесь абсолютно черное тело, так как в предыдущем случае предполагали полное поглощение лучей поддерживающей поверхностью; влияя одинаково на поглощение и излучение, коэфициент поглощения для нас сейчас роли не играет. Если положим р = 200 кг/м², что является примерным, довольно вероятным данным, и Т = 3000° = 2730°Ц (значение, близкое к возможному предельному максимуму), то окажется, что мощность излучения 1 м² поддерживающей поверхности в обе стороны могла бы достичь значения 9,2·10¹³ эрг/сек, тогда как мощность поглощаемой энергии будет не больше, чем 3·10¹³ эрг/сек [формула (40)]. Судя по тому, что газы в цилиндрах двигателей внутреннего сгорания за время порядка 0,1 сек. успевают отдавать стенкам лишь половину своей теплоты, мы можем быть уверены, что величина q имеет значение, выражаемое не более чем сотыми долями единицы. Мы, таким образом, получаем весьма большой запас для уменьшения T = 3000° и для увеличения нагрузки поверхности р = 200.

Вот другой расчет температуры поддерживающей поверхности: по формуле (37) для скорости 4,5 км/сек (берем эту скорость как дающую максимум работы сопротивления) темпеоатура адиабатически сжатого при начальной температуре 0°Ц воздуха T₁ = 1800°. Так как поддерживающая поверхность будет поглощать теплоизлучение, с одной стороны, а сама излучать — обеими своими сторонами, и так как количество излученного тепла должно быть равно количеству поглощенного, то мы имеем уравнение

a·Т ₁⁴ = 2b·Т₂⁴

где a и b — коэфициенты, пропорциональные коэффициентам поглощения раскаленных газов и поддерживающей поверхности, и Т₂ — искомая температура этой поверхности. Предположив a = b и подставив Т₁ = 1800°, находим Т₂ = 1500° = 1227°Ц. В действительности коэфициент поглощения у твердого тела будет больше, чем у газа, поэтому Т₂ будет еще меньшим. Из предыдущих выкладок следует, что облицовка поддерживающей поверхности может быть сделана и из фарфоровой или корундовой черепицы.

После того как скорость снаряда падет до V₁ = 2000 м/сек, всякая опасность перегрева отпадает [см. формулу (33) и фиг. 4]. Дальнейшая потеря скорости происходит точно так же вплоть до того момента, как снаряд очутится на высоте 1 — 2 км над уровнем земной поверхности. Так как заранее точно рассчитать место спуска не удастся, а при первых полетах нельзя будет сказать заранее, спустится ли снаряд на море или на сушу, то непосредственная посадка на земную поверхность при скорости V₁ нескольких десятков м/сек представляла бы опасность для жизни пилота; снаряд поэтому должен быть снабжен для завершения спуска парашютом. Если окажется удобным иметь с собой парашют достаточно большой площади, на нем спускается весь снаряд; если же подобный парашют слишком громоздок, то им пользуется лишь один пилот, снаряду же предоставляется садиться самому. Если место спуска приходится на море, то посадка на воду может быть произведена непосредственно с парения. В подобном случае для уменьшения крутизны спуска, а следовательно, и толчка при посадке, заблаговременно на высотах 10 — 20 км должен быть уменьшен угол атаки поддерживающей поверхности посредством поворота хвостовища на некоторый угол вниз. Скорость посадки (горизонтальная) этим будет увеличена, но толчок уменьшен. Для случая маневрирования в воздухе, которое необходимо при спуске на море, хвостовище или сам хвост должны быть устроены управляемыми из камеры пилота. Ввиду возможного спуска на море снаряд должен быть обеспечен всем для успешного плавания: на нем должен быть парус, приспособление для сообщения ему устойчивости на воде, если таковые потребуются, небольшой запас топлива в виде сжиженного болотного газа и легкий маломощный мотор. С этими средствами, пользуясь пассатами, снаряд может добраться до ближайшей земли за неособенно продолжительный промежуток времени, если ранее его не подберет какое-либо судно. Для облегчения плавания поддерживающая поверхность и пр. должны отбрасываться или же обратно разбираться и складываться в камеру.

Для погашения сопротивлением атмосферы всей скорости возврата исходное положение должно быть таким же, как и в первом случае (см. стр. 63). Устройство ракеты — так же, согласно предыдущему, с добавлением того, что ее поддерживающая поверхность обладает переменным углом атаки от +40° до —40° и снабжена автоматически действующим механизмом, который ставит ее под положительным углом атаки, когда ракета зарывается в более глубокие слои атмосферы, под нулевым, когда ракета несется параллельно Земле, и под отрицательным — когда, удаляясь от Земли, ракета попадает в более редкие слои атмосферы. Механизм этот может управляться тягой от специальной небольшой поверхности, выставленной наружу перпендикулярно движению ракеты. Когда встречное давление атмосферы на эту поверхность возрастает, механизм должен действовать в одну сторону — давать поддерживающей поверхности положительный угол атаки; когда же это давление падает, он должен действовать в обратную сторону. Чтобы не подвергать действию атмосферы тыльную сторону поддерживающей поверхности, можно, вместо сообщения ей отрицательного угла атаки, заставлять переворачиваться весь снаряд вокруг его продольной оси.

Осторожно, небольшими замедлениями в точке наибольшего удаления исходного эллипса, орбита ракеты суживается, причем точка наибольшего приближения вступает, наконец, в пределы атмосферы ощутимой плотности. Это вступление должно произойти на таком расстоянии от земной поверхности, чтобы ракета была вполне гарантирована с учетом возможных неточностей в управлении ею и в определении данных ее орбиты от перегрева при скорости ее до 11 км/сек. От этого требования зависит и выбор осей исходного эллипса (чем большая ось меньше, тем точнее может быть вычислена и тоньше передвигаемая к Земле точка наибольшего приближения — в частности, потому, что тем меньше будет сказываться возмущающее действие Луны, но зато тем большую часть W_B придется предварительно погасить чисто ракетным способом). С момента вступления участка наибольшего приближения в разреженные слои атмосферы начинается прохождение рзкетою траектории, совершенно аналогичной траектории предварительной (внешней по отношению к атмосфере) фазы возвращения при погашений сопротивлением атмосферы w/√2 + α до перехода на круговую орбиту (см. стр. 69), с тою разницей, что замедлителем на участке наибольшего приближения будет являться не ракетное действие, а сопротивление разреженных слоев атмосферы, которые ракета будет пересекать повторно несколько раз при все уменьшающейся большой оси ее орбиты. Автоматически-переменный угол атаки поддерживающей поверхности будет играть при этом следующую роль: при углублении в атмосферу, когда давление на контрольную поверхность будет возрастать, угол атаки положителен, и поддерживающая поверхность своим действием мешает приближению ракеты к Земле — удерживает ее в более разреженных слоях атмосферы, нежели те, в какие бы ракета в противном случае проникла. Когда ракета начинает выходить из атмосферы и давление на контрольную поверхность падает, угол атаки отрицателен и поддерживающая поверхность мешает удалению ракеты от Земли — этим достигается выход из атмосферных слоев под меньшим углом к ним, а следовательно, под меньшим углом и следующее вступление в них и менее глубокое зарывание в атмосферу при следующем прохождении участка наибольшего приближения. Таким образом переменным углом атаки поддерживающей поверхности достигается удаление от Земли в самые разреженные слов атмосферы участка наибольшего приближения, начиная от первого вступления орбиты в пределы атмосферы ощутимой плотности и до перехода ракеты вследствие замедляющего действия атмосферы на круговую (собственно спиральную) орбиту, целиком уже находящуюся в пределах атмосферы, после чего дальнейший спуск происходит совершенно тождественно таковому же при погашении скорости возврата сопротивлением атмосферы по первому способу. Таким образом по второму способу мы погашаем сопротивлением атмосферы не 7909 м/сек + α, а 11 185 м/сек — β, где β — ракетное замедление, расходуемое для перехода с Т_с на исходный эллипс и на введение точки наибольшего приближения исходного эллипса в пределы атмосферы. β — величина, теоретически могущая быть сколь угодно малой, практически определяется точностью управления ракетой и точностью вычисления данных ее орбиты. Приблизительно, считая толщину атмосферы ничтожной в сравнении с радиусом Земли

где R — радиус Земли, r₁ — расстояние до центра Земля точки наибольшего приближения (перигея) исходного эллипса, r — соответственное расстояние точки наибольшего удаления (апогея). Первый член представляет собою ракетное замедление, необходимое для перехода с Т_с на исходный эллипс; второй член — замедление, необходимое для введения в пределы атмосферы перигея исходного эллипса. Если, положим, примерные данные r₁ = 2R и r = 20R, то получим β около 0,05 √2Rg = 0,05w = около 550 м/сек. Таким образом мы сможем погасить сопротивлением атмосферы из W_B часть, равную 10 630 м/сек, и W становится равной 12 550 м/сек (см. стр. 63).

далее

назад