Глава XIV

РАССМОТРЕНИЕ РАБОТЫ И ЭФФЕКТИВНОСТИ РЕГИСТРИРУЮЩИХ РАКЕТ НА ЖИДКОМ ТОПЛИВЕ

 

1. Вспомогательная (стартовая) ракета модели «В»

Наиболее удобно, чтобы старт происходил при помощи ракетной тяги. Кроме того, будет очень хорошо, если модель «В» получит оптимальную начальную скорость v0 возможно быстрее, в противном случае ракета будет излишне продолжительное время находиться в непосредственной близости от земли. Наилучшее значение P/m0 во время старта относится к наилучшему значению P/m0 при выдерживании скорости v примерно как 2,6 : 1. Так же должна колебаться и величина Р, что, согласно сказанному в гл. II, является недостатком.

Из формулы (2) следует, что при заданном химическом составе продуктов сгорания соотношение pd/p0 определяется значением Fd/Fm и, если желательно получить меньшую величину pd/p0, то значение Fd/Fm должно стать большим.

Из формулы (1) следует, что скорость истечения при заданных величинах pd/p0 и k будет тем выше, чем больше величина произведения p0V0. Величина p0V0 не зависит от значения p0 и будет тем больше, чем меньше удельный вес вытекающих газов и чем выше их температура*. Водород вытекает с наибольшей скоростью.

Наконец, из формулы (1) следует, что величина с будет тем большей, чем меньшее значение отношения pd/p0 может быть достигнуто.

Выход из затруднения здесь возможен или в результате применения регулируемых сопел, или установки спиртовой ракеты на еще одну спиртовую ракету с большим соплом и более высокой реактивной силой.

Для ракеты модели «В» лучше применять второй метод. На этой вспомогательной стартовой ракете мы здесь подробно останавливаться не будем. Если возможно создание конструкции спиртовой ракеты модели «В», то явно осуществима и вспомогательная ракета. Ее конструкция показана схематично на фиг. 64. Она имеет в диаметре 1 м, надевается на спиртовую ракету примерно до насосного отсека и имеет четыре выреза, в которые входят стабилизаторы спиртовой ракеты. Кислород находится в резервуаре а, который входит в сопло основной спиртовой ракеты.

Конструкция стартовой ракеты должна быть возможно более простой. В заполненном состоянии она весит 220 кг, двигатель ее работает 8 сек. Начальное ускорение, которое она придает ракете, составляет в начале 100 м/сек², а затем под влиянием возрастающей силы сопротивления воздуха оно уменьшается.

Необходимо также упомянуть о металлических кольцах (фиг. 65), которые обхватывают снаружи резервуар спирта главной ракеты. Кольца состоят из четырех частей, удерживаемых застежками b; кольца сбрасываются вместе со стартовой ракетой.

 

2. Взлет модели «C»

Если достигается скорость v, то кривая зависимости значения P/m0 от s при v0 = 500, s0 = 7000 и с = 1700 имеет вид, показанный на фиг. 66.

Если ракета летит под действием собственной энергии, она должна достигнуть оптимальной скорости. При этом начальное ускорение, а также тяга, и тем самым и р, должны иметь большие значения. Если после этого ракета будет лететь со скоростью, немного меньшей v, то кривая значений Р, а тем самым и p0, получит форму согласно фиг. 67.

Отсюда видно, что тягу можно считать примерно постоянной, а скорость — близкой к оптимальной (правда, при этом двигатель работает 18 сек., т.е. на 10 сек. больше времени действия стартовой ракеты, и скорость уменьшается на 76 м/сек и кроме того на величину v0). Это обстоятельство весьма удобно для конструирования простых регистрирующих ракет, подобных модели «C». Для ракет, совершающих полет с людьми, этот способ старта не подходит из-за того, что здесь будет весьма велико опорное ускорение. Ракеты с людьми должны иметь регулируемые сопла.

 

3. Габариты ракет и сопротивление

Мы показали, что чем больше нагрузка на поперечное сечение, тем лучше ракета проходит атмосферу. Нагрузка на поперечное сечение может быть большой в двух случаях:

а) когда ракета сама большая или когда, по меньшей мере, она имеет большую длину;
б) когда удельный вес топлива велик.

В случае, когда ракета имеет большую длину, необходимо позаботиться о том, чтобы она не была переломлена силой сопротивления воздуха. Этого можно достичь следующими способами: 1) когда топливо, как в модели «C», подается вверх и топливные баки присоединены к ракете в виде хвоста; 2) когда топливо подается вниз к двигателю, расположенному в хвостовой части ракеты, то диаметр последней надо увеличить; 3) перед стартом ракету поднять на возможно большую высоту; при этом улучшается также соотношение между пассивным и полезным весами, так как резервуары горючего не должны находиться под таким высоким давлением и могут изготовляться из более тонкого материала.

Для моделей «C» и «E» последнее не требуется, модель же «B» рассчитана на старт с высоты 5500 м над уровнем моря. Перед стартом модель поднимают на эту высоту при помощи двух дирижаблей (фиг. 68). Если ракета предназначена для старта с поверхности моря, где β в два раза больше, она должна быть в два раза длиннее, т.е. в восемь раз больше и тяжелее.

 

4. Сравнение спиртовой и водородной ракет

Здесь будет показано, почему водородная ракета имеет преимущества при полете в атмосфере с очень малой плотностью воздуха.

Выше мы видели, что величина отношения m0/m1 может быть тем большей, чем меньше величина β0. Если обозначить через br вес топлива, а через m1 — вес пустой ракеты, то получим:

где k — коэффициент пропорциональности.

Топливо спиртовой ракеты в q раз тяжелее.

Если обозначить величины, относящиеся к спиртовой ракете, прописными, а величины, относящиеся к водородной ракете, - строчными буквами, то можно записать:

В разреженном воздухе

и, согласно (6),

Если Vx < vx, то при заданном отношении c/C

В этом случае водородная ракета при сгорании всего топлива получит большую скорость полёта.

Для того чтобы лучше разобрать эту формулу, обратим внимание на то, что для небольших значений br/m1 имеем

Так как q > c/C, то в этом случае необходимо рекомендовать в качестве горючего спирт.

Далее,

Здесь величина ln q является константой, но если br/m1 увеличивается, то величина ln (1 + br/m1) растет от нуля до бесконечности. Это значит, что все выражение с ростом значения br/m1 (т е. с уменьшением β0) приближается к единице и должно в некоторый момент стать меньше c/C > 1. Это тем более будет иметь место для меньшего выражения

Исходя из этого, заключаем, что водородная ракета становится тем более предпочтительной, чем меньше значение β0.

В этом отношении весьма поучительна кривая на фиг. 22,а. Кривая дает зависимость оптимального значения отношения m0/m1 от атмосферного давления. Внутреннее давление при одинаковой скорости истечения и форме двигателя растет пропорционально внешнему давлению. Кроме того, чем больше разрежен внешний воздух, тем меньше будут силы, стремящиеся переломить или сжать ракету, и тем меньшим может быть внутреннее давление, предусматриваемое для придания устойчивости элементам конструкции ракеты. Таким образом, согласно приведенному в гл. V, отношение m0/m1 является в первом приближении линейной функцией величины, обратной давлению воздуха.

Одновременно можно убедиться, что отношение масс m0/m1 в водородной ракете вообще, и особенно при старте, значительно меньше. Сплошная кривая соответствует спиртовой ракете, а пунктирная — водородной.

На фиг. 22,Ь показана зависимость между соотношением масс и идеальной скоростью. Кривая зависимости для спиртовой ракеты растет быстрее, чем для водородной.

Так как наибольшее значение величины m0/m1 зависит от давления внешнего воздуха, а идеальная скорость — от значения m0/m1, то, очевидно, величина идеальной скорости зависит в конечном итоге от давления внешнего воздуха. Эта зависимость приведена на фиг. 22,с. На фигуре видно, что спиртовая ракета более эффективна при высоком внешнем давлении, а водородная — при низком. Все эти зависимости связаны с идеальной скоростью. В реальной атмосфере спиртовая ракета будет еще выгоднее водородной также потому, что она будет меньше тормозиться сопротивлением воздуха.

Благодаря малому удельному весу горючего водородной ракеты давление топлива на стенки баков невелико. Это является важным преимуществом, потому что в этом случае ускорения могут быть увеличены, а длительность горения — уменьшена.

Если m1 = M1, то M0 > m0. Это приводит к следующему. Если ракета предназначена для подъема регистрирующих приборов определенного веса и поднимается вверх при помощи другой ракеты, имея поэтому не слишком большой собственный вес, то следует предпочитать в качестве горючего водород уже тогда, когда спиртовая ракета того же веса (не заполненная горючим) могла бы дать больший эффект. Если в модели «В» заменить водородную ракету спиртовой того же объема, то она окажется несколько более эффективной, чем водородная. Но при одинаковом общем эффекте новая составная ракета должна быть по меньшей мере в пять раз тяжелее модели «В», и таким образом на каждом килограмме водорода можно сэкономить 200 кг спирта и 420 кг кислорода.

Необходимо также учесть состояние металлов при температуре жидкого водорода. Они становятся твердыми и хрупкими. Напряжения изгиба при хрупком материале являются тем менее опасными, чем более тонки стенки.

Если же конструкция такова, что разрушение вследствие хрупкости невозможно, то низкая температура имеет даже преимущество, так как при этом прочность на растяжение, а тем самым величина m0/m1 значительно возрастает.

 

5. Внутреннее давление в камере сгорания и процесс сгорания

Из камеры сгорания модели «В» могут, пожалуй, увлекаться вместе с газами и капли жидкости, при этом будет уменьшаться скорость истечения с. Этот недостаток будет тем меньшим, чем больше величина p0. Это объясняется следующим:


а) при большом давлении увеличивается значение отношения p0/pd, благодаря чему при одинаковом объеме камеры сгорания движение газов слабее, так как скорость, с которой газ течет через Fm, не зависит (почти) от величин p0 и pd, a Fm при увеличении p0 становится существенно меньше; при этом малые капли жидкости испаряются лучше, потому что они дольше остаются в зоне сгорания;
б) капли испаряются лучше также и потому, что плотный газ отдает больше тепла, чем разреженный;
в) при высоком p0 капли требуют для полного испарения меньшего количества тепла;
г) при высоком внутреннем давлении одно и то же количество увлекаемой жидкости меньше влияет на уменьшение скорости истечения.

 

6. Форма распылителя

Распылитель будет легче, если жидкости будут вытекать, как и кислород в модели «В», из свешивающихся трубок. Однако сгорание не будет при этом таким полным, как при боковой подаче горючего. В серьезно задуманных моделях «C» и «D» мы рассматриваем лишь боковую подачу.

Впрочем, этот вопрос не так важен для ракет, в двигатели которых кислород и горючее подаются попеременно, так как форсунки для вещества А можно установить так, чтобы они были в аэродинамической тени форсунок для вещества В. Тогда при любых обстоятельствах горючий газ будет однородным, и трудности будут только при пуске двигателя.

Предусмотренное в модели «В» одновременное использование обеих схем подачи неудачно.

Но так как мы не рассчитываем строить такую ракету, а хотим лишь изложить важнейшие типы устройств, то это и не имеет особого значения.

 

7. Значение насосов

Давление в камере сгорания должно быть высоким, а в резервуарах для топлива — значительно ниже. Назначение нагнетательных камер p1 и p2 заключается в приведении во взаимное соответствие обоих требований. Значение насосов возрастает вместе с увеличением габаритов ракеты. Большие ракеты сами по себе уже обладают необходимой величиной нагрузки на поперечное сечение, поэтому при их постройке можно итти на увеличение диаметра. При этом необходимое для жесткости внутреннее давление будет становиться меньше. Для ракет, у которых нагрузка на поперечное сечение выше 1,1 кг/см², важно также, чтобы p0 было достаточно велико и тем больше, чем выше эта нагрузка. У водородных ракет насосы теряют свое значение, если вес установленных на ракете приборов велик по сравнению с весом топливных баков.

Если же вес приборов сравнительно мал, то насосы становятся в водородных ракетах особенно эффективными. Применение нагнетательных камер надо считать довольно удачным техническим решением проблемы. Поршневые насосы не смогли бы совершить такой работы.

 

8. Деление сопла

Дополнительное основание утверждения, что у больших ракет может быть достигнуто большое значение отношения m0/m1 или p0/pd заключается в том, что сопло таких ракет может быть разделено на семь, девять и большее число частей (см. фиг. 57). Таким образом тяговый агрегат (камера сгорания, сопло и насосы) будет не больше (по длине), чем у малых ракет, и относительно общего веса топлива он станет меньше. (Для увеличения отношения m0/m1 это имеет такое же значение, как если бы в модели «В» нам удалось укоротить камеру сгорания, сопла и насосы.) В модели «E» водородная ракета не входит внутрь спиртовой, а укреплена на ней (см. фиг. 80). При этом верхняя стенка спиртовой ракеты имеет продолжения, входящие в сопла водородной. Над водородной ракетой предусмотрена особая остроконечная оболочка (головка), повышающая ее прочность в нижних слоях атмосферы и сбрасываемая вместе со спиртовой ракетой. Камера I находится над водородной ракетой непосредственно под парашютом. В модели «В» камера была расположена так глубоко, для того чтобы предохранить резервуар с водородом от прогибания под действием ускорения. Здесь же это опасение отпадает. Роль вспомогательной ракеты выполняют регулируемые сопла.

 

9. Старт ракеты с экипажем

Гигантские ракеты должны применяться тогда, когда необходимо поднять предметы большого веса.

Так как величина m0/m1 должна иметь определенное минимальное значение, то если m1 велико, то должно быть большим и m0. Такая большая ракета будет обладать следующими свойствами:


а) в силу большой нагрузки на поперечное сечение ракета должна уже с самого начала иметь весьма большую оптимальную скорость, которой она не сможет достичь, быть может, в течение всего полета;
б) внутреннее давление в резервуарах сравнительно мало;
в) в спиртовой ракете давление pd для Fd — F близко к 1 am если не превышает этого значения.

Указанные три пункта были выше основными при выборе высокорасположенного места старта. Следовательно, для такой большой ракеты не так существенно, чтобы место старта было расположено высоко. Значительно удобнее, если она поднимается с поверхности моря. Если при этом ее резервуары наполнены воздухом под достаточным давлением, то они будут хорошо выдерживать удары волн, ракета будет лежать на воде плоско с несколько опущенной хвостовой частью (фиг. 69) и ее можно будет буксировать за кораблем. На буксирном судне должны находиться резервуары с топливом, так как ракета заполняется им перед самым стартом. После заполнения топливных баков ракета принимает вертикальное положение и готова к старту (фиг. 70). Для того чтобы на водородной ракете не осаждался лед, последйяя изолируется бумажной оболочкой, которая срывается в момент старта.

Модель «C» тоже можно построить так, чтобы она смогла взлетать с поверхности земли. Предложение о подъеме ракеты при помощи воздухоплавательных аппаратов относится исключительно к модели «B».

 

10. Ракеты для межпланетных сообщений

Если бы ракета не была подвержена действию земного притяжения и сопротивлению воздуха, то выбор величины отношения m0/m1 зависел бы всецело от нашего желания. Чем меньше атмосферное давление и чем меньше сила тяжести, тем более эффективной становится ракета. Ракета является, следовательно, наиболее подходящим аппаратом для проникновения в межпланетное пространство.

 

11. Наполнение водородной ракеты

При наполнении водородной ракеты необходимо соблюдать определенные предосторожности. В резервуаре для водорода должно быть создано такое давление, которое относится к рабочему давлению, как первоначальный модуль упругости к модулю при температуре жидкого водорода. Затем резервуар должен быть охлажден путем нагнетания все новых порций газообразного водорода, и только когда его температура приблизится к температуре жидкого водорода, можно произвести наполнение.

 

12. Старт

За 15 сек. до старта приводится в действие малый насос m1. За 5 сек. включается динамо. Старт произойдет, как только запал G воспламенит смесь кислорода и спирта.

 

13. Высота подъема

Выражение √2g1h1 равно 11 160 м/сек при h1 = r + 70 км, а при h1 = r + 140 км оно равно 11 106 м/сек. Из сказанного выше можно заключить, что такая скорость достижима. Большая спиртовая ракета сообщает водородной скорость свыше 4000 м/сек, но если для примера возьмем ее равной 3000 м/сек и скорость истечения газов у водородной ракеты с = 3400 м/сек (в действительности она может равняться 4300 м/сек), то для водородной ракеты получаем:

то значение может быть увеличено, если соорудить ракеты большим числом ступеней. Следовательно, наши аппараты вполне могут достигнуть космической скорости.

 

14. Оценка топлив

По этому вопросу определенных данных в литературе нет. Различные авторы пытаются найти простые критерии для оценки топлива. Например, оценивают топливо калорийностью на 1 кг или калорийностью на 1 л. У других авторов мы находим иные критерии оценки, но рассматривать их более подробно нет необходимости.

Надо прежде всего отметить, что одна калорийность не может являться мерой оценки качества топлива. Необходимо еще знать, какая доля энергии топлива используется для создания скорости истечения газов. Например, в 1 л или 1 кг смеси ацетилена и кислорода содержится значительно больше химической энергии, чем в смеси спирта и кислорода, но спирт дает истечение с большей скоростью. Попытаемся сравнивать между собой различные топлива (по предложению Ноордунга) лишь с точки зрения энергии истечения, заключенной в 1 л. Энергия эта пропорциональна удельному весу σ и квадрату скорости истечения. Два горючих вещества будем считать равноценными, если для них равны величины σ · с².

Возьмем топливо, для которого σ = 1/2 и c = 2828 м/сек.

Тогда

σ · с² = 4 · 106

Наполним этим топливом баки ракеты, которая смогла бы вместить воды в девять раз больше своего веса. Очевидно, в баки ракеты можно будет вместить количество топлива, равное по весу 4,5m1. Тогда, согласно формуле (6), ее идеальная скорость в конце горения будет

Для топлива с удельным весом, равным 2, и скоростью истечения 1 414 м/сек

σ · с² = 4 · 106

Такое топливо, по Ноордунгу, было бы равноценно первому. Им можно наполнить резервуары ракеты в большем весовом количестве, равном 18 m1 и может быть достигнута скорость:

Разница будет еще более значительной, если ракета будет двуступенчатой. Допустим, что нижняя ракета без горючего в 10 раз тяжелее пустой верхней и каждая ракета вмещает воды по весу в 9 раз больше, чем весит сама.

Прописными буквами обозначим величины, относящиеся к нижней, а строчными буквами — величины, относящиеся к верхней ракете.

Для более тяжелого топлива

Следовательно, при применении тяжелого топлива скорость будет на 1 930 м/сек, т.е. на 27,7%, меньше, чем при применении легкого.

Критерий Ноордунга дает неверные результаты потому, что он исходит из равенства значения σ · с², а следует исходить из равенства выражений c·ln(m0/m1) или, так как

m0 = kσm1 + m1

то искомый критерий будет

c·ln(kσ + 1)

где коэффициент наполнения k есть постоянная, зависящая от конструкции ракеты.

Коэффициент наполнения k будет различным для разных ракет, и таким образом относительная значимость удельного веса топлива и скорости истечения будут также различны. Уже из одного этого следует, что нет такого простого критерия, при помощи которого можно было бы, исходя из значения идеальной скорости, сказать, какое из топлив принципиально предпочтительнее.

Дело будет обстоять еще сложнее, если принять в расчет условия проникновения через воздух, нагрузку на поперечное сечение ракеты, зависящую от ее величины и формы, и, наконец, степень диссоциации продуктов сгорания, зависящую от формы сопла, давления в камере сгорания, скорости полета и давления наружного воздуха. Примерно такой расчет мы провели при описании и кратком сопоставлении спиртовой и водородной ракет модели «В».

Сравним неравенство

v0c > 2rS

и формулы (43) и (100). Не существует такого топлива, которое при любых изменениях величин, входящих в эти формулы, во всех отношениях превосходило бы другие виды топлив. Такое вещество должно быть одновременно самым тяжелым, иметь наибольшую калорийность и наименьшую степень диссоциации. Кроме того, если задачу решать практически, оно должно быть еще самым дешевым, надежным и безопасным, а вдобавок — пригодным к применению в конструкциях, выполненных из различных материалов. В действительности каждое из известных топлив превосходит прочие лишь по отдельным свойствам, а так как эти свойства имеют у различных ракет различное значение, то для одной ракеты лучше подходит одно топливо, а для другой — другое.

Конструктор должен прежде всего набросать общий вид ракеты, удовлетворяющий требованиям, вытекающим из теории. В первую очередь следует учесть большое значение m0/m1 нежелательность жестких креплений, выбор подходящих насосов, соответствующую нагрузку на поперечное сечение и пр. Вопросов размеров и качества топливных баков, а также более точных размеров камеры сгорания конструктор не должен при этом касаться. Затем следует подсчитать эффективность верхней ракеты при использовании различных топлив и, когда будет подобран наиболее подходящий вариант, вычислить полный вес и принять его в качестве полезной нагрузки для ближайшей большей по величине ракеты, после чего приступить к расчету последней. При этом конструктор должен исследовать, какие топлива более пригодны для отдельных ракет, так как на примере ракеты «В» мы уже видели, что требования к топливу для верхней и нижней ракет весьма различны. Для верхней ракеты оно должно прежде всего быть высококалорийным, а для нижней — большого удельного веса (может случиться, что после выбора топлива для нижней ракеты придется сменить топливо для верхней). Лишь после всего этого можно будет конструировать ракету в целом.

Дело будет еще сложнее, если учесть стоимость. Инженер-механик и теплотехник будут легко склоняться к выбору такого топлива, цена которого на 1 кал окажется наименьшей. Однако дешевые виды топлив по большей части дают газы с меньшей скоростью истечения. А так как логарифм отношения масс приблизительно обратно пропорционален скорости истечения, то расход топлива будет так увеличиваться, что, несмотря на удельную дешевизну, применение его в целом обойдется значительно дороже. Например, подъем нефтяной ракеты .той же эффективности, что и ракета «C», обойдется раза в четыре дороже.

Но если даже скорости истечения двух топлив одинаковы, то и здесь нужно соблюдать осторожность. Необходимо подсчитать стоимость жидкого кислорода и принять во внимание, будет ли подъем совершаться вблизи кислородного завода, сколько времени потребуется заводу, чтобы выработать требуемое количество кислорода, и сколько кислорода испарится до наполнения ракеты. Например, петролейный бензин, 40%-ный метиловый и ЗО%-ный этиловый спирты дают в тропосфере газы с приблизительно одинаковой скоростью истечения (в стратосфере скорость продуктов сгорания бензина несколько больше). Из всех трех жидкостей бензин самый дешевый, а этиловый спирт — самый дорогой. Значит ли это, что надо брать бензин?

Молекула бензина содержит в среднем восемь атомов углекислоты и сгорание ее будет происходить по формуле

C8H18 + 25O = 8CO2 + 9H2O

При этом килограмм смеси будет содержать 22,2% бензина и 77,8% кислорода. В случае применения метилового спирта будем иметь 25% спирта и 37,5% кислорода и, наконец, для этилового спирта 18,5% спирта и 38,5% кислорода. По нынешним ценам дешевле всего оказался бы древесный спирт.

При этом нужно еще иметь в виду, что спирт не столь сильно действует на стенки сопла, как бензин. При применении последнего требуется еще добавочное количество кислорода, чтобы быть уверенным, что тяжелые пары бензина полностью сгорят. Но возникает еще один вопрос: останутся ли на своем уровне сегодняшние цены при интенсивном развитии ракетной техники. В настоящее время цена на метиловый спирт, собственно говоря, низка лишь потому, что его не расходуют в больших количествах. В случае увеличения потребления цены на него будут расти и, в конце концов, этиловый спирт, который производится в огромных количествах, денатурированный небольшим количеством древесного спирта, обойдется дешевле всего.

 

15. Упрощение модели «В»

Камеру сгорания можно значительно упростить, если не ставить строгих требований о достижении больших конечных скоростей. Можно устроить так, чтобы камера сгорания непосредственно соприкасалась с оболочкой ракеты, а эту последнюю покрыть асбестом, смачиваемым перед стартом. Можно было бы также покрыть сопло жаростойким материалом, способным противостоять огню в течение 45 сек.

Откидные стабилизаторы спиртовой ракеты можно заменить жесткими, снабженными рулевыми плоскостями. При этом посадка совершалась бы при помощи парашюта, а получаемая в результате скорость снизилась бы еще на 100 — 200 м/сек. Все же при всех этих упрощениях ракета поднялась бы на 250 км и даже более.

Если спиртовой резервуар будет находиться под давлением, равным давлению между трубками форсунок, то камеры p1 и p2 не понадобятся. Естественно, что при этом стенки резервуара должны быть большей толщины. На это дает еще то преимущество, что ракета стала бы более узкой и, следовательно, при одинаковом расходе горючего нагрузка на поперечное сечение могла бы быть большей или при одинаковой нагрузке сократился бы расход горючего. Если это упрощение осуществить, то скорость v1 равнялась бы 1200 м/сек, а ракета (с учетом s) все же поднялась бы выше 100 км. Тогда ракете были бы нужны лишь насосы mn, распылитель Z, бак для спирта h с двойным дном и манометром для регулирования работы двигателя, а также предохранительный клапан и бак с кислородом с такими же приспособлениями. Сюда же можно прибавить автопилот и парашют, а также устройство для старта ракеты. Охлаждения головки также не потребуется. Время подъема и спуска этой ракеты займет меньше 6 мин.; она сможет удаляться от места старта максимум на 10 км, так что ее легко найти, а следовательно, можно будет отказаться и от всяких вспомогательных средств для розыска ракеты.

Можно изготовить сравнительно простую ракету той же эффективности, что и модель В, большую по размерам, которая стартовала бы с высоты 2 — 3 км, но требовала бы в шесть раз большего расхода топлива. Она состояла бы из трех простых ракет. Нижняя ракета была бы спирто-водяной, средняя — метановой и с водой в качестве охлаждающего вещества, а верхняя — водородной.

В принципе еще более простыми являются модели «A» и «C»; последней даже не требуются стабилизаторы.

 

16. Преимущества применения жидких топлив

Преимущества жидких топлив вместо применявшихся до последнего времени порохов заключаются в следующем:


а) можно регулировать скорость полета;
б) отношение m0/m1 становится большим;
в) становится большей (особенно у водородных ракет) скорость истечения, потому что истекают более легкие газы; соплам может быть придана нужная форма, и, кроме того, режим давлений в соплах становится постоянным;
г) полет становится более безопасным.

 

17. Составные ракеты

Применение составных ракет дает следующие преимущества:


а) ракета несет с собой меньше мертвого груза;
б) отдельные ракеты могут в соответствии с их назначением строиться по-разному.

Далее...

Здесь Обертом допущены неточности. Говоря о независимости p0V0 от p0, он хочет сказать, что p0V0 выражается через RT, т.е. зависит от Т и R, причем газовая постоянная в свою очередь есть функция молекулярного веса (а не удельного). Прим. ред.