Рис. 2. Ракетоплан РП-218 Стартовый вес 1600 кг, площадь крыла 7,2 м'1, скорость 850 км/ ас, потолок 9 км. Тяга трех двигателей ОРМ-65 900 кг Рис. 3. Ракетоплан РП-218-1 (РП-318-1). Общий вид Стартовый вес 660 кг, площадь крыла 22 мг; максимальная тяга ЖРД РДА-1-150 150 кг; запас топлива 75 кг \ Ракетные установки для самолетов В годы Великой Отечественной войны С. П. Королев был за­местителем главного конструктора ОКБ-16 по летным испытани­ям и руководил разработкой ракетных двигательных установок для серийных боевых самолетов, разрабатывавшихся на основе ЖРД РД-1 (рис. 6) конструкции В. П. Глушко — главного конструктора ОКБ-16. Под руководством С. П. Королева были созданы вспомога­тельные ракетные двигательные установки для бомбардировщи­ка Пе-2 и других самолетов. На рис. 7 представлена схема ра­кетной установки на самолете, на рис. 8—10 — кислотная, керо­синовая и воздушная системы установки РУ-1. На рис.11 и 12 показаны установка РД-1ХЗ конструкции В. П. Глушко на само­лете Пе-2 и наземные испытания двигателя. В период с 1943 по 1946 г. было осуществлено около 400 ог­невых запусков этих установок на самолетах, при этом была по­казана их высокая надежность и эффективность. Установкой ЖРД на самолетах было достигнуто существенное увеличение скорости полета и скороподъемности. Так, например, установка ЖРД на самолете Пе-2 увеличивала максимальную его скорость на 46—68 км/час в зависимости от высоты полета и тяги двигателя (рис. 4). Пе-2 достигал с включенным ЖРД вы­соты 6 км за 8,6 мин, в то время как без ЖРД самолет поднимал­ся на ту же высоту за 12,8 мин (рис. 5). Таким образом, бое- 550 , км/час Рис. Рис. 5 Рис. 4. Максимальные скорости по высотам (самолет Пе-2) Рис. 5. Время набора высоты Я=5000 м; тяга 280 кг (самолет Пе-2) I — без РД-1, полет 20 августа 1943 г. Gcp = 7750 кг; II — с РД-1, полет 8 сентября 1943 г. GBa4 = 8200 кг; GCp = 7750 кг 737И манометрам давлений на входе о рубашку Рис. 6. Двигатель РД-1 (схема, 1942—1943 гг.) 1 — вспомогательный клапан; 2 — основной клапан 3 — обмотка электромагнита; 4 — нагревательный элемент; 5 — мембрана; в — контакты; 7 — заливные; пробки; S — фильтр; 9 — трубка е жиклером; 10 — ре­гулятор состава смеси; 11 — пусковой клапан; 12 — свеча; 13 — головка зажигания; 14— диафрагма; is— форсунка керосиновая; 16 — форсунка кислотная; 17 — завихритель форсунки; is — коллектор; 19 — реле давления газа; 20 — сильфон; 21 и 22 — контакты; 23 — предохранительный клапан; 24 — блокировочное реле; 25 — реле времени; 26 — реле промежуточное; 27 — обмотка трубопровод высокого давления Рис.8 г з Рис. 10 Рис. 8. Кислотная система установки РУ-1 1 — кислотный бак; 2 — предохранительный кожух; 3 — вентиль для заправки и слива; 4 — топливный вентиль с эжектором; 6 и 6а — слив из предохранительного кожуха; в — компенсационный бачок; 7 — насосный аргегат; S — предохранительный клапан; 9 — привод с передачей к насосу; 10 — сливной бачок; 11 — щиток механика; 12 — воз­душный фильтр; 13 — обратный клапан; 14 — отстойник дренажа; 1а — дренажный кран; 16 — вывод в атмосферу; П — дренажный предохранительный клапан; IS — дре. нажный жиклер; 19 — щиток экспериментатора; 20 — фильтр; 21 — камера сгорания Рис. 9. Керосиновая система установки РУ-1 1 — керосиновый бак; 2 — заливной бачок; 3 — топливный вентиль с эжектором; 4 — топливный жиклер; 5 — компенсационный бачок; 6 — насосный агрегат; 7 — предохра­нительный клапан; 8 — щиток механика; 9 — привод с передачей к насосу; 10 — переход­ный штуцер; 11 — отстойник дренажа; 12 — дренажный кран; 13 — вывод в атмосферу; 14 — дренажный предохранительный клапан; IS — дренажный жиклер; 16 — щиток экспериментатора; 17 — фильтр; IS — камера сгорания; 19 — кран для заливки трубо­провода Рис. 10. Воздушная система установки РУ-1 1 — воздушные баллоны; 2 — щиток механика; 3 — зарядный штуцер; 4 — кран на­полнения баллонов РУ от аэродромного баллона; 6 — манометр давления; 6 — кран наполнения (резервный); 7— клапанная коробка; 8—пусковой кран; 9 — редукторы дав­ления; Ю — манометр до 60 атм\ 11 — электромагнитный пневмоклапан; 12 — карбю­ратор; 13 — подогреватель воздуха; 14 — реле давления; 15 — камера сгорания; 16 — присоединение к бортовой самолетной сети; п — манометр до 150 атм; IS — манометр до 60 атм Рис. 9 Рис. И. Установка двигателя РД-1ХЗ на самолете Пе-2 Рис. 12. Наземные огневые испытания двигателя на самолете Пе-2 вые качества самолетов заметно повышались с установкой на них ЖРД. Особенно большой прирост скорости был достигнут на са­молете Як-3 (180 км/час). Разработка под руководством С. П. Королева ряда крылатых ракет и их данные отражены в отдельной статье (см. стр. 551—564 данного сборника). КОНСТРУКЦИИ, РАЗРАБОТАННЫЕ ПОД РУКОВОДСТВОМ М. К. ТИХОНРАВОВА Под руководством М. К. Тихонравова во второй бригаде ГИРДа разрабатывались темы: 03 — двигатель РД-А (РДА-1) с насосной подачей компонен­тов для ракетоплана РП-2; 05 — ракета под азотно-кислотный двигатель ОРМ-50 конст­рукции В. П. Глушко; 07 — ракета с двигателем на жидком кислороде и керосине; 09 — ракета с использованием топлива сметанного агрегат­ного состояния, основную часть которого составлял жидкий кис­лород. Во второй бригаде ГИРДа работали Ф. Л. Якайтис, В. С. Зуев, В. Н. Галковский, 3. И. Круглова, О. К. Паровина, Кислород БеШи L Рис. 1. Схема установки двигателя РД-А (03) на ракетоплане РП-2 Размах 12,1 м; площадь 20 л»2; длина 3,09 м; высота 1,25 jh; вес 470 кг; нагрузка 23,5 кг/ж3; скорость max НО км/час; скорость посадки 54 км/час; продолжительность полета 12 мин (с двумя кислородными баками) 743I • i Рис. 2. Ракета 07(Р2) a — компоновочный чертеж; б — общий вид ракеты в пусковом станке Н. И. Шульгина, В. А. Андреев, Е. И. Снегирева, Н. И. Еф­ремов, Я. Д. Голышев и др. На рис. 1 показана схема установки двигателя РД-А на раке­топлане РП-2. Основное внимание первоначально уделялось раз­работке топливного насоса, спроектированного М. К. Тихонраво-вым. В 1932 г. были изготовлены рабочие чертежи насоса. Но из­готовление его, переданное одному из предприятий, затянулось. Эта работа перешла впоследствии в РНИИ, где была осущест­влена установка для испытания насоса. Во второй половине 1932 г. центр тяжести работ бригады сме­стился на создание ракет, причем разработка их проектов в основ­ном велась комплексно, включая корпус ракеты, двигатель, си­стему подачи, наземное оборудование, систему спасения и т. д. 744 Испаритель! -I Сопла Медная проволока. Рис. 3. Камера ЖРДж07^(сборочный чертеж) Ракета 07 (рис. 2) была первой ракетой, над которой начала работать вторая бригада ГИРДа. Ее двигатель (рис. 3) должен был работать на жидком кислороде и керосине. Топливные ба­ки помещались в стабилизаторах ракеты, а ЖРД — между ними. Подача топлива осуществлялась давлением паров кислорода. Отработка двигателя ракеты 07 не была закончена в ГИРДе. Ра­боты с ракетой 07 были переданы в РНИИ и впоследствии она ле­тала с ЖРД 10. Наиболее успешно и быстро второй бригадой были осущест­влены работы по ракете^ОЭ (рис. 4). Она была спроектирована под топливо, состоящее из жидкого кислорода и сгущенного бензина. Его теплотворная способность была около 9000 ккал/кг. Двигатель ракеты 09 (рис. 5) представлял собой камеру из листовой латуни с бронзовой головкой и бронзовым гнездом для сопла. Сопло было изготовлено из стали. В головку ввертывался пусковой кран, соединенный непосредственно с кислородным баком, изготовлен­ным из дюралевой трубы. Подача жидкого кислорода осущест- 745 'Si**; v*'A* "-iw" 4W- %;'.;•"'. Рис. 4. Ракета 09 (PI) влялась давлением его же паров. Для наблюдения над нарастани­ем давления на ракете был установлен манометр. Сгущенный бензин помещался непосредственно в камере сгорания между осо­бой цилиндрической металлической сеткой и стенками камеры. Зажигание производилось авиасвечой, ввернутой в штуцер, рас­положенный на камере сгорания. Корпус ракеты, внутри которого были размещены двигатель и бак, был сделан из дюраля 0,5 мм. Стабилизаторы были из электрона. Полностью снаряженная ра­кета весила 19 кг, в том числе 6,3 кг приходилось на топливо. Отработка системы двигателя ракеты 09 продолжалась весной и летом 1933 г. Тяга измерялась на балансирном устройстве и до­стигала 32 кг. 746 Рис. 5. Сборочный чертеж гибридного ракетного двигателя 09 17 августа 1933 г. состоялся первый запуск ракеты, прошед­ший удачно. Ракета достигла высоты около 400 м. Пуск произво­дился вертикально. Это был первый запуск советской ракеты на жидком топливе. Второй раз ракета 09 была запущена поздней осенью 1933 г., причем в воздухе после подъема ее на высоту бо­лее 100 м произошел взрыв двигателя по невыясненной причине. Впоследствии в РНИИ было изготовлено шесть экземпляров ра­кеты 09, имевших индекс 13 (см. рис. 6). В ходе их пусков выяв­лялось влияние угла, под которым ракета пускалась, на харак­тер полета. Большинство ракет достигло высоты полета 1500 м. Проектирование ракеты 05 (рис. 7) началось после ракет 07 и 09. Она была рассчитана под двигатель ОРМ-50 конструкции В. П. Глушко, работавший на азотной кислоте и керосине. Ра­кета была построена в конце 1933 г. в период организации РНИИ, где и протекала дальнейшая работа с ней. В РНИИ на базе ра­кеты 05 при материальной поддержке Авиавнито была создана стратосферная ракета «Авиавнито» (рис. 8). Для нее был исполь­зован двигатель «12к», конструкции шок. Л. С. Душкина, с тягой 300 кг, керамический, на жидком кислороде и 96%-ном спирте, продолжительностью работы 60 сек. У ракеты 05 были, однако, 747 Рис. 6. гакета 13 Рис. 7. Ракета 05 с ЖРД ОРМ 50 Рис. 8. Общий вид ракеты «Авиавни-(компоновочныи чертеж) то» с ЖРД 12к, созданной на базе ракеты 05 сменены стабилизаторы, которые взяли от неоконченной высотной ракеты РДД-11. Лопасти этих стабилизаторов были профилиро­ванные, пустотелые. Ракета имела начальный вес 100 кг, из которых 32 кг приходилось на топливо. Двигатель давал удель­ную тягу 205—207 кг • секЫг. Вес всей двигательной установ­ки —15 кг. Первый пуск ракеты «Авиавнито» осуществлен 6 апреля 1936 г. Для последующих пусков была сделана деревянная мачта вы­сотой в 48 м с направляющей планкой, которую охватывали дер­жатели — лапки ракеты. Планкой служил рельс от узкоколейки. 15 августа 1937 г. был произведен успешный пуск этой ракеты на высоту около 3000 м с использованием мачты в качестве пускового станка. На рис. 9 представлен экспериментальный ЖРД 208, на ко­тором в 1936 г. отрабатывались различные варианты форкамер * (Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 21 и 24). Чертеж и подробное описание экспериментального спирто-кислородного ЖРД 605 приведены в публикуемой в данном сборнике работе М. К. Тихонравова «Опытные характеристики ракетного двигателя» (см. стр. 654—656). * Схема двигателя с двумя боковыми форкамерами приведена в книге Г. Е. Лангемака и В. П. Глушко «Ракеты, их устройство и применение». М.— Л., 1935, стр. 95. О НАУЧНО-ПРОПАГАНДИСТСКОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ В. П. ВЕТЧИНКИНА В ОБЛАСТИ МЕЖПЛАНЕТНЫХ ПУТЕШЕСТВИЙ В. П. Ветчинкин в 1921 —1925 гг. прочитал много докла­дов и открытых лекций на темы межпланетных путешествий с помощью ракет. Опираясь на работы К. Э. Циолковского и других ученых, он сам провел ряд исследований и расчетов, преимущественно в области динамики полета. Из публикуемого здесь фотоснимка афиши * видно, что 31 октября и 2 ноября 1924 г. В. П. Ветчинкин прочитал две лекции в Политехническом музее. Лекции организовывались Обществом изучения межпланетных путешествий, членом которого В. П. Ветчинкин был с момента его создания. Афиша дает содержание лекции. В ее первой части приво­дятся сведения из механики, исторические данные о проектах меж­планетных сообщений, проекты ракет К. Э. Циолковского, Г. Оберта, Р. Годдарда, величина энергии, необходимой для взле­та с Земли и достижения разных планет Солнечной системы, раз­личные методы удаления от Земли (вертикальный и наклонный с ракетой, наклонный на крылатом аппарате, подъем ракеты с по­мощью двух дирижаблей) и методы возвращения на Землю (ракет­ный, парашютный, самолетный), рассказывается об условиях невесомости, о запасах, нужных человеку для жизни в ракете, приводятся другие сведения и соображения. В теоретической (ма­тематической) части лектор давал расчеты необходимой энергии и времени для достижения Луны и других планет (без возврата и с возвратом с Луны на Землю), расчеты энергии топлив и скорос­тей истечения, вывод основной формулы К. Э. Циолковского, показывал, как учитывается земное притяжение, влияние со­противления воздуха, высказывал соображения о возможной по­следовательности изготовления ракет и попыток полета на них и др. Лекции, как правило, сопровождались показом диапози­тивов. В. П. Ветчинкин собственноручно изготовил более 70 диа- По материалам Научно-мемориального музея Н. Е. Жуковского. 751 АУДИТОРИЯ № 2 роосииск. иолитехнич.музея-"|иЗГ ОБЩЕСТВО ИЗУЧЕНИЙ ИШШ1АНЕТНЫХ СООБЩШЙЙ \Шши |в&г*ркч-и| ш Це»тр, Дзр*а$яадш», Нърмт Штщи. щв^жщ Вас-л. Ь*и*ч. УЧяша {ВТУ* В. П. ВЕТЧИНИИНА им док тада f ^ ^я f > ^С '®JW. ™^к^Т rv/i,-R V~~-r ПЕНЦИЯ Информационный U |J дбкпад В. fl ДИЙП03ИТИЕАМИ фр дбкпад ЖК CZ ЖЖ „ПОСТРОЙКА РАКЕТЫ j *. ii" i » -A 0 Мянайлм, i, i - г "вуф 0Д8Ф, Доврожта ,« v ,,. '* V, .....Й________• 4 ,->, ^ .димо сообщить ракете (v2 — 10951м/сек), чтобы она достигла ней­тральной линии между Землей и Луной. На основе формул диапозитива 2 на диапозитивах 3 ж 4 даны графики зависимости относительных расстояний х от относитель­ного значения отношения ? У.__ ; кривые даны для полета на Лу- НУ (С)> Для полета от Земли в бесконечность (@) и от Солнца в бесконечность (0). На диапозитивах 5 и 6 приводятся расчетные формулы для криволинейного движения, получается формула Бинэ, опреде­ляется траектория и эксцентриситет е кривой 2-го порядка, а так­же расстояние и скорость в точке перигелия; определяется ско­рость движения Земли по орбите. На диапозитиве 7 приведены траектории — круговая (е = 0), эллиптическая (0 < е < 1), параболическая (е = 1) и гиперболи­ческая (е ~^> 1); там же нанесены соответствующие значения на­чальных скоростей v. На диапозитиве 8 дана общая формула энергии Э, необходи­мой для подъема и сообщения скорости для достижения в периге­лии высоты h при эксцентриситете е кривой 2-го порядка; даны частные случаи для окружности, эллипса и параболы. На диапозитиве 9 приведена таблица значений ряда величин при облете вокруг Земли на различных относительных расстоя­ниях а: от 1 до оо, и при различных высотах от Земли h от 0 до оо; в таблице даны время (7\J совершения одного витка, приведе- на величина энергии I —^- 1 и углы, указанные на схеме. На диапозитиве 10 показано, что от Солнца и планет удаляться в бесконечность труднее в 4= — раз, где v — скорость удаления V3 в бесконечность с данного небесного тела Солнечной системы, a v3 (у Ветчинкина v $) та же скорость для Земли; на диапозитиве обозначены Солнце и небесные тела, даны для них величины к, дано относительное значение величины к для разных планет и в последнем столбце — между орбитами Земли и планет, Луны и для бесконечности. На диапозитиве 11 рассчитаны скорости v и относительная величина энергии Э для удаления в бесконечность от планет; энер­гия дана в относительных величинах, принимая за единицу энер­гию, необходимую для удаления в бесконечность от Земли; эта величина (—тг) приведена и в диапозитиве 10 во втором столбце. На диапозитиве 12 проводится эллипс между орбитами Земли и Марса, определяется большая и малая полуось эллипса, его эксцентриситет и время полета корабля по всему эллипсу (518 дней). 754 , е\ __ ,«».?" о, ч -Г Се. \/ !«> j^ 4 11, i r, «W&< На диапозитиве i5 приводится суточная потребность в раз­личных веществах для жизни человека, количество выделяемой углекислоты и другие данные, а затем подсчитывается общее ко­личество необходимых веществ, для обеспечения жизнедеятель­ности 1 —3 человек при полете продолжительностью 1200 суток. При экипаже из трех человек, учитывая их вес, вес приборов, средств обеспечения жизнедеятельности и т. п., В. П. Ветчинкин считал, что в кабине должно быть 20 т. На диапозитиве 14 В. П. Ветчинкин рассчитывает 2-ю косми­ческую скорость для Земли (11, 18 км/сек), начальную скорость для достижения Марса (11,56 км/сек) и для удаления в беско­нечность (16,7 км/сек), а также эксцентриситет эллипса (е =• = 0,208) между Землей и Марсом; под м2 здесь понимается допол­нительная скорость ко 2-й космической скорости v0 для полета на другие планеты. На диапозитиве 15 даются расчетные формулы для получения эксцентриситета эллипса между Землей и Венерой, между Землей и Меркурием и для подсчета начальных скоростей ракеты: 11,44 км/сек для Венеры и 13,5 км/сек для Меркурия. На диапо­зитиве 16 по оси ординат отложен эксцентриситет эллипсов меж­ду Землей и всеми планетами Солнечной системы и параболы для полета в бесконечность; по оси абсцисс отложено значение г>/29,8, где v —скорость, а 29,8 км/сек —скорость, полученная по расчетам на диапозитиве 6 (29,76 км/сек) для Земли и соответст­вующая скорости движения Земли по ее орбите вокруг Солнца. На диапозитиве 16 нанесены лучи из начала координат, кото­рые пересекают прямую, проходящую через координату 1,0 на оси абсцисс на значениях эксцентриситетов, соответствующих различным планетам, при этом эксцентриситеты для Венеры и Меркурия отрицательны, а для остальных планет положительны. На той же вертикали даны обозначения планет и значения ско­рости и2 для них; щ —дополнительная слагаемая ко 2-й косми­ческой скорости у Земли для достижения другой планеты; для Марса и2 = 2,95 км/сек, для Венеры 2,50 км/сек, для Меркурия — 7,56 км/сек и т. д. На диапозитиве из начала координат проведена дуга окружности радиусом г?/29,8 или просто 29,8 км/сек, и от нее по лучам в сторону начала координат откладываются значения начальных скоростей, необходимых для того, чтобы долететь от Земли до планет, Луны и в бесконечность. Получается вторая кри­вая внутри дуги окружности радиуса 29,8 км/сек, которая ограни­чивает зону достигаемости планет, Луны и бесконечности; если по расчету точка будет вне этой второй кривой в сторону дуги окружности, то Луна и планеты не могут быть достигнуты. На диапозитивах 17 и 18 приводятся значения скоростей, не­обходимых для облета Земли и для полета от Земли до Луны, пла­нет Солнечной системы и в бесконечность. По формуле, приведен­ной на диапозитиве 17, можно подсчитать кинетическую энергию 26* 757Э, которую нужно сообщить массе т для достижения Луны и пла­нет и вылета за пределы Солнечной системы. Следует отметить, что у В. П. Ветчинкина на разных диапо­зитивах встречаются одинаковые обозначения для различных величин. Так, на диапозитиве 6 под v0 обозначена скорость Зем­ли по круговой орбите вокруг Солнца, а на диапозитиве 14 под v0 понимается 2-я космическая скорость, которая на том же диапо­зитиве 14 обозначается еще через us; на диапозитиве 5 под и понимается отношение 1/г, где г — радиус-вектор к траектории, а на диапозитивах 14 и 15 под и — дополнительная слагаемая ко 2-й космической скорости для достижения той или иной планеты или для полета в бесконечность. Это объясняется тем, что диапо­зитивы изготовлялись в разное время; на лекциях, конечно, дава­лись необходимые пояснения. Т. М. Мелъкумов

ОПЕЧАТКИ И ИСПРАВЛЕНИЯ

Пионеры ракетной техники

Стр. Строка Напечатано Должно быть i

9 4 св. В эти же годы В 1931 г.

29 8 сн. п 71

П + 8 Л И + В '

29 7 сн. п п

л (" + е)"+1 (Л + 8)П+1

172 4 св. -f-sin 450) -§- sin 45°

' 191 207 4 св. 2 св. 8,25 м/сек. кг. с 8,25 м/секш. к. сг.

486 7 сн. К2-10^бак ]/2.10-g.?6aK

544 4 сн. [»] [3]

637 17 сн.

762 2 сн. (или Т) (или с.) ^

I