1. Так называемый третий закон Ньютона, закон «равенства действия и противодействия», лежит в основе ракетного принципа движения. Ракетный принцип движения, точно сформулированный и математически обоснованный нашим ученым Циолковским, открывает перед нами возможность двигаться, ни на что не опираясь ^[1].

Обычная фейерверочная ракета наиболее ярко иллюстрирует этот принцип движения. Ракета летит потому, что газ, вытекая из нее вниз, отталкивает ракету вверх.

Сила, движущая ракету, или, как мы ее называем, тяга ракеты, обычно (в наилучшем случае) принимается численно равной секундному количеству движения, т. е. произведению массы выброшенных газов из ракеты на их скорость. Для подъема на большие высоты потребуется достаточный запас топлива и соответствующая значительная тяга. Получение достаточно больших величин тяги возможно при выбрасывании из ракеты больших масс газа и при больших скоростях этого выбрасывания.

Осуществление этих двух моментов привело к употреблению вместо пиротехнических составов фейерверочной ракеты к топливам, обладающим максимально возможной калорийностью, т. е. в первую очередь к жидким топливам. Поэтому современная ракета чрезвычайно сильно отличается от фейерверочной, послужившей прообразом ее.

Фейерверочная ракета, обладая коэффициентом полезного действия 1—2%, является чрезвычайно несовершенной конструкцией. Все, что могла дать техника для того, чтобы сделать ракету возможно совершеннее, было применено, и современная ракета представляет собой уже достаточно сложный механизм, заклю чающий в себе необходимое горючее для полета, приспособления для его подачи в двигатель и сам двигатель, состоящий из механизмов распыливания и приготовления горючей смеси, камеры сгорания и сопла. Последнее, как известно, позволяет достигнуть максимально возможных скоростей истечения продуктов

Рис. 1. Сравнительные схемы фейерверочной ракеты и современной ракеты на жидком топливе

По самой сущности принципа, положенного в основу полета ракеты, ясно, что этот летательный аппарат не требует для себя опоры при движении в пространстве. Ракета представляет аппарат, способный летать в пустоте. Этот вопрос часто вызывал сомнения, и многие исследователи ставили соответствующие опыты. Например, американский профессор Годдард произвел ряд специальных опытов для проверки работы ракеты в пустоте^[3]. Правда, опыты были очень несовершенны, так как при этом не было обеспечено сохранение вакуума в пространстве, куда вытекали газы из ракеты. Опыты дали благоприятный результат. В настоящее время, после теоретических работ целого ряда талантливых исследователей, этот вопрос надо считать достаточно ясным. Ракета не требует атмосферы для своего полета. Ракетный двигатель в пустоте будет работать так же или лучше, чем в атмосфере. Ракета полетит тоже лучше, так как отсутствует сопротивление воздуха.

Поэтому ракета есть такой летательный аппарат, который наилучшим образом приспособлен к высотным полетам. В отличие от других аппаратов, тоже приспособленных к аналогичным полетам (например, стратостатов, стратосферных самолетов), ракета теоретически границ высоты подъема не имеет. Конечно, для каждого отдельного типа ракеты имеется свой потолок, но потолок этот увеличивается безгранично с увеличением запасов горючего и энергии последнего.

Ясно, следовательно, что в настоящее время ракета является единственным аппаратом для достижения высочайших слоев земной атмосферы, а следовательно, и одним из средств исследования стратосферы.

Ясно также, что выгодной ракета будет там, где кончатся возможности других аппаратов. Следовательно, на небольших высотах, порядка до 30 км, ракета не даст равного с этими аппаратами эффекта. Но высоты, большие 30 км, тоже представляют значительный интерес, хотя бы с точки зрения исследования космических лучей. Здесь начинается поле деятельности ракет^[4]. Ракета в состоянии поднять, кроме себя, также груз в виде необходимых для этого исследования инструментов и приборов. Перед тем как перейти к вопросу о применении ракеты для исследования стратосферы, необходимо остановиться на современных достижениях в этой области.

2. За границей опыты с ракетами на жидком топливе были начаты в конце 20-х гг. Первый полет такой ракеты осуществлен в 1931 г. в Германии^[5]. Нужно сказать, что к сообщениям прессы о ракетных достижениях необходимо относиться крайне осторожно. Мы имеем ряд неверных сообщений. Например, корреспонденции об успехах американского профессора Лайона, будто бы осуществившего подъем ракеты весом в 150 кг на высоту 9500 м, оказались мистификацией. Описание полета большой ракеты Годдарда неправдоподобно, и его следует поставить под сомнение. Ракетная техника в настоящий момент засорена различного рода проектами, которых множество. Популяризаторы ракетного полета часто безграмотны и своими выступлениями в печати ничего, кроме вреда, не приносят. Ярким примером является статья «По принципу ракеты», помещенная в журнале «В бой за технику», № 1, январь 1933 г. В ней читаем:

«Для испытания силы отдачи была сконструирована мощная пороховая ракета. Ее прикрепили к телеграфному столбу. Будучи подожжена, она умчалась ввысь со скоростью 1000 км в час, унося вместе с собой столб...» и т. д. *

Серьезные опыты по пороховым ракетам были проведены в Америке профессором Годдардом и в Германии инженером Тилингом, погибшим, как известно, при взрыве своей лаборатории^[6]

Тилинг осуществлял запуск ракет на высоту 2000 м весом в 10 кг**. Спуск этих ракет производился планированием на крыльях, раскрывающихся при достижении ракетой максимальной высоты.

* Автор этой статьи Н. К. Федоренков.

* По сведениям из периодической печати максимальная высота, достигнутая ракетами Тилинга, была 10 000 м.

По ракетам на жидком топливе, позволяющим достичь гораздо более значительных высот, необходимо отметить работу Берлинского ракетодрома^[7]. Здесь работы над ракетами с топливом — бензином и окислителем — кислородом были успешны, но не могли быть широко развернуты из-за отсутствия средств. Несмотря на это, были проведены сотни опытов и многочисленные подъемы ракет.

В настоящий момент вся работа по ракетам за границей засекречена, так как ракеты имеют, вполне понятно, военное значение.

Во всяком случае, надо полагать, что работа над ракетами производится во всех странах и протекает достаточно успешно. Уже говорят о возможности подъема на небольшую высоту человека в ракете.

Работа над ракетой на жидком топливе включает в себя, во-первых, создание устойчиво работающего двигателя и, во-вторых, достижение хорошего к.п.д.

Законченный двигатель должен быть смонтирован в ракету. Схемы ракет могут быть чрезвычайно разнообразны. Для пуска ракеты требуется специальный станок. По особенностям топлива его заливка в баки ракеты должна производиться после установки в станок (рис. 2) [см. рис. 37, стр. 448—-ред.] Далее следует пуск.

Нужно считать, что основные вопросы как двигателя, так и ракеты решены. Поэтому уместно говорить о применении ракеты к исследованию стратосферы.

Дадим, предварительно, характеристику тех условий, в которых будут находиться метеорологические и другие приборы при помещении их в ракете и при полете в ней.

3. В ракетном двигателе производится сжигание высококалорийных топлив, как, например, бензина, керосина, спирта в среде чистого кислорода или почти чистого, если мы в качестве окислителя станем употреблять азотные соединения кислорода. Такое сжигание отличается чрезвычайно высокими температурами горения. Порядок этих температур 3000—4000°К.

Без сомнения, на поверхности двигателя температуры значительно ниже.

Окислителем очень часто служит жидкий кислород. Температура кипения его —183° С. Кислород помещается на ракете в специальных баках, температура поверхности которых, следовательно, очень низка.

Метеорологические приборы, помещенные в достаточной близости к ракетному двигателю, должны быть хорошо защищены от влияния как высокой, так и низкой температур, чтобы их показания не потеряли точности. Необходимость термоизоляции очевидна. Последнюю мы можем сделать достаточно надежной.

4. Подъем ракеты характеризуется величинами ускорений и ско- Рис. 3. Скоростная и высотная характеристики стратосферной ракеты

ростей полета. Ускорения в небольших ракетах достигают значения 20—30 м/сек 2. На диаграмме (рис. 3) видно, что ускорение сначала уменьшается благодаря возрастанию сопротивления воздуха со скоростью; оно достигает минимума около скорости полета, равной скорости звука, и затем опять несколько возрастает. После окончания работы двигателя ускорение меняет знак, так как реактивная сила исчезает, и ракета тормозится сопротивлением воздуха и силой тяжести.

Скорость движения ракеты возрастает во все время полета с работающим двигателем и достигает максимума 376 м/сек для разбираемого примера (рис. 4). Вообще для ракет обычно принят порядок максимальных скоростей за звуковой.

ZO ZS 30 3S 40 4S Stl

Рис. 4. Скоростная и высотная характеристики стратосферной ракеты ~

571Спуск производится на парашюте со скоростью приблизительно 5 м/сек. Парашют выбрасывается специальным приспособлением в момент переворачивания ракеты в максимальной точке подъема. При падении парашют раскрывается силой сопротивления воздуха.

Таким образом, приборы должны выдержать все ускорения полета.

Как будто здесь значительных трудностей не предвидится, так как еще, по-видимому, в 1921 г. появился ракетный метеорограф И. Кельцера, выдерживавший на испытаниях ускорения около 50 м/сек2. Этот прибор поднимается ракетой на высоту 700 м*.

Большие скорости полета препятствуют получению точных замеров при полете вверх, так как приборы всегда имеют отставание в своих показаниях от действительных условий. Помещение приборов внутри корпуса и, следовательно, трудности, связанные с обдувкой их воздухом, что необходимо для правильности показаний этих приборов, также препятствуют получению точных записей.

В настоящее время достигнут правильный вертикальный полет. Устойчивость его достигается хвостовыми стабилизаторами, сделанными по типу, применяющемуся в самолетостроении. При подъемах на большую высоту, в разреженную атмосферу, эффективность их будет очень малой. Кроме того, возможные колебательные движения ракеты во время полета от воздействия различных внешних сил могут привести к тому, что полет из вертикаль^ ного перейдет в полет по кривой. Наклонный полет уменьшит высоту подъема. Эти обстоятельства потребуют автоматического управления ракетой. Соответствующее конструктивное оформление не представляет каких-либо непреодолимых трудностей.

Крылатые ракеты вообще не могут летать устойчиво без автоматического управления. Подъем крылатых ракет производится аналогично подъему самолета под действием тяги двигателя. По окончании работы мотора ракета летит по инерции и после достижения максимальной высоты начинает планировать. Вопросы полета крылатой ракеты решаются труднее, и она явится дальнейшей стадией развития обычных ракет, которым крылья понадобятся для спуска. И только следующим этапом явится помещение на таком аппарате человека и его полет за атмосферу.

5. Из всего сказанного вытекает ряд методов использования ракеты для исследований стратосферы. Как было указано, при подъеме соответствующие измерения метеорографами не могут производиться с достаточной гарантией их точности. Следовательно, необходимо измерения производить при спуске ракеты на парашю-

* См. И. Бартельс. Высшие слои атмосферы. 1932 г. Вартельс в свою очередь делает ссылку на К б 1 г е г J. «Wetter», 38,153, 1921; «Zeitscbr. Femmech. und Prazis.», Nr. 6, 1928 r.

672

те. При спуске с большой высоты скорость парашютирования будет значительной, но все же меньшей, чем при подъеме. Конечно, для такой ракеты могут быть сконструированы специальные парашюты с меньшей скоростью опускания.

Наилучшая обдувка приборов воздухом получается тогда, когда они находятся вне ракеты. Это вполне возможно осуществить при спуске на парашюте. Парашют, выбрасываемый специальным приспособлением в высшей точке подъема, может вытащить из ракеты и приборы.

Трос, которым ракета скреплена с парашютом, должен быть сделан достаточной длины. Приборы должны представлять собой одно компактное целое и быть привязаны к парашюту отдельно так, чтобы усилия веса ракеты в момент раскрытия парашюта и полета вниз не заставляли работать ни одну часть прибора.

Вполне возможно, если это потребуется, сделать так, что момент выбрасывания парашюта будет и моментом пуска в ход часового прибора для вращения барабанов, на которых производится запись.

Другой метод отличается от предыдущего только тем, что приборы покидают ракету в высшей точке взлета и спускаются отдельно на своем парашюте.

Крылатые ракеты, спускающиеся планированием, не потребуют выбрасывания приборов наружу. Стратосферу они будут проходить почти горизонтально. Необходимо только осуществить хорошую циркуляцию воздуха через приборы. Ускорения при подходе к Земле такого аппарата безопасны для приборов.

Таким образом, замеры давления, температуры и влажности, мне кажется, могут быть произведены с достаточной точностью при помощи подъема приборов на ракете. Имеющиеся метеорографы для шаров-зондов могут быть применены и здесь. Они достаточно малого веса (около 200 г) *. Необходимо только предусмотреть влияние на них больших ускорений, что нетрудно, судя по метеорографу Кельцера.

Надо заметить, что так как записи приборов должны производиться при вертикальном движении их с достаточной скоростью, то чувствительность приборов должна быть повышена. Наряду с этим необходима разработка новых приборов с моментальной фиксацией внешних условий, для снятия характеристики которых они предназначены.

6. В заключение рассмотрим перспективы современной ракетной техники.

Нас интересуют, главным образом, максимальные высоты, рассчитывать на получение которых мы можем, а также условия, в которые будут поставлены наши приборы, поднимаемые на эти высоты.

* Метеорограф системы проф. П. А. Молчанова. Gm. его же «Краткий курс аэрологии», 1933 г.

573

Без преувеличения надо считать, что высота в 25—30 км есть высота реальная для самого ближайшего времени. Высоты же в 100 и более километров могут быть достигнуты в самом недалеком будущем^.

Но не следует молчать и о трудностях, стоящих на пути к этим достижениям. Высокие подъемы требуют очень больших запасов горючего в ракете, доходящих до 80% от начального веса ракеты. Вес конструкции, следовательно, должен быть чрезвычайно малым. Конечно, и стоимость одного подъема на такую высоту будет значительной.

Диаграмма (рис. 3) характеризует полет такой высотной ракеты.

Остается справедливым все сказанное ранее о полете ракеты. Ускорение при взлете равно 9м/сек2. При звуковой скорости полета эта величина достигает минимума в 4 м/сек2. После перехода этой точки ускорение увеличивается и при окончании работы двигателя равно 50,4 м/сек2. Наибольшая скорость равна 1340 м/сек.

Раскрытие парашюта для спуска такой ракеты, несмотря на то, что выбросится он в верхней точке подъема, произойдет с запозданием ввиду практически полного отсутствия воздуха на такой высоте. Поэтому ракета сначала окажется в состоянии свободного падения.

Здесь опять надо сказать о необходимости разработки приборов, позволяющих производить замеры в этих условиях.

В дальнейшем, в более плотных слоях атмосферы, движение ракеты замедлится сопротивлением воздуха и раскрывшимся парашютом.

Без сомнения, чрезвычайно заманчивым является подъем при помощи ракеты на такую высоту человека.

В настоящий момент данный вопрос надо считать открытым, так же как и подъем человека при помощи ракеты на значительно меньшие высоты. Но возможность такого полета не представляет ничего невероятного. Как правило, обычно приборы и различные приспособления и механизмы первыми проникали в области, трудно доступные человеку, и уже следом за ними шел сам чело- -век.

Работа в направлении создания мощных высотных ракет тесно связана с использованием материала, отличающегося достаточной прочностью при малом весе, и наиболее активного горючего, при применении которого можно было бы снизить вес ракеты.

Очень распространено мнение, что наиболее активным топливом является водород, сгорающий в кислороде. Мною обращено • внимание (не касаясь практического применения') на реакции соединения кремния и бора со фторомМ, дающие еще лучшие результаты *.

* При этом продукты реакции получаются газообразными, что является чрезвычайно важным.

574

Но необходимо еще более активное топливо.

Все эти вопросы нужно поставить перед научными институтами Академии наук для их скорейшего разрешения. Очень важным и математически трудным является вопрос о наивыгоднейшей ракете, т.е.о ракете, которая для подъема на определенную высоту требовала бы минимального количества горючего^]. Эту задачу мы также ставим перед Академией.

Таким образом, в настоящее время ракета является новым могучим средством в технике освоения стратосферы. Она позволяет достичь чрезвычайно больших высот и в этом не имеет соперников. Использование ее для подъема регистрирующих приборов в стратосферу необходимо.

Для обеспечения этого следует при соответствующем инсти-тутеСч] организовать отдел стратосферных ракет; в основу плана его положить решения настоящей Конференции и обеспечить хорошую связь этого отдела с Академией наук и ее научными органами.ПРИМЕНЕНИЕ РАКЕТ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ СТРАТОСФЕРЫ

[1935 г.]

Современное развитие техники выдвигает все новые и новые проблемы. Одной из этих проблем является ракета.

Ракетой мы называем аппарат, который движется посредством силы реакции, получающейся в результате выбрасывания массы. Тепловая энергия сжигаемого в ракете топлива при наличии пе репада давления между камерой, в которой это сжигание происходит, и внешним пространством преобразуется в кинетическую энергию продуктов сгорания. Получающаяся сила реакции измеряется секундным количеством движения отходящих продуктов

сгорания.

По роду применяемого топлива мы различаем пороховые ракеты и ракеты на жидком топливе. Пороховые ракеты из-за невозможности осуществить постепенную подачу пороха в камеру и малой силы тягиМ исключаются далее из нашего обзора.

Камера сгорания с соплом, через которое продукты сгорания выбрасываются наружу, и со вспомогательными устройствами обычно называется ракетным двигателем.

Таким образом, ракетный двигатель есть двигатель, дающий тягу всякому телу, на котором он будет установлен, и, следовательно, могущий служить для передвижения.

ОБЛАСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ И РАКЕТЫ

Ракетный двигатель, как и всякий двигатель, должен иметь определенную область применения, ,д, которой он будет выгоднее всех других двигателей. Чрезвычайно ошибочным является мнение, что при помощи ракетного двигателя можно достигать колоссальных выгод чуть ли не во всех областях техники и что он должен вытеснить все остальные менее выгодные двигатели И.

Появление ракетного двигателя на жидком топливе представляет собой фактор прогресса в современной технике, но он ни

576

в коем случае не сможет заменить ни одного из существующих типов двигателей, в областях применения которых он явится менее совершенным и менее пригодным.

Появление ракетного двигателя открывает новые средства передвижения в тех пространствах нашего мира и Вселенной, которые недоступны в настоящее время для летательных аппаратов, снабженных любым другим двигателем.

К.п.д. тела, на котором установлен ракетный двигатель, в сильнейшей степени зависит от скорости движения этого тела, причем с увеличением скорости движения к.п.д. увеличивается, и это увеличение продолжается до тех пор, пока скорость движения не станет равной скорости истечения продуктов сгорания.

Следовательно, ракетный двигатель должен найти применение там, где можно ожидать больших скоростей движения.

Наибольшие скорости получены в авиации, и, следовательно, ракетный двигатель следует применить для летания.

Ракета есть летательный аппарат, и ракетный двигатель составляет часть этого летательного аппарата. Ракета — новый вид летательного аппарата, который в настоящее время начинает осваиваться человеком.

Но есть много примеров другого применения ракетного двигателя, причем это применение нашло себе практическое осуществление главным образом в Германии.

Первое применение в Германии ракетный двигатель нашел в наземном транспорте. Но это объясняется не тем, что он был здесь пригоден и смог заменить собой двигатель внутреннего сгорания, а желанием конструкторов испытать этот двигатель в движении и обратить этими испытаниями внимание на новую проблему.

Субсидировавшие эти опыты фирмы искали в них рекламу своей продукции и, кроме того, надеялись найти выход из экономического кризиса в новом применении своей не находящей сбыта продукции. Так было с фирмой Опель, которая представила свои автомобили для первых опытов; так было с Зандером, главой фейерверочной фабрики, думавшим найти новое применение своим медленно горящим порохам; так было, наконец, с Хэйландтом, главой кислородного концерна в Германии, который искал нового применения жидкому кислороду и, следовательно, рассчитывал на дальнейшее развитие своего производства. Все они надеялись на быстрое проникновение новинки на рынок, но так как проблема ракетного движения оказалась труднее, чем рассчитывали, то указанные фирмы и отдельные фабриканты бросили это дело. Но ракетная техника сулила слишком большие возможности в другой области, а именно — в артиллерии, и ею заинтересовались военные ведомства, взяв это дело под свою опеку.

Надо думать, что наши работники ракетной техники избегнут неправильных взглядов на ракетный двигатель, и мы в

19 Пионеры ракетной техники

577результате глубокого изучения вопроса будем применять ракетный двигатель там, где он даст нам преимущество перед другими, а именно — в стратосферном и внеатмосферном транспортах.

В дальнейшем будем говорить только о ракете как летательном аппарате.

Ракета может быть использована для полета двояким образом: либо она выпускается вертикально вверх для достижения определенной высоты, либо снабжается несущими поверхностями и пускается под углом к горизонту и после достижения предельной высоты планирует. Крылатую ракету нельзя отождествлять с самолетом, снабженным ракетным двигателем, так как здесь отсутствует характерное свойство самолета, а именно — установившийся полет (причем при подъеме у самолета полет практически тоже установившийся). Полет ракеты — полет все время неустановившийся, полет с наличием достаточно больших ускорений. Только после того как крылатая ракета при спуске обращается в планер, наступает сходство ее с современными летательными машинами.

Если же мы все-таки применим на самолете ракетный двигатель, то получим чрезвычайно малый к.п.д. Например, при максимальной достигнутой самолетом скорости около 200 м/сек к.п.д. при скорости wa = 2000 м/сек будет равен 0,2 *; при часто встречающейся у современных самолетов скорости 100 м/сек к.п.д. будет равен 0,1, тогда как винтомоторная группа имеет к.п.д. 0,7— 0,8 М. Таким образом, установка на обычный самолет ракетного двигателя, несмотря на колоссальные мощности, развиваемые им, нерациональна.

Сравнивая между собой крылатые и бескрылые ракеты, трудно в настоящий момент отдать предпочтение той или другой. Бескрылая наилучшим образом приспособлена к подъему на высоту, но у нее затруднен спуск, который должен производиться на парашюте М.

Крылатая ракета при той же мощности двигателя может достигнуть меньших высот, но зато наилучшим образом приспособлена к эволюциям в воздухе и к спуску. В ближайшем будущем, по всей вероятности, мы должны перейти к ракете, которая поднимается вертикально вверх как бескрылая, а затем спускается вниз на крыльях планированием. Такие ракеты строились в Германии инженером Тилингом, погибшим в 1933 г. при взрыве своей лаборатории И. Можно предполагать, что ракета, на которой в будущем поднимется человек, будет примерно такого же типа.

Обычно в ракету для питания двигателя берется в баках как горючее, так и окислитель (например жидкий кислород). Но среди ракетных двигателей есть так называемый воздушный ра-

* См. М. К. Тихонравов. Ракетная техника, М., 1935, стр. 73. 578

кетный двигатель, в котором в качестве окислителя используется атмосферный воздух. Этот двигатель вполне можно использовать для стратоплана. В этом направлении особенно усиленно работают в Италии №; у нас теория такого двигателя была разработана профессором Стечкиным. Чрезвычайно ценным надо считать предложение профессора Стечкина М (в развитие идеи покойного инженера Цандера) о прямом и обратном конусе. Таким образом, у нас имеется не только теория воздушного ракетного двигателя, но и практические предложения о схеме его устройства М. Надо пожалеть, что совершенно не уделяется внимания этому двигателю со стороны работников нашего моторостроения. Проблема этого двигателя по своей важности стоит наряду с высотным мотором для стратоплана и с газовой турбиной. В будущем роль воздушного ракетного двигателя в развитии стратосферного транспорта будет наиболее значительной.

Далее мы, говоря о стратосферной ракете, будем под ракетным двигателем подразумевать двигатель, который не пользуется атмосферным воздухом, а для полета берет окислитель в специальных баках.

Перед тем как перейти к оценке ракеты как летательного аппарата для подъемов в стратосферу, скажем несколько слов о характеристике ее двигателя.

Если сравним ракетный двигатель с авиадвигателем, то получим примерно одинаковые характеристики: т)е авиадвигателя равен примерно 0,28; у ракетного двигателя этот коэффициент имеет примерно то же значение.

Расход топлива на 1 л.с.-ч. у авиадвигателя равен примерно 230 г. У ракетного двигателя расход топлива по опытным данным составляет 1,32 кг/л.с.-ч. Не надо забывать при этом, что, вычисляя расход топлива ракетного двигателя, мы учитываем расход как горючего, так и окислителя. Если мы сделаем то же для авиадвигателя, т. е. учтем также прошедший через двигатель воздух, взятый им из атмосферы, но необходимый для горения, то получим расход в 3,7 кг/л.с.-ч., т. е. гораздо больший, чем расход ракетного двигателя М. Это и понятно, так как через авиадвигатель прошла масса инертного азота, а вышеприведенная цифра для ракетного двигателя относится к двигателю, работающему на чистом кислороде.

Основное различие между обоими сравниваемыми двигателями заключается в том, что авиадвигатель берет окислитель, необходимый для горения, из атмосферы, а ракетный двигатель принужден окислитель нести с собой, благодаря чему:

а) в нижних слоях атмосферы ракетный двигатель не может соперничать ни с авиадвигателем, ни с каким-либо другим тепловым двигателем;

б) авиадвигатель теряет свою мощность с подъемом в верхние разреженные слои воздуха;

19»

579в) ракетный двигатель сохраняет свою мощность с высотой и даже увеличивает ее вследствие увеличения перепада давлений между давлением в камере и давлением внешней среды.

В конечном итоге в верхних слоях атмосферы и за атмосферой преимущество получает уже ракетный двигатель, с которым не может соперничать никакой другой тепловой двигатель.

Преимущество ракетного двигателя не в том, что он может работать в пустоте. Каждый двигатель, если взять для него окислитель и горючее в достаточном количестве, будет работать в пустоте. Преимущество состоит в том, что в пустоте ракетный двигатель может передвигаться, так как он и здесь дает тягу ракете и величина этой тяги может быть постоянной. Никакой другой двигатель не может в пустоте сообщить связанному с ним телу поступательного движения и тем более противостоять силе тяжести. Следует вспомнить теорему механики о постоянстве центра тяжести системы без воздействия внешних сил, чтобы изложенное стало понятным. Только отбросом части массы, только изменением количества движения оставшаяся часть тела может быть приведена в движение.

Отсюда следует, что чем выше ракета поднимается, тем большие преимущества имеет она перед другими средствами для подъема.

ОЦЕНКА РАКЕТЫ КАК АППАРАТА ДЛЯ ПОДЪЕМОВ В СТРАТОСФЕРУ

В настоящий момент для подъемов в стратосферу мы имеем следующие аппараты:

1. Стратостаты — воздушные шары, поднимавшиеся до 22 км. Предельной высотой для подъема стратостатов считают приблизительно 30 км С10].

2. Стратопланы — самолеты, достигающие высоты в 14 км. Предельной высотой для подъема стратопланов считают приблизительно 18 км I11!. При применении воздушных ракетных двигателей можно будет рассчитывать на несколько большие высоты.

3. Шары-зонды, поднимавшиеся до 43 км (Италия) и 30,5 км (СССР). Но это пока единичные случаи подъемов. Нормально шары-зонды поднимаются не выше 20—25 км.

Ракета может быть применена для целей исследования стратосферы, во-первых, до высоты в 30—40 км, т. е. наряду с другими средствами исследования. Здесь ракета не должна и не может заменить упомянутых средств исследования. Ракета здесь допол^ нит тот ассортимент средств, которыми мы располагаем. Ее преимущество здесь будет в быстроте получаемых результатов. Во-вторых, для больших высот ракета явится уже основным и единственным пока средством исследования. Актинометрические, аку-

580

стические и астрономические методы исследования этих высот явятся уже дополнительными к ракетному.

Отвлекаясь несколько в сторону, нужно сказать, что при помощи стратостатов мы не завоевываем стратосферу, а исследуем ее. Стратосфера будет завоевана тогда, когда человек научится ее использовать в целях высотного сверхскоростного транспорта. Здесь будущее принадлежит управляемым аппаратам и, в первую очередь, механическим. Поэтому проблема стратоплана является основной в деле завоевания стратосферы и на воздушный ракетный двигатель должно быть обращено серьезное внимание как на возможный двигатель для сверхскоростного транспорта. Крылатая ракета в этом отношении тоже имеет будущность *.

Но вернемся к оценке ракеты как аппарата для подъема приборов в стратосферу в целях исследования последней. Мы определили ее место в ряду других средств исследования. Не безынтересным будет остановиться на оценке применения ракеты для этой цели со стороны Первой всесоюзной конференции по изучению стратосферы (ВКИС), созванной Академией наук в марте 1934 г.

Вопросам реактивного движения конференция уделила достаточно внимания. Четыре доклада специально были посвящены различным вопросам ракетной техники. И когда речь шла об исследовании высших слоев атмосферы, то взоры обращались именно к ракете. С какой целью нужно исследование этих слоев атмосферы? В своем выступлении на конференции по проблеме космических лучей академик Иоффе ясно сказал об этом. Науку интересуют высоты порядка 100 км именно с точки зрения изучения космической радиации, падающей из мирового пространства и не достигающей поверхности Земли. Но и другие проблемы требуют применения ракет. На Конференции демонстрировалась схема специального ракетного метеорографа, позволяющего производить аэрологические исследования при помощи ракет.

В резолюциях ВКИС роль ракеты для исследования стратосферы была ясно отмечена. В резолюции секции космических лучей было принято по данному вопросу следующее решение: «Наряду с помещением приборов по космическим лучам на стратостаты необходимо обеспечить исследования на шарах-зондах, а также на ракетах». И далее: «Ряд ценных исследований может быть выполнен на высоте около 20 км. Особый же интерес представляют исследования на больших высотах».

В резолюции по секции техники: «Конференция считает необходимым расширить принципиальную базу развития винтомоторной группы изучением наряду с двигателем внутреннего сго-

* В Германии по вопросу ракетного полета в стратосфере еще в 1928 г. появилась статья Лоренца «Ракетный полет в стратосфере» в - жегоднике WGL [«Wissenschaftliche Gesellschaft fur Luftfahrt»].

581

рания также турбины, ракетного двигателя и т. д.». И далее: «Конференция, отмечая большое будущее ракетного движения, считает нужным в области ракетных двигателей сосредоточить особое внимание на освоении техники подъема в стратосферу приборов с помощью ракет как переходного этапа к проектированию ракет для полета человека [...] Конференция отмечает, что по современному состоянию техники овладение высотами выше 30 км в основном определяется успехом развития реактивного движения» *.

Таким образом, стратосферная ракета получила полное признание со стороны конференции по изучению стратосферы.

ВЕСОВАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА СТРАТОСФЕРНОЙ РАКЕТЫ

Из теории ракеты известно, что основной величиной, характеризующей всякую ракету, является отношение массы или веса горючего и окислителя, содержащихся в баках ракеты, к начальной массе или весу этой же ракеты. Это соотношение определяется первой и основной теоремой Циолковского, лежащей в основе всей теории ракетного движения. Для подъема на заданную высоту при заданной скорости истечения продуктов сгорания из сопла ракеты и при заданной величине ускорения, с которым мы хотим лететь, отношение Мт/М0 должно иметь вполне определенную величину. При полете в атмосфере энергия затрачивается не только на преодоление силы тяжести, но также и на преодоление сопротивления воздуха. Величина сопротивления воздуха зависит как от формы ракеты, так и от ее абсолютных размеров.

Дифференциальное уравнение вертикального полета ракеты в атмосфере будет

где Р — тяга, М — масса в рассматриваемый момент, R — сопротивление воздуха. Как известно,

R = pCxSv*,

где р — плотность воздуха, являющаяся функцией высоты, Сх — коэффициент сопротивления, S — площадь миделевого сечения, v — скорость полета.

Относя сопротивление воздуха к единице массы ракеты, получим

=р-

G

* «Резолюции Всесоюзной конференции по изучению стратосферы». Изд-во АН СССР, Л., 1934.

582

0,1 0,3 0,5

Отношение МТ

Рис. 1. Изменение высоты подъема ракеты в зависимости от отношения массы топлива к начальной массе ракеты и от изменения скорости истечения продуктов сгорания из сопла ракеты

где G — вес ракеты я g — ускоре-ние силы тяжести.

В дальнейших расчетах мы в пределах до скорости звука примем величину Сх равной 0,1; при скоростях выше скорости звука будем ее определять по кривой сопротивления куар-довского артиллерийского снаряда.

Q

Примем -=- = 2 000 кг/м2. Так как

сравнивать мы будем только подобные ракеты (а у геометрически подобных ракет эти величины будут одинаковыми), то мы в дальнейшем примем эти величины за постоянные. Величину ускорения возьмем равной 20 м/сек2. Выбор небольшой величины ускорения целесообразен тем, что пролет атмосферы, как показывают расчеты, с малыми скоростями является выгодным, так как работа на преодоление сил сопротивления воздуха при этом получается небольшой.

Наконец, судя по имеющимся данным об испытаниях ракетных двигателей, скорость истечения продуктов сгорания можно принять равной 2000 м/сек112~1. При условии, что горючим является спирт, а окислителем — кислород (предложение немецкого профессора Оберта), этой скорости будет соответствовать х\ея^22%, что на сегодня является достаточно реальной величиной.

При этих исходных величинах и в предположении постоянного поля тяготения написанное выше дифференциальное уравнение вертикального полета ракеты было решено частично численными методами, частично аналитически.

Результат этого решения — кривые зависимости высоты подъема ракеты от Мт/М0 даны на рис. 1. Кривые даны для различных скоростей истечения.

Здесь высота дана полная, т. е. с учетом полета по инерции. Мы видим, как с увеличением отношения Мт/М0 быстро растет достигаемая высота. Нижняя кривая дает высоты, на которых прекращается работа двигателя ракеты.

Однако при решении задачи постройки стратосферной ракеты нас интересует не безразмерное соотношение масс или весов, а вес ракеты, выраженный в определенных весовых единицах. Нас интересует реальный вес горючего, который мы должны разместить в ракете.

Эту задачу можно было бы решить в общем виде. Но здесь,

583для того чтобы дать ответ на вопрос о возможности постройки стратосферной ракеты при современном состоянии техники, ограничимся несколькими частными решениями.

Обозначим через Go начальный вес ракеты и через GT — суммарный вес окислителя и горючего. Для определения [конечного] веса GK ракеты мы будем иметь следующие уравнения:

GK + G,

и

= a.

т. е., другими словами, два уравнения с тремя неизвестными. Конечный вес ракеты, т. е. вес GK ракеты по окончании работы двигателя, слагается из весов деталей ракеты. Рассмотрение весов этих деталей показывает, что они являются функциями либо 6гт, либо Go. Таким образом, поскольку

GK = f (6rT, Go),

решить систему наших уравнений мы можем и, следовательно, можем определить вес ракеты.

Конечный вес GK ракеты слагается из весов: 1) баков горючего и окислителя, 2) двигателей, 3) аккумуляторов давления, 4) парашюта, 5) приборов, 6) оболочки ракеты.

Надо заметить, что в настоящий момент, пока вопрос подачи горючего и окислителя насосом остается технически нерешен. ным, мы можем рассчитывать осуществить только такие ракеты, в которых эти компоненты подаются в камеру сгорания под давлением, создаваемым в баках.

Аккумулятор давления представляет собой баллон со сжатым воздухом или азотом, находящимися под давлением, гораздо большим, чем требующееся давление подачи. Этот сжатый газ и производит работу подачи горючего и окислителя в камеру сгорания. Без сомнения, ракета с таким методом подачи является наименее выгодной, но, к сожалению, мы реально можем в данный момент пользоваться только этой ракетой.

Вес баков горючего и окислителя есть функция их объема. Ведя расчет на смесь спирта с кислородом в количестве, необходимом для полного сгорания спирта, мы имеем удельный вес этой смеси около единицы. Поэтому в нашей ракете вес баков будет функцией веса их содержимого. Практика показывает, что функция эта линейная, а именно

G6 = 0,13GT,

причем вес необходимой арматуры входит в вес бака. Материалом для баков взят электрон как наиболее легкий. Рабочее давление в баках предположено равным 20 am.

584

Вес двигателей есть функция секундного расхода горючего и окислителя. Поскольку мощные ракетные двигатели еще нигде не построены, мы будем предполагать, что для увеличения мощности увеличивается число двигателей. Тогда вес двигателей будет линейной функцией секундного расхода топлива. Можно принять, что

где Gs — секундный расход топлива. Как известно *,

где wa — скорость истечения продуктов сгорания из сопла ракеты, Р — тяга, g — ускорение силы тяжести. При ускорении ракеты в 20 м/сек2 тяга должна быть больше начального веса в три раза (точнее в 3,04 раза) **, и тогда

п _ 2OGog

а так как

то

"т

Go

= а,

2Dg-G.

Вес аккумуляторов давления есть линейная функция веса горючего и окислителя, а именно

Ga = 0,17GT,

где коэффициент 0,17 установлен практическим путем.

Вес парашюта. Так как на землю будет спускаться только пустая ракета, то вес парашютов есть линейная функция конечного веса ракеты. Для ракеты без человека мы можем допустить большие скорости опускания и считать, что ***

Gn = 0,05GK.

* М. К. Тихо право в. Ракетная техника, 1935, стр. 8. ** Ракете необходимо не только сообщить ускорение 20 м/сек2, но и преодолеть земное, равное 9,81 м/сек2.

*** В самом деле, парашют для человека весит приблизительно 8 кг. Вес человека равен в среднем 80 кг. Таким образом, для парашютов с той же скоростью опускания, что и для человека, может быть принята формула Gn = 0,l GK.

Коэффициент при GK мы уменьшили в два раза, допустив большие скорости опускания.

585

1Вес приборов считаем постоянным для всех ракет и равным 5 кг.

Вес оболочки, куда войдут обтекатели, каркас, стабилизаторы, трубопроводы и т. д., считаем приблизительно

Go6 ~ 0,1 GT.

Такой вес может быть достигнут в том случае, если сами баки частично будут выполнять роль оболочки, что возможно. Складывая полученные веса, имеем

GK = 0,Шт

или

o,17?T -f 0,05?к + O,1GT + 5

с Другой стороны, и

w a

(1)

GT = а

GK = Go —

Подставив эти значения для GT и GK в уравнение (1) и произведя преобразования, найдем

2W ? (2)

0,95(1 - а) -0,ia-~

а

Если знаменатель правой части уравнения будет равен нулю, то Go станет бесконечно большим. Это значение Go наступит при а, равном

0,95 —

а„ =

W

0,95

-0,4 '

Отсюда мы видим, что при заданных соотношениях весов, при взятой скорости истечения продуктов сгорания из сопла ракеты в 2000 м/сек и при прочих упомянутых ранее условиях ракета даже бесконечно большого веса не может подняться выше некоторой высоты, определяемой величиной а0. Для взятого примера эта высота равна всего (рис. 1) 53 км при а0 = 0,63.

Если ракета не несет приборов, т. е. не имеет веса, независимого от Go, то для всех ракет, веса которых подсчитаны по формуле (2), значение а обращается в 0,63, т. е. для всей серии наших ракет справедливо соотношение

-^ = 0,63.