Эта работа является продолжением доклада, который автор подготовил о проекте ГАЛСИТ, — предусматривавшем исследования ракетных двигателей в период 1936-1938 гг. — для первого Международного симпозиума по истории астронавтики, проведенного Международной академией астронавтики в Белграде 25-26 сентября 1967 г. [1]*.

* Доклад на русском языке опубликован в сб. «Из истории астронавтики и ракетной техники». М., 1970, стр. 69-84 — прим. ред.

Следует отметить, что многие факты и события описываемого периода уже забыты автором, а некоторые суждения и личные оценки носят субъективный характер, неизбежно присущий любым мемуарам.

Если за период 1936-1938 гг. в Калифорнийском технологическом институте по ракетным исследованиям было написано всего несколько отчетов, то в период 1939-1946 гг. было выпущено много официальных материалов, подготовленных по контрактам для правительственных учреждений. Каждый, кто интересуется историей этого вопроса, может познакомиться с этими документами. С определенного момента научно-исследовательская работа по ракетной проблематике в упомянутом институте стала носить секретный характер, чем объясняется отсутствие многочисленных личных записей о различных аспектах разработок, которые часто оказываются намного интереснее бесстрастных официальных докладов и отчетов. К сожалению, протоколы еженедельных научно-исследовательских конференций, которые проводились в период с 1939 г. по апрель 1944 г., изъяты из архивов Лаборатории реактивных двигателей. Название «Лаборатория реактивных двигателей» впервые было употреблено в 1944 г., однако это название связывается также и с научно-исследовательской работой по ракетам в Калифорнийском технологическом институте, начатой в 1936 г. по проекту ГАЛСИТ группой по исследованию ракет. Из-за секретности открытая публикация результатов научно-исследовательской работы за период 1940-1946 гг. была запрещена. По этой причине некоторые из этих результатов пока еще недостаточно известны в противоположность описанным в печати работам других исследовательских групп этого периода в США и других странах, особенно в Германии. Это обстоятельство усугублялось еще и тем, что многие ведущие ученые, проводившие исследования в Лаборатории реактивных двигателей, после окончания второй мировой войны разъехались в различные страны. Краткое описание отдельных аспектов проделанной работы и некоторые публикации можно найти в работах [2-10].

В сентябре 1939 г. нападением нацистской Германии на Польшу началась вторая мировая война. Это событие непосредственно отразилось на планах исследований «Группы», проводимых по проекту ГАЛСИТ. Работы по проектированию ракет, предназначавшихся для научных исследований на больших высотах, и «космических» ракет были отложены на многие годы.

К разработкам в области ракетостроения в Европе приступили до начала второй мировой войны, и определенные достигнутые результаты, по мнению некоторых специалистов, позволяли надеяться на возможность использования ракетных двигателей в качестве вспомогательных двигателей для винтомоторных самолетов.

В свое время один старший офицер Управления артиллерийско-технической службы сухопутных сил США авторитетно заявил работникам института, что применение ракетного двигателя для военных снарядов маловероятно [4].

Соперничество между различными видами вооруженных сил США в области использования ракет началось несколькими годами позже.

В 1944 г., с ведома военно-воздушного корпуса армии (так тогда назывались военно-воздушные силы) Лаборатория реактивных двигателей приступила к осуществлению первой в Америке программы по исследованию реактивных снарядов большого радиуса действия. Заказчиком этой работы было Управление артиллерийско-технической службы армии, поскольку представители военной авиации предвидели лишь ограниченную возможность применения подобных ракет. Удивительно, что военная разведка союзников не определила высокого уровня разработок по боевым ракетам в Германии вплоть до 1943 г.

В мае 1938 т. Теодор фон Карман (1881-1963) в беседе с командующим военно-воздушного корпуса армии, генералом Генри X. Арнольдом, посетившим Калифорнийский технологический институт, узнал о возросшем интересе к проблеме использования ракетных двигателей для военных самолетов [8, 9].

Я подготовил доклад к августу 1938 г. для фирмы Консолитейтед Эйркрафт (в настоящее время фирма Дженерал Динамикс, Сан-Диего, штат Калифорния) о возможности использования ракетных двигателей в качестве стартовых ускорителей для крупных самолетов и особенно гидросамолетов [11].

В начале декабря 1938 г., после заслушивания в Калифорнийском технологическом институте доклада «Факты и представления о ракетах», на официальном завтраке, устроенном обществом «Сигма — Кси», фон Карман, Р. А. Милликен (1868-1953) и М. М. Масон уведомили меня о предстоящем посещении Вашингтона. В мою задачу входило представить необходимую информацию по ракетным двигателям в Комитет Национальной Академии наук по научным исследованиям для военной авиации. Следует заметить, что Масон был председателем этого комитета, а Р. А. Милликен и фон Карман — его членами.

Один из вопросов, по которым генерал Арнольд просил Академию дать рекомендации, относился к возможности использования ракетных двигателей в качестве стартовых ускорителей для тяжелых самолетов.

Это было вызвано тем обстоятельством, что в районах предполагаемых боевых действий могли отсутствовать достаточно длинные взлетно-посадочные полосы. Позже высказывались опасения, что ракетные двигатели не будут располагать достаточной мощностью, и при взлетах самолетов потребуются очень длинные взлетно-посадочные полосы. Проблему создания протяженных взлетно-посадочных полос на аэродромах безусловно можно было решить, тогда как на самолетах, базировавшихся на авианосцах, можно было установить стартовые ракетные ускорители.

Я подготовил сообщение «Доклад о реактивных двигателях для Комитета Национальной академии наук по научным исследованиям для военной авиации», которое содержало следующие разделы: 1) основные концепции; 2) классификация типов реактивных двигателей; 3) возможное применение реактивных двигателей для летательных аппаратов тяжелее воздуха; 4) современное развитие реактивных двигателей и 5) научно-исследовательская программа развития реактивных двигателей [12].

Слово «ракета» имело тогда такую плохую репутацию в «серьезных» научных кругах США, что фон Карман и автор сочли необходимым последовать примеру специалистов военной авиации в отказе от использования этого термина.

Я представил доклад Комитету Национальной Академии наук 28 декабря 1938 г. и вскоре после этого Академия приняла предложение фон Кармана изучить программу исследовательской группы ГАЛСИТ в разработке ракетных стартовых ускорителей для взлета самолетов и подготовить детальный план работы. На эти исследования было ассигновано 1000 долларов, причем эта сумма через шесть месяцев была увеличена.

Когда Калифорнийский технологический институт получил правительственную поддержку, Джером К. Хунсейкер из Массачусетского технологического института, предложивший программу исследований проблемы создания антиобледенительной системы для ветровых стекол, сказал фон Карману: «Вы можете иметь работу Бака Роджерса» [9].

Джон У. Парсонс (1914-1952) и Эдвард С. Формен сильно обрадовались, когда я сообщил им по возвращении из Вашингтона, что работа, которую группа выполняла в течение трех лет, получила признание и что правительство оказывает группе финансовую поддержку. Я сообщил также, что фон Карман будет уделять больше времени данной проблеме. Группа полагала, что ее члены будут получать заработную плату из указанных фондов за выполнение научно-исследовательской работы по ракетам. Следует сказать, что в то время Парсонс, Формен и автор данного доклада были единственными членами проекта ГАЛСИТ в Калифорнийском технологическом институте.

Мы продолжали собирать сведения по использованию ракетных двигателей в качестве стартовых ускорителей и накапливать экспериментальные данные по техническим характеристикам ракетных двигателей на твердом топливе. Параллельно проводились работы на испытательном стенде по ракетному топливу.

После посещения научно-исследовательской станции Роберта X. Годдарда в Нью-Мексико Чарльз А. Линдберг прибыл в Калифорнийский технологический институт в мае 1939 г. в плане инспекционной поездки по контролю над разработкой военных самолетов. Так как фон Карман отсутствовал и находился в одной из своих довольно частых поездок, Кларк Б. Милликен (1903-1966) коротко познакомил гостя с авиационными исследованиями по проекту ГАЛСИТ, а я рассказал о работах по возможности использования ракетных двигателей для самолетов. Линдберг ничего не сказал о результатах своей встречи с Годдардом [4]. Известно, что ни одно военное учреждение не требовало, чтобы Лаборатория реактивных двигателей высылала копии отчетов Годдарду, хотя мы имели довольно обширный список адресатов для рассылки. Равным образом, ни один из отчетов Годдарда для правительственных учреждений не поступал в адрес нашей Лаборатории.

Приблизительно в это же время я послал письмо Е. Зенгеру и вскоре получил из Вены ответ, из которого я понял, что Зенгер ведет исследования по ракетам в Германии.

Сведения о ракетных исследованиях в Германии, которые были начаты в начале 30-х годов, не были известны группе до ноября 1943 г., т. е. до момента, когда мы получили донесения британской разведки о работах над ракетами Фау-2 в Пенемюнде. В этот же период группа не имела сведений и о работе по ракетам в СССР. В сентябре 1944 г. по заданию Управления артиллерийско-технической службы я отправился в Англию, где получил подробную информацию об английских ракетных исследованиях. Дальнейшую информацию я получил во время второй поездки осенью 1946 г. Группа получила несколько отчетов об английских работах, начатых в 1940 г. Кроме того, некоторые английские ученые посетили нас в течение последующих лет.

Исследования и эксперименты, которые мы проводили весной 1939 г., убедили нас в возможности разработки твердотопливных и жидкостных ракетных двигателей в такой степени, что мы подготовили предложение для Национальной Академии по составлению программы научно-исследовательских работ и созданию производственной базы на общую сумму 100000 долларов в 1939-1940 финансовом году, который начинался 1 июля 1939 г.

Фон Карман отправился с предложением в Вашингтон и вскоре узнал, что Национальная Академия и представители военной авиации не разделяют нашего оптимизма.

В автобиографии фон Карман рассказывает, что во время обсуждения предложения с майором Бенджамином Чидлоу (позже в звании генерала он занимал должность командующего материально-техническим обеспечением военной авиации) фон Карману задали вопрос: «Вы действительно верите, что военная авиация израсходует 100000 долларов на ваши ракеты?» Эта сумма стала максимумом, который мы могли получить в то время. Все это означало, что наша экспериментальная работа должна была продолжаться в городке Калифорнийского технологического института, где наше присутствие стало уже непопулярным, или во временных постройках в Арройо Секо над плотиной Девила на западной окраине Пасадены.

Заключенный с Национальной Академией наук контракт, вступивший в силу 1 июля 1939 т., и лег в основу исследований по реактивным двигателям для военной авиации. Через год военное авиационное ведомство взяло на себя ответственность за выполнение проекта. По положениям контракта завершение исследований должно было предполагать решение многочисленных проблем, связанных с разработкой ракетных двигателей, используемых в качестве стартовых ускорителей для повышения летных характеристик самолетов. Термин «повышенные летные характеристики» предполагал: а) сокращение времени и дистанции разбега самолета при взлете; б) временное увеличение скорости набора высоты; в) временное увеличение скорости полета. Контрактом предусматривались также работы над жидкостными и твердотопливными ракетными двигателями.

Фон Карман, которому тогда было 58 лет, принимал активное участие в разработке ракетных двигателей. Он взял на себя обязанности по руководству проектом в должности главного инженера вместе с Парсонсом, Форменом и мной, которые и составляли ядро группы. Фон Карман внес в нашу работу свой богатый опыт приложения математики и основных принципов физики к решению трудных инженерных задач, а также исключительного искусства ведения переговоров и организации. Парсонсу было тогда 25 лет, а Формену и мне — по 27.

Когда фон Карман летом 1939 г. был в отъезде, я предложил для группы наименование «проект № 1 ГАЛСИТ по научно-исследовательской работе для военно-воздушного корпуса армии». Когда фон Карман вернулся, я был удивлен его отношением к нашему новому наименованию. Он сказал, что я очевидно не знаю, что такое дом № 1 в Китае. В Управлении материально-технического обеспечения военной авиации сухопутных сил в гор. Райт-Филд (Лайтонз, штат Огайо) наша группа именовалась как «Проект самолетостроительной лаборатории МХ121».

В течение первого года экспериментальная работа по проекту проводилась частично в Калифорнийском технологическом институте и частично в Арройо Секо в Пасадене. В 1940 г. управление водного хозяйства г. Пасадены сдало нам в аренду примерно 2 гектара земли на западном берегу ручья Секо. Примерно 16 гектаров городское управление сдало нам в аренду до 1946 г. и этот участок до сих пор остается частью площади, на которой находится Лаборатория реактивных двигателей. Большинство временных построек сейчас уже исчезло, так как их заменили прочные долговременные сооружения. Жители районов, расположенных вблизи Лаборатории, были обеспокоены шумом работы на испытательных стендах. Испытания ракетных двигателей проводились до 1946 г. После этого эксперименты, сопровождавшиеся сильными звуковыми эффектами, проводились в более удаленных от жилых районов площадках, например, в пустыне Мохаве.

Проведение работ по проекту в стенах Калифорнийского технологического института было удобным по причине возможности использования специального лабораторного оборудования Института. К тому же упрощалась процедура установления контактов с работниками факультетов Института. Например, Алдар Холландер, Линус А. Паулинг и Фриц Цвики часто давали нам консультации по различным вопросам. Химическая группа под руководством Бруса X. Сейджа, сотрудника Института, начала работы по химии ракетного топлива уже в 1942 г. Одновременно несколько работников Калифорнийского технологического института работало по совместительству в качестве старших инженеров исследований по нашему проекту.

Рис. 1. Общий вид территории, на которой проводились работы по проекту «ГАЛСИТ» (1941 г.) Рис. 2. Общий вид «Лаборатории реактивного движения» (1965 г.)

Нельзя без иронии вспомнить 1940 год, когда Цвики стал одним из наших консультантов. Работая в 1937 г. над теорией реактивных двигателей для докторской диссертации [13], я рассказал Цвики о некоторых трудностях моего исследования. Он не сдержался и сказал мне, что я трачу время на неосуществимые мечтания. По его словам я должен был понять, что ракета не полетит в космосе, так как ей для создания тяги нужна атмосфера!

В данных мемуарах нет возможности упомянуть всех тех, кто целиком отдавал себя ракетным исследованиям, помогал в изготовлении и испытании экспериментальных устройств; помогал Э. С. Формену, одному из руководителей проекта, и Э. М. Пьерсу старшему, которые были основными специалистами на первом этапе строительства зданий и оборудования проекта. Пьере, которого мы все любили и уважали, был моим начальником в течение периода, описываемого в данных мемуарах. Было нелегко во время войны собрать хорошо подготовленных специалистов, а объем работ возрастал с каждым годом, и требовал увеличения штатов. Было трудно доставать дефицитные материалы и оборудование.

Теоретические исследования технических характеристик идеального ракетного двигателя, состоящего из камеры сгорания постоянного объема и сопла, были начаты С. Ш. Цзяном и автором в 1936 г. Результаты этих исследований (до конца 1939 г.) изложены в работах [13; 14].

Я разработал универсальную диаграмму идеальной тяги, показывающую зависимость тяги от:

— коэффициента расширения выхлопного сопла,

— отношения давления в камере к окружающему давлению,

— выходного угла сопла,

— коэффициента удельной теплоемкости истекающего газа.

Эта диаграмма используется и теперь для определения коэффициента идеальной тяги C_t ракетного двигателя. Влияние угла расширения сопла на величину тяги при идеальных условиях было рассчитано Цзяном.

Экспериментальные исследования характеристик ракетного топлива были начаты в 1938 г. Парсонсом, Форменом и автором с использованием газифицированных компонентов топлива: кислорода и этилена [1, стр. 80]. Первые данные были получены только для кислорода. Одновременно проводилась проверка испытательного стенда и сравнение полученных результатов с данными, указанными в марте 1938 г. Барточи*. Затем были получены результаты по горению двухкомпонентного топлива: кислород-этилен [13; 15].

В одной из первых серий испытаний этой комбинации компонентов топлива в марте 1939 г. взорвался трубопровод подачи кислорода, причем обломки арматуры разлетелись в разные стороны на большое расстояние. Парсонс и Формен, которые проводили испытания, были потрясены увиденным, но, к счастью, избежали ранений. Осколок трубки Бурдона от одного из манометров ударил в деревянный брус, около которого я стоял, причем удар пришелся бы мне в голову, если бы фон Карман не отозвал меня в сторону за несколько секунд до взрыва.

Мартин Саммерфильд присоединился к работам по проекту в июле 1940 г. и продолжал эти исследования на усовершенствованных установках. В частности, он определил величину коэффициента тяги при реальных условиях, и нашел, что факторы увеличения тяги не являются многообещающими с практической точки зрения [5]. Он исследовал значение отношения объема камеры сгорания к площади критического сечения сопла. Этот параметр был предложен Зенгером для определения времени нахождения топлива в камере сгорания. «Время пребывания» связано с химической кинетикой и оказывает влияние на эффективность горения топлива [5].

При проведении экспериментов с жидким топливом в 1941 г. Вальтер Б. Пауэлл после научного спора с Марком М. Мильсом ввел параметр, называемый характеристической скоростью С*, который определяет эффективную скорость реактивной струи Q, как произведение экспериментальных коэффициентов C_t и С*. Характеристическая скорость определяется только свойствами топлива и площадью критического сечения сопла. Таким образом, она не зависит от условий истечения и может рассматриваться как параметр, определяющий эффективность процесса горения топлива [2; 5].

* Материалы об упоминающихся работах Барточи публикуются в настоящем сборнике, см. стр. 5-8 — прим. ред.

Примерно в это же время был введен другой важный параметр, называемый удельным импульсом J_уд. Обычно этот импульс выражается в единицах тяги на единицу расхода топлива в секунду.

Одной из важных целей проекта была разработка твердотопливного ракетного двигателя, способного создать постоянную тягу порядка 450 кг в течение 10-30 сек. Насколько нам было известно, ни одна ракета на дымном или бездымном порохе не имела подобных технических характеристик по тяге и продолжительности работы. Эксперты, с которыми мы поддерживали контакт, сомневались в возможности разработки подобного двигателя. Предварительные эксперименты, проведенные Парсонсом и Форменом, подтвердили мнение экспертов о невозможности обеспечения работы двигателя с указанными техническими данными [15].

Рис. 3. Уравнения, описывающие работу идеального двигателя на твердом топливе

В то время полагали, что давление в камере сгорания твердотопливного ракетного двигателя с ограниченной площадью горения будет возрастать с момента воспламенения до тех пор, пока камера сгорания не взорвется. Другими словами, мы считали, что такое горение всегда будет неустойчивым.

Весной 1940 г. фон Карман, после ознакомления с мнением экспертов и сообщения о взрыве ракет Парсонса, составил четыре дифференциальных уравнения, описывающих процесс работы идеального ракетного двигателя с ограниченной площадью горения и попросил меня решить эти уравнения (рис. 3). Мы установили, что теоретически, при горении заряда с ограниченной площадью, в камере сгорания будет поддерживаться постоянное давление до тех пор, пока отношение площади критического сечения сопла к площади горения топливного заряда остается постоянным [16; 17].

Скоро мы получили экспериментальное подтверждение этого положения. Было доказано, что оно остается в силе и при значительной длине заряда.

Как известно, ракетный двигатель работает при высоких значениях температуры. По этим причинам проблемы теплопередачи остаются наиболее острыми и значительными при разработке ракетного двигателя.

Ракетные стартовые ускорители для взлета самолета должны были работать максимально 30 секунд. Эксперименты, проведенные многими учеными в 30-е годы, показали, что для такой продолжительности работы двигателя нет необходимости охлаждать стенки сопла и камеры сгорания. В неохлажденном ракетном двигателе тепловое равновесие в материалах конструкции не наступает в течение периода работы двигателя. Если бы тепловой баланс наступил, то двигатель превратился бы в расплавленную массу. Работы, проводимые по проекту над конструированием и изготовлением неохлаждаемых ракетных двигателей на твердом топливе и жидкостных ракетных двигателей, рассматриваются в разделах IV и V. Неохлаждаемый жидкостный ракетный двигатель с тягой ~ 450 кг, который был использован в летных испытаниях самолета А-20А в 1942 г., надежно работал в течение 75 секунд и весил 40,8 кг [18; 19].

Достижение высоких технических характеристик ракетных двигателей при продолжительной работе возможно только при использовании жаропрочной облицовки или охлаждения стенок посредством компонента топлива или его части. В 30-е гг. была доказана возможность создания регенеративно охлаждаемых ракетных двигателей, в которых охлаждающий компонент поглощает тепло по мере циркуляции вокруг двигателя по трубопроводам, а затем подается в камеру сгорания. Широкие исследования по регенеративному охлаждению ракетных двигателей были начаты Саммерфилдом и Сейфертом в 1942 г. [2], [20]. Когда были начаты эти исследования, у нас практически не было сведений по отдельным аспектам регенеративного охлаждения, которые позволили бы сконструировать двигатель, пригодный по техническим данным для определенных целей. В действительности были сомнения в осуществлении принципа регенеративного охлаждения ракетных двигателей, работающих на максимальном удельном импульсе. Однако в дальнейшем теоретические и экспериментальные исследования показали, что принцип регенеративного охлаждения является правильным и нами был накоплен опыт проектирования двигателей с этим методом охлаждения.

Высокие температуры и большие скорости истечения газа в ракетных двигателях и характеристики жидких компонентов ракетного топлива поставили перед нами специальные проблемы, решение которых нельзя было почерпнуть из других областей теории и конструирования тепловых двигателей. Систематические исследования материалов были начаты по проекту в 1942 г., причем изучались свойства стали, алюминиевых и магниевых сплавов, керамики и материалов, изготавливаемых средствами порошковой металлургии. Научный поиск и вклад в науку тех, кто занимался разработкой проблем материаловедения, отмечен в отчетах, составленных Н. Капланом, Р. Дж. Эндрюсом и Милсом [21; 22], а также в месячных отчетах и протоколах конференций [23; 24].

Когда разработка самолетного ЖРД обсуждалась представителями военной авиации, было принято решение о попытке использования в ходе работы по проекту авиационного бензина и какого-либо окислителя кроме жидкого кислорода. Жидкий кислород, который, с точки зрения технических характеристик ракет, является идеальным окислителем, использовали Годдард, члены Американского ракетного общества и другие исследователи. Однако проблемы производства, транспортировки и хранения жидкого кислорода в 1939 г. считались непреодолимыми. Если говорить современным языком, то можно сказать, что для военной авиации нужны были ракетные двигатели, в которых используются топлива, пригодные для продолжительного хранения.

В своем отчете за июнь 1937 г. [25], среди других пригодных для хранения окислителей, Парсонс предложил смесь азотной кислоты и двуокиси азота (далее автор применяет сокращение КДАК — красная дымящая азотная кислота). Этот окислитель имеет ядовитые свойства, является корродирующим и требует применения нержавеющей стали или алюминия. Во всяком случае этот окислитель оказался более приемлемым для военной авиации, чем жидкий кислород.

Испытания перед рождеством 1939 г. в открытом тигле показали, что КДАК может гореть с бензином и бензолом. Как будет показано в V разделе, Саммерфилд и Пауэлл обнаружили во время испытаний ракетных двигателей, что использование топлива КДАК + бензин приводит к неустойчивому горению. Результирующие импульсы в некоторых случаях были такими большими, что камера сгорания взрывалась.

Для исследования реакции КДАК с бензином, а также свойств других возможных жидких топлив в Калифорнийском технологическом институте в начале 1941 г. была создана химическая группа под руководством Сейджа.

Мы начали мечтать о преимуществах горючего, которое могло бы само по себе воспламеняться при соединении с КДАК. Это горючее позволило бы отказаться от сложной системы зажигания и лучше сгорало бы с окислителями.

В начале февраля 1942 г. я посетил ракетную исследовательскую группу на военно-морской инженерной экспериментальной станции в Аннаполисе, штат Мэриленд, которой руководил мой старый друг, лейтенант Роберт К. Труэкс. При обсуждении проблемы сгорания КДАК и бензина с химиком данной группы младшим лейтенантом Рейем Стиффом я узнал, что он обнаружил в химической литературе данные о свойстве анилина самовоспламеняться при смешивании с азотной кислотой. Он задумался над проблемой — будет ли самовоспламенение происходить при добавлении анилина к бензину.

В ночном поезде из Аннаполиса в Дайтон, Штат Огайо, мне пришла в голову мысль полностью заменить бензин анилином в качестве горючего. Это усложнило бы вопросы тылового обслуживания военной авиации, однако позволило бы отработать надежно запускающийся двигатель. По приезде в Дайтон я отправил телеграмму Самадерфилду с просьбой проверить мою идею. Когда я вернулся в Пасадену через несколько дней, мне устроили триумфальную встречу. Мы нашли решение, обнадеживавшее нас насчет разработки ЖРД, работающего на надежно сохраняемом топливе!

Парсонс и автор подали 8 мая 1943 г. заявку в патентное управление с просьбой выдать патент на ракетный двигатель, работающий на жидком топливе, и способ его работы, т. е. на ракетный двигатель, использующий самовоспламеняющиеся компоненты топлива [26]. Уже после войны я узнал, что Лутц и его сотрудники в Германии примерно в то же самое время открыли топливо, которое они назвали гиперголем*.

* См. О. Лутц. Исторический обзор разработки в Германии топлива и материалов для ракетных двигателей.— Из истории астронавтики и ракетной техники. М., 1970, стр. 60.

Интересно отметить, что наш патент, среди прочих предложений, предполагал использование гидразина с двуокисью азота. Это является основной комбинацией компонентов топлива, примененной в ракетных двигателях служебного отсека и лунного посадочного модуля корабля «Аполлон», доставившего первого человека на поверхность Луны. По «проекту» исследования гидразина и его компонентов начались в 1945 г.

При внедрении самовоспламеняющегося топлива на основе анилина мы встретили значительное сопротивление со стороны военных учреждений. Руководство материально-техническим обеспечением в конце концов дало разрешение на замену бензина токсичным анилином, когда стало очевидно, что летные испытания самолета А-20А, которые должны были начаться в ближайшие два месяца, не могут быть проведены без известного риска, если в качестве горючего будет по-прежнему использоваться бензин. Бюро по аэронавтике ВМС продолжало запрещать использование анилина в аннаполисской группе в течение еще одного года, пока сильный взрыв, который разрушил испытательный стенд для проверки комбинации азотная кислота — бензин, не заставил отказаться от непримиримого отношения к анилину.

После успешных полетов самолета А-20А, снабженного двумя неохлаждаемыми ракетными двигателями с тягой 454 кг и ресурсом работы 25 секунд, можно было сказать, что ракетные двигатели, работающие на топливе КДАК — анилин, были отработаны (см. раздел VI, п. 2).

По проекту «ГАЛСИТ» проводились также детальные исследования проблем впрыска топлива в камеру сгорания и поиски других комбинаций самовоспламеняющихся компонентов топлива (например, фурфуроловый спирт и азотная кислота без двуокиси азота). Разрабатывались методы охлаждения ракетных двигателей с большим ресурсом работы и проводилось изучение процессов подачи компонентов топлива с помощью вытеснительной и насосной систем подачи (раздел V).

В октябре 1942 г. начались работы по проектированию ракетных двигателей, использующих в качестве окислителя жидкий кислород [23; 24; 27].

Обзор исследований, проведенных в 1943 г. по жидким ракетным топливам, дается в работе [28]. В 1944 г. были начаты исследования по однокомпонентным топливам, например нитрометану и перекиси водорода. Уже в 1937 г. Парсонс указал на четырехазотный метан как возможное ракетное топливо. Преимущество однокомпонентного топлива заключается в возможности упрощения схемы двигателя.

Хотя азотистый метан сравнительно прост в обращении, он оказывается чувствительным к изменениям температуры, имеет тенденцию взрываться при определенных условиях. Существенные трудности возникают при обеспечении стабильности начала горения в камере сгорания [29]. Насколько мне известно, до сих пор еще не создан удовлетворительно работающий ракетный двигатель, использующий азотистый метан.

Перекись водорода, которая используется в современной ракетной технике, вызывала страх и подозрительное отношение со стороны сотрудников проекта. Такое отношение к перекиси водорода появилось после взрыва 27 кг перекиси водорода летом 1944 г. Причина взрыва не была точно установлена. Однако возможными факторами взрыва могли быть температура окружающего воздуха 37°С и возможное наличие посторонних веществ в топливном баке [23].

Хотя столетиями в ракетах использовали дымный порох, а некоторые исследователи применяли в ракетах и бездымный порох, ни одна из этих ракет не имела тяги и длительности работы, необходимых для стартовых самолетных ускорителей. Парсонс и Формен в 1939 г. построили и испытали ракетный двигатель постоянного объема с применением бездымного пороха [1] подобно двигателю, который испытывал Годдард.

После этих испытаний мы пришли к выводу, что конструктивные сложности разработки ракетного двигателя, работающего последовательными импульсами в течение 10 сек. и более, являлись трудно преодолимыми. По рекомендации Парсонса усилия были направлены на разработку двигателя с ограниченной зоной горения, который имеет участок горения только с одного конца заряда. При условии поддержания в камере сгорания постоянного давления двигатель должен был обеспечить постоянную тягу.

Парсонс начал свои работы с разработки обычных пороховых ракет. Этот тип пиротехнических устройств работал на заряде дымного пороха, запрессованного в картонную камеру сгорания с коническим отверстием в центре. Газы выходили через футерованное отверстие. Эффективность подобной ракеты была очень низкой, но при этом ракета оказалась достаточно надежной в эксплуатации. Считалось, что коническое отверстие в заряде необходимо для того, чтобы препятствовать горению по стороне оболочки и чтобы не создавалось избыточного давления в камере. Максимальная продолжительность работы такого двигателя не превышала 1 секунды.

В течение 1939 и 1940 гг. были испытаны различные смеси на основе дымного пороха и смеси дымного пороха с бездымным в камерах диаметром 2,54 и 7,62 см. Заряд для камеры с диаметром 7,62 см состоял из пластин длиной 15,2 см, спрессованных под давлением около 40 кг/см², причем эти пластины были покрыты различными веществами для образования твердого или жидкого уплотнения между зарядом и стенками камеры. Заряд камеры диаметром 2,54 см запрессовывался непосредственно в камеру небольшими порциями при давлениях в пределах 55÷85 кг/см². Большинство испытаний с этими образцами закончилось взрывом. Мы предполагали, что существуют механические причины взрывов и поломок, например: горение заряда на поверхности со стороны стенки, возникшее из-за утечки или передачи тепла по стенкам в количестве, достаточном для воспламенения «нерабочих» зон заряда, растрескивания заряда под давлением газов, образующихся при сгорании топлива и т. п. Однако некоторые специалисты полагали, что процесс горения заряда в ограниченной зоне является процессом в основном неустойчивым. И только после того как весной 1940 г. (раздел II, п. 2) был проведен теоретический анализ Кармана — Малины для характеристик идеального твердотопливного ракетного двигателя с доказательством того, что процесс является устойчивым, основные усилия были сосредоточены на изучении механических причин поломок и взрывов [15; 16].

В тот период мы провели сотни испытаний с различными пороховыми смесями, в которых дымный порох являлся основным компонентом. Зависимость давления в камере от отношения площади камеры к площади критического сечения была определена для каждой отдельной пороховой смеси.

К весне 1941 г. были получены довольно удачные результаты, ввиду чего можно было уже планировать летные испытания самолета, снабженного ракетными стартовыми ускорителями.

Заряд в стартовых ускорителях для самолета Эркоуп состоял из амидного дымного пороха, названного ГАЛСИТ 27 (по наименованию проекта). Заряд весил примерно 0,9 кг и был запрессован в камеру сгорания, которая имела облицовку из пропитанной бумаги. Диаметр заряда равнялся 4,5 см, а длина — 25,5÷28 см. Двигатель (рис. 4, 5) развивал тягу около 12,7 кг в течение примерно 12 сек.

18 ракетных двигателей подобного типа через день доставлялись на полигон Марч Филд (штат Калифорния), который располагался в часе езды от места расположения, где проводились работы по проекту. Во время первого этапа испытаний один ракетный двигатель взорвался во время статических испытаний, а второй во время летных испытаний на борту самолета Эркоуп. После этого мы произвели последовательно 152 безаварийных пуска. Ракетные двигатели были подготовлены Парсонсом, Э. С. Форменом и Фредом Миллером [30].

К счастью, летные испытания ракетных двигателей проводились недалеко от места, где проводились работы по проекту, что позволяло запускать их через несколько дней после изготовления. При последующих летных испытаниях было обнаружено, что после выдерживания двигателей в течение нескольких дней в температурных условиях хранилища они в подавляющем большинстве случаев взрывались в процессе работы. Очевидно, были неудовлетворительными облицовка из пропитанной бумаги либо механические характеристики топлива.

Министерство военно-морских сил следило с большим интересом за успешными испытаниями самолета Эркоуп. Оно интересовалось применением ракет в качестве стартовых ускорителей для взлета самолетов с авианосцев. По настоянию капитан-лейтенанта Фишера из Бюро по аэронавтике ВМС, который присутствовал на испытаниях самолета Эркоуп, Министерство военно-морских сил подписало в 1942 г. контракт с нашей группой на разработку ракетных ускорителей с тягой 91 кг при ресурсе — 2 секунды. Ракетный ускоритель обозначался акронимом JATO, что означало «ракетный стартовый ускоритель». В США это наименование осталось до сих пор.

Контракт Министерства ВМС был подписан в момент, когда начали взрываться стартовые ракетные ускорители, изготовленные для испытаний на самолете Эркоуп. Все усилия улучшить состав топлива из амидного дымного пороха и способы снаряжения ракет, разработанных для самолета Эркоуп, закончились неудачей, так как наши стартовые ракетные ускорители не выдерживали специфических условий хранения на военных базах. Разработка ракетных двигателей на баллистите, который является соединением нитроцеллюлозы и нитроглицерина, также окончилась неудачей из-за того, что баллистит оказался чувствительным к температуре окружающего воздуха. У него изменялась скорость горения с изменением температуры окружающей среды. Например, ракетный стартовый ускоритель, который должен был развивать тягу в 454 кг при температуре +32°С, смог развить тягу только в 270 кг при температуре +4,4°С. Хотя при низкой температуре увеличивалась продолжительность работы двигателя, самолет с таким ракетным ускорителем в подобных условиях мог потерпеть аварию при взлете с короткой взлетно-посадочной полосы.

Рис.4. Схема двигателя тягой 11,4 кг, который проработал 12 секунд при летных испытаниях самолета «Эркоуп» (август 1941 г.)



Рис. 5. Общий вид шести ракетных двигателей с системой зажигания в сборке

перед летными испытаниями

Таким образом, весна 1942 г. принесла много разочарований многим специалистам, которые разрабатывали твердотопливный стартовый ускоритель. Мы были уверены, что теоретически можно построить такой ускоритель, но до июня никому не приходила в голову подходящая идея для решения этого вопроса. В июне Парсонс, вне сомнения в порыве творческого вдохновения, предложил испытать радикально новое топливо. Оно должно было состоять из окислителя в виде перхлората калия, связующего вещества и горючего в виде асфальта, которым покрывают дороги. Эти компоненты после смешивания должны были подаваться в камеру сгорания. Испытания топлива, названного ГАЛСИТ 53, прошли довольно успешно и результаты были такими многообещающими, что работы над другими типами горючего были прекращены на много лет.

В разработке топлива на асфальтовой основе Парсонсу помогали Миллс и Ф. Миллер [31]. После изучения источника идей нового топлива Парсонс был признан изобретателем и ему был выдан патент на это топливо.

Вначале Управление артиллерийско-технической службы высказало серьезные возражения в отношении использования перхлората калия в качестве окислителя, так как в прошлом было доказано, что это вещество оказывается в сильной степени взрывоопасным. Парсонс доказал, что правила техники безопасности обращения с взрывчатыми веществами давно устарели, так как в настоящее время найдены способы приготовления перхлората калия с чистотой выхода целевого продукта 99%. В настоящее время практически устранены вредные примеси в виде взрывоопасных хлоратов. Управление артиллерийско-технической службы уточнило правила безопасности обращения с этим веществом и его разрешили использовать как твердый окислитель.

Благодаря этим событиям контракт Министерства ВМС на 100 ракетных стартовых ускорителей, снаряженных топливом ГАЛСИТ-53, с тягой 91 кг в течение 8 секунд был успешно выполнен. Вскоре после этого фирма Аэроджет Энджиниринг Корпорейшен (в настоящее время Аэроджет Дженерал Корпорейшен) начала производство вышеуказанных стартовых ракетных ускорителей для самолетов военно-морских сил (раздел VI).

В последующие годы по проекту проводились широкие исследования топлива на асфальтовой основе. В мае 1944 г. Миллс подготовил подробный отчет о топливе ГАЛСИТ 61-С [32]. ГАЛСИТ 61-С состоял из 76% перхлората калия и 24% горючего. Горючее состояло из 70% асфальта «Texaco» № 18 и 30% чистого смазочного масла САЕ № 10 фирмы Юньон Ойл Компани. Горючее переходило в жидкое состояние при температуре около 135°С, затем к нему добавлялся перхлорат калия в расплавленном состоянии и эта смесь тщательно перемешивалась. После подачи смеси в камеру сгорания, которую предварительно облицовывали веществом, подобным топливу, ее оставляли охлаждаться до затвердевания.

Это топливо при сгорании под давлением в камере около 140 ата создавало в камере температуру порядка 1650÷1920°C. Удельный импульс двигателя равнялся 180 сек., а скорость истечения около 1800 м/сек. Температурные пределы хранения топлива равнялись 23°С÷48°С. Это топливо было разработано в 1943 г. и использовалось в ракетных стартовых ускорителях, находившихся на вооружении ВМС до конца второй мировой войны.

При горении твердого топлива с использованием в качестве окислителя перхлората калия образовывалось облако белого дыма (хлористый калий), что мало устраивало специалистов из ВМС. Через несколько месяцев после разработки топлива ГАЛСИТ-53 Парсонс информировал руководство проекта на еженедельной научно-исследовательской конференции о том, что он устранил образование белого дыма заменой перхлората калия перхлоратом амония. Эксперты ВМС были немедленно приглашены для показа нового топлива. Когда эксперты ВМС прибыли и мы расположились на некотором расстоянии от испытательной ямы, был поднят флаг готовности полигона и Парсонс дал приказ о запуске ракеты, снаряженной новым топливом. Мы сразу же заметили большое облако белого дыма и увидели Парсонса, у которого на лице было написано удивление. Он робко пытался оправдаться, объясняя, что дым образовался из-за большой влажности, так как во время предыдущих испытаний воздух был очень сухим и не было признаков образования белого дыма. Таким образом, было установлено, что перхлорат амония уменьшает количество дыма при сухом воздухе, но при повышенной влажности способствует выделению хлористого водорода, образовывавшего дымовую завесу.

Проектом предусматривались работы по разработке других типов горючего, например углеводорода, загущенного напалмом, желатинированных восковых смесей и бутиловой резины. Позже, в 1945 г. этот материал исследовал Чарльз Бартли по программе ОРДСИТ Лаборатории реактивных двигателей, причем эти исследования привели к открытию полисульфидной резины. Это открытие стало основой производства твердого топлива фирмой Тиокол Кемикал Корпорейшен. Программа исследований по ракетным двигателям на твердом топливе была закончена до мая 1944 г. После этого работы по проекту ГАЛСИТ продолжило Управление артиллерийско-технической службы с окончательной задачей использования наших двигателей на твердом топливе в управляемых ракетах большого радиуса действия.

По завершении этой части работ проекта по твердотопливным двигателям для ракет дальнего радиуса действия были получены важные результаты. Во-первых, было теоретически доказано анализом Кармана — Малины, что можно получить устойчивое постоянное давление в твердотопливном ракетном двигателе в течение продолжительного времени. Во-вторых, Парсонс разработал новый тип топлива, а именно: составное твердое топливо «асфальт-перхлорат калия». Этим было положено начало современной технологии изготовления ракет на твердом топливе. Стартовые ракетные ускорители JATO с тягой 91 кг претерпели эволюцию и являются прототипами современных мощных твердотопливных ракетных двигателей, развивающих тягу свыше 450 т.

В первой конструкции ракетного двигателя, изготовленного по программе ГАЛСИТ, сопло крепилось в камере сгорания болтами, которые отрывались при более низком давлении, чем то, которое вызывало разрыв стенок камеры сгорания [30]. В 1942 г. Миллс и автор разработали устройство сброса давления или «предохранительную» пробку, которая значительно упрощала конструкцию ракетного двигателя. 14 мая 1945 г. нам выдали патент на это устройство [32; 34].

Большое внимание было уделено защите личного состава, связанного с приготовлением компонентов твердого топлива и с испытаниями ракетных двигателей на жидком и твердом топливе. В описываемый период ни один испытатель программы «ГАЛСИТ» не получил сколько-нибудь серьезных ранений, несмотря на то, что специалисты, работавшие постоянно с взрывчатыми веществами, стали пренебрежительно относиться к правилам безопасности. В 1952 г. трагически погиб Парсонс при перевозке своей частной лаборатории из Пасадены в Мексику.

Работа по программе «ГАЛСИТ» была сосредоточена на выработке критерия для проектирования ракетных двигателей с ограниченной зоной горения. Эти двигатели использовались в качестве стартовых ракетных ускорителей, а позже для ракет дальнего радиуса действия. Проведенные исследования позволили разработать методику конструирования агрегатов двигателя при следующих известных характеристиках применяемого топлива:

— чувствительность топлива во время горения к температуре окружающей среды.

— значение давления, ниже которого процесс горения становится неустойчивым.

— значение давления, выше которого процесс горения становится неустойчивым.

— условия хранения топливного заряда с точки зрения минимальной и максимальной температур окружающей среды; допустимые и возможные пределы разложения топлива при продолжительном хранении.

— температура воспламенения топлива.

— скорость горения топлива в зависимости от давления горения.

— технические характеристики топлива.

Большой прогресс в научно-исследовательских методах проектирования ракетных двигателей на твердом топливе по сравнению с эмпирическим и традиционным методом, применявшимся ранее, может стать понятным при ознакомлении с курсом «Ракетные двигатели» [2], подготовленным по требованию командования авиационной технической службы в 1943 г. для чтения в Калифорнийском технологическом институте. Чтение этого курса продолжалось и в последующие годы (раздел IX).

Разработка твердотопливного ракетного стартового ускорителя показала, что во многих областях применения этот ускоритель был лучше жидкостных ракетных двигателей благодаря его «надежности и простоте устройства. В некоторых конкретных случаях стартовый ускоритель с ЖРД не мог конкурировать с твердотопливным. Спор о превосходстве твердотопливных ракетных двигателей над жидкостными для стартовых установок космических кораблей все еще продолжается до настоящего времени.

Следует указать, что основной принцип программ «ГАЛСИТ» определял сосредоточение усилий на решении основных научно-исследовательских проблем разработки, тогда как за промышленностью оставлялось право решать проблемы технологических этапов создания двигателей. Фон Карман и автор были убеждены, что только такие задачи могло взять на себя высшее учебное и научно-исследовательское учреждение, каким является Калифорнийский технологический институт. Нарушения в соблюдении этого принципа в последующие годы были вызваны особыми обстоятельствами, которые существовали в США в то время.

Когда начались работы по «проекту» над ракетными двигателями для самолета «с повышенными летными характеристиками» (1939 г.), было еще неизвестно, будет ли в соответствии с эксплуатационными требованиями построен твердотопливный или жидкостный ракетный двигатель. Таким образом, предполагалось исследовать оба типа двигателей, хотя было известно, что твердотопливный ракетный стартовый ускоритель проще, легче и практичнее, даже если его нельзя остановить и повторно запустить, как это можно сделать с жидкостным ракетным двигателем. С другой стороны, для вспомогательного двигателя в полете жидкостный ракетный двигатель с его более высоким удельным импульсом, большим ресурсом работы и управляемой тягой имел большие преимущества. Использование такого двигателя только для самолета или только для ракеты вначале еще не рассматривалось в программе проекта. Результаты исследований, которые автор провел в октябре 1939 г., по применению ракетного двигателя в радиоуправляемой летающей торпеде были использованы капитаном (позже контр-адмиралом) Д. С. Фарни (тогда он возглавлял проект по управляемым ракетам в бюро по аэронавтике ВМС) в качестве основы для проектирования и изготовления первой американской управляемой жидкостной ракеты ГОРГОН [8; 34].

Жидкостный ракетный двигатель состоял в основном из камеры, системы питания и регулирования подачи топлива из баков (рис. 6). Саммерфилд начал с 1 июля 1940 г. исследования по проектированию и конструированию ракетных стартовых ускорителей с применением КДАК и бензина, используя опыт, который разработчики приобрели во время испытаний двигателя на топливе — газообразный кислород — метиловый спирт (1936 г.) и экспериментов с двигателем на газообразном кислороде и этилене (1937 г.). При этом учитывались результаты различных теоретических исследований, которые мы провели к этому моменту.

Рис. 6. Пневмосхема ЖРД (топливо КДАК + бензин), испытанного при летных испытаниях самолета А-20А

Первый стационарный стенд по упомянутой программе был создан в феврале 1941 г. Топливо подавалось в двигатель под регулируемым давлением газообразного азота из стандартных топливных баков.

Испытания были начаты по неохлаждаемому двигателю тягой 91 кг и с давлением в камере сгорания примерно 21 ата. Сопло, изготовление которого не вызывало особых конструкторских проблем, было сделано из медного блока и прикреплено к камере сгорания болтами, которые отрывались при давлении ниже давления, разрушающего камеру. Следовало определить объем и форму камеры сгорания, а также способ впрыскивания КДАК и бензина в камеру, а также метод зажигания топлива.

Первый испытываемый тип двигателя имел распылительную головку с четырьмя отверстиями в плоской пластине — два отверстия для КДАК и два для бензина — и свечу зажигания. Так как двигатель стартового ускорителя в самолете работает в горизонтальном положении, то его испытывали в горизонтальном положении. Было испытано три двигателя и все они взорвались. Третий двигатель в мае 1941 г. поджег обшивку стен испытательного стенда, находившегося в шахте, и нанес значительный ущерб испытательному оборудованию.

Испытательные шахты были специально ориентированы в направлении склонов горы, покрытых кустарником. Кустарник, который в Южной Калифорнии в течение длительного периода был в высшей степени огнеопасным, был вырублен около испытательных шахт. Мы постоянно беспокоились, что кустарник может загореться и при большом ветре огонь распространится вверх, в горы, в направлении обсерватории на горе Вильсона, которая находилась почти над нами. Однажды кустарник загорелся, но огонь был остановлен усилиями всего личного состава. После этого была поставлена система дождевальных установок на склонах гор и пожары в кустарнике больше не беспокоили нас.

Главная причина взрывов двигателей заключалась в отказах системы зажигания. Если зажигание не было мгновенным, то топливо скапливалось в камере сгорания и в случае воспламенения возникала взрывная реакция. Мы установили, что форсунки не обеспечивали достаточно тонких струй, способствовавших удовлетворительному смешиванию компонентов топлива.

Форсуночная головка двигателя имела 6 локализованных центров впрыска, причем каждый из них объединял одну центральную форсунку бензина и две форсунки КДАК, направленные под углом к оси центральной, «бензиновой» форсунки.

Свеча зажигания была экранирована щитками для предотвращения короткого замыкания при впрыске компонентов топлива. Двигатель с этими доработками функционировал нормально. На его базе был разработан двигатель, развивавший тягу 227 кг. Испытания этого ракетного двигателя прошли успешно, за исключением единственного взрыва.

На этом мы закончили серии испытаний, результаты которых позволили Саммерфилду и Б. М. Формену (кузен Э. С. Формена) сформулировать основные наиболее важные вопросы, подлежавшие дальнейшему исследованию [36]:

а) как оптимизировать работу агрегатов системы подачи и впрыска топлива с точки зрения обеспечения удовлетворительного распыла и перемешивания компонентов топлива;

б) каково влияние соотношения смеси КДАК и бензина на величину температуры сгорания и удельный импульс двигателя;

в) как уменьшить эрозию внутренней поверхности сопла, каковы в этом отношении перспективы хромирования медной поверхности сопла.

Испытания двигателя с тягой 227 кг, которые по времени совпали с успешными летными испытаниями самолета Эркоуп со стартовыми ускорителями на полигоне Марч Филд (раздел VI, п. 1), позволили принять в сентябре 1941 г. следующие важные решения:

а) немедленно начать проектирование неохлаждаемого ЖРД с тягой 454 кг с ресурсом работы не менее 25 секунд;

б) создать две группы — первая группа должна продолжать исследования по конструкции двигателя, а вторая группа начнет проектирование экспериментального стартового ускорителя, пригодного для установки на самолетах;

в) потребовать, чтобы военно-воздушный корпус армии выделил самолет для летных испытаний ракетного стартового ускорителя (раздел VI, 2).

Испытания в начале октября первого ракетного стартового ускорителя с тягой 454 кг, имевшего 15 «центров» впрыска и две экранированные свечи зажигания, показали удручающие результаты. Иногда зажигание так задерживалось, что происходил очень «жесткий старт», иногда система зажигания вообще не срабатывала. Однако по настоящему нас обеспокоила наша первая встреча с явлением пульсации горения или неустойчивости горения, которое вот уже 30 лет является одной из основных причин сложности отработки ЖРД. Спорадически, но без всяких очевидных причин, значения основных параметров двигателя начинали колебаться с нарастающей интенсивностью. Задержка с командой на включение двигателя, как правило, приводила к его разрушению.

В течение четырех месяцев было предпринято несколько безуспешных попыток устранить пульсации. В это время мы договорились с заказчиком о проведении летных испытаний весной 1942 г. Ракетный стартовый ускоритель, который должен был быть установлен на двухместный бомбардировщик Дуглас А-20А с полетным весом 6,4 т, находился в заключительной стадии отработки. В начале 1942 г. я послал Саммерфилду телеграмму из Дайтона (штат Огайо) с предложением заменить бензин анилином в качестве горючего. Мое предложение было принято. Пульсации были устранены в незначительной степени (раздел III, п. 1).

Месяцы решения вопроса «неустойчивости горения» заставили фон Кармана, Саммерфилда и химическую группу Сейджа начать теоретические и экспериментальные работы по этой проблеме. Фон Карман так увлекся проблемами горения жидких топлив, что занимался ими до самой смерти (до 1963 г.), а Саммерфилд занимается ими и до сих пор.

Свойство анилина воспламеняться при контакте с азотной кислотой значительно упростило конструкцию двигателя. При этом устранялась опасность скопления в больших количествах топлива в горизонтально расположенном двигателе. Обеспечивалась одновременная подача компонентов топлива при соответствующем соотношении компонентов топливной смеси.

Значение самовоспламеняющихся химических веществ или «гиперголических» компонентов топлива (немецкий термин) состояло в том, что они открыли новые аспекты химических исследований, которым в прошлом не уделяли должного внимания и которые содействовали лучшему пониманию кинетики химических реакций горения.

Группа, в составе Саммерфилда, Пауэлла и Э. Дж. Крофута, работавшая над жидкостным ракетным стартовым ускорителем, внедрила топливо КДАК-анилин в усовершенствованную конструкцию. Для летных испытаний самолета А-20А не было сделано попыток изготовления легкого ускорителя. Главное внимание было сосредоточено на повышении надежности двигателя. Плоскости хвостового оперения самолета были по расчетам достаточно высокими, что гарантировало беспрепятственное истечение продуктов сгорания из ускорителей, установленных в хвостовых обтекателях моторных гондол. В них же размещались топливные баки и клапаны управления расходом топлива. Азотные баки, регуляторы давления и механизмы управления были установлены в фюзеляже. Управление двигателями должен был осуществлять бортмеханик из кабины стрелка по указанию летчика [18; 37]. Двигатель был установлен на специальных направляющих и снабжен гидравлическими домкратами для предотвращения в случае аварийной ситуации конструкции моторной гондолы от соударения с двигателем-ускорителем.

Два ракетных стартовых ускорителя на самолете А-20А в течение 44 последовательных запусков работали удовлетворительно. Наименее надежной системой двигателя являлась управляющая автоматика. Мы получили некоторое удовлетворение, когда один из обычных поршневых двигателей на самолете А-20А вышел из строя по причине механической неисправности и программа была задержана на два дня.

Успешные испытания наших экспериментальных ракетных стартовых ускорителей (рис. 7) во время пробных полетов позволило командованию военной авиации подписать контракт на производство ракетных стартовых ускорителей с фирмой Аэроджет Энджиниринг Корпорейшен (раздел VIII).

Рис. 7. Общий вид ЖРД (топливо КДАК + бензин), установленного на самолете А-20А

По итогам выполненной работы автор подготовил обзор для специального совещания Бюро научно-исследовательских работ в Вашингтоне 17 февраля 1944 г. [38].

Для совещания координационного комитета программы по управляемым снарядам, которое созывалось 29 мая 1945 г. по требованию Управления артиллерийско-технической службы, Сейферт и автор подготовили доклад о состоянии и направлениях развития ракетных двигателей по программе ГАЛСИТ и тематике других научно-исследовательских групп [39]. Это еще собственно не было началом работ по исследованию возможностей применения ракет для исследования космоса.

Представление об объеме разработок по ЖРД, которые были проведены к концу периода, освещаемому в настоящих воспоминаниях, может быть получено из ознакомления с оглавлением месячного отчета № 1-54 [23]:

1) Исследование характеристик перекиси водорода при взаимодействии с различными типами окислителя.

1) Исследование характеристик жидкого кислорода при взаимодействии с различными типами горючего.

1) Белая дымящая азотная кислота — фурфуроловый спирт.

а) Обзор физических свойств керамических материалов

б) Разработка керамических материалов, предназначенных для использования в лопатках турбин.

в) Приготовление и свойства огнеупорных облицовок камеры сгорания.

г) Разработка пористых материалов для охлаждения испарением.

а) Влияние распыла топлива на характеристики процесса горения и теплоотдачу (при использовании нитрометана).

а) Пленочное охлаждение (с использованием кислоты и углеводорода).

а) Характеристики компонентов топлива.

— Распыл

— Измерение расхода топлива

По программе исследовались следующие типы систем питания: вытеснительная система подачи топлива с рабочим давлением газообразного воздуха или азота ~ 140 ата; насосная с центробежными насосами [2; 38].

Вытеснительная система подачи становится слишком тяжелой, если длительность работы двигателя превышает 60 сек. и если рабочее давление в камере сгорания превышает 20 ата. В этой связи было принято решение о создании системы подачи, в основу работы которой был положен принцип каталитического разложения. С 1942 г. основные усилия были направлены на разработку этого метода, но практически система не была создана к концу 1946 г. [2; 23; 24].

В 1942 г. мы начали работать над созданием высокооборотных центробежных насосов. В 1943 г. был разработан анилиновый насос со скоростью ~ 10 000 об/мин и с производительностью 75,6 л/сек с давлением на выходе 63 ата. Создание насоса для азотной кислоты было более трудной задачей, так как для этого окислителя необходимо было подобрать специальные материалы. В качестве привода были исследованы электродвигатели и газовые турбины [2; 38].

Тот же самый месячный отчет содержал финансовый отчет. Из наличных 994000 долларов, полученных для исследований от заказчика, было израсходовано 954211 долларов 52 цента! Я не помню, кто летал в Райт Филд (штат Огайо) в Управление материально-технического обеспечения авиации сухопутных сил для получения дополнительных средств, но я знаю, что дополнительные деньги были получены. В то время я уже готовился к отъезду на два года из Калифорнийского технологического института в Париж для работы по программе международного научного сотрудничества при ЮНЕСКО и передавал дела по руководству Лабораторией реактивных двигателей Льюису Дж. Дану, который должен был заменить меня в этой должности. Прошло уже 24 года с тех пор, а я все еще в Париже, так как с 1953 г. я работаю по научному сотрудничеству в области космонавтики.

Раньше я указывал, что конечная задача программы заключалась в разработке твердотопливных или жидкостных ракетных двигателей для «улучшения летных характеристик» самолетов. В этом направлении работы велись над стартовыми ускорителями и вспомогательными двигателями, обеспечивавшими на короткий промежуток времени улучшение характеристик самолета.

Работы начались на основе предварительных исследований возможности использования ракетных двигателей для указанных целей [11; 12]. Милликен и Стьюарт в январе 1941 г. выполнили подробный анализ влияния дополнительного ракетного двигателя на летные характеристики самолета [42]. Развитие этих вопросов нашло отражение в диссертации, выполненной военно-морским офицером С. Фишером [43].

Положения, высказанные в упомянутых работах, ждали своего экспериментального подтверждения.

Весной 1941 г. была послана телеграмма командованию военной авиации, что мы готовы к летным испытаниям самолета с твердотопливными ракетными ускорителями, развивающими тягу 13,7 кг в течение 12 сек. (раздел III, п. 2). Авиационное командование выбрало моноплан Эркоуп с низко расположенными плоскостями (бортовой номер УО-55). Летчиком-испытателем был назначен -капитан Хомер А. Буши младший. В 1941 г. Буши делал дипломную работу в нашей Лаборатории и одновременно был офицером связи между представителями военной авиации и проектом ГАЛСИТ.

Анализ летных характеристик и технических данных самолета Эркоуп и способа установки ракетных стартовых ускорителей был выполнен военными авиационными инженерами Дамбергом и Дейном в их диссертациях, выполненных в рамках проекта ГАЛСИТ [44].

В конце мая 1941 г. самолет Эркоуп перегнали из Дайтона в Марч Филд, где были выполнены некоторые конструктивные доработки, облегчавшие установку ракетных стартовых ускорителей. Испытательная группа включала: Дж. У. Парсонс, Э. С. Формен, Ф. С. Миллер и автор в качестве руководителя испытаний (личный состав по проекту); капитан X. А. Буши младший, капрал Р. Гамильтон и рядовой Коуб (личный состав ВВС). Фон Карман и Милликен присоединялись к группе на различных этапах программы, а на отдельных испытаниях присутствовали председатель комитета по реактивному движению Национального консультативного комитета по аэронавтике (NACA) У. Ф. Дюран и С. Фишер — сотрудник бюро по аэронавтике Министерства ВМС [30].

Самолет Эркоуп был оборудован шестью стартовыми ракетными ускорителями (по три под каждым крылом по обе стороны фюзеляжа). Ракетный ускоритель устанавливали на салазках и укрепляли на шплинтах, которые срезались в случае аварийной ситуации, и ускоритель сбрасывался вниз по направлению полета самолета.

Испытания начались с большой осторожностью, так как предусматривалась возможность разрушения ракетных стартовых ускорителей. К тому же мы не были уверены, что на полет самолета не окажет вредного влияния работа ракетного двигателя. Во время одного предварительного испытания Буши пилотировал самолет на высоте 900 м. После запуска ракетных двигателей мы не могли следить за самолетом. Наше удовлетворение от вида белого следа от реактивной струи в небе пропало через несколько секунд, когда послышался сильный удар. Снова отказал один из ракетных двигателей. Мы пережили минуты томительного ожидания, пока, наконец, не показался Буши, который затем совершил успешную посадку. К счастью, система защиты самолета на случай взрыва ракетного двигателя сработала успешно, как было запланировано.

8 августа во время последних наземных испытаний шести ракетных стартовых ускорителей один из них отказал. Отлетевшее сопло пробило в обшивке фюзеляжа отверстие диаметром 25,4 см. Камера сгорания пролетела примерно 30 м вперед и ударилась в землю. Отчет об испытаниях [30] содержал следующую лаконичную запись: «Летчик заслуживает похвалы за его желание продолжать летные испытания, как только самолет будет отремонтирован». К общему облегчению больше взрывов не было и мы успешно произвели 152 успешных запуска ракетных двигателей.

Первый успешный взлет самолета Эркоуп с шестью ракетными стартовыми ускорителями был совершен 16 августа 1941 г. (рис. 8).

Рис. 8. Взлет самолета «Эркоуп» с шестью ракетными двигателями

Наиболее значительные результаты программы испытаний приведены в таблице I. Следует отметить, что применение ракетных стартовых ускорителей сократило разбег самолета при взлете примерно на половину по сравнению с обычным разбегом самолета. Летные характеристики самолета почти не изменились.

Первый в США полет на ракетном самолете совершил Буши 23 августа 1941 г. (рис. 9). С самолета Эркоуп сняли воздушный винт и установили 12 ракетных стартовых ускорителей, из которых работало только 11. До скорости 46 км/час самолет разогнали на буксире грузовиком и затем запустили ракетные стартовые ускорители. Самолет взлетел и поднялся на высоту примерно 6 м [30]. Этот полет был внеплановым, но мы решили использовать возможность показать будущие технические возможности ракетных двигателей.

Рис. 9. Взлет самолета «Эркоуп» на ракетных двигателях

Таблица I

Непосредственные результаты летных испытаний по программе исследования твердотопливных двигателей рассматриваются в разделе III, п. 2 и при освещении вопросов организации фирмы Аэроджет Энджениринг Корпорейшен в разделе VIII.

Мы ожидали летные испытания самолета А-20А с жидкостными ракетными стартовыми ускорителями на КДАК— анилине с определенной уверенностью, так как мы приобрели значительный опыт во время летных испытаний твердотопливных ускорителей на самолете Эркоуп. Однако мы учитывали, что несем большую ответственность за жизнь летчика и оператора ракетных стартовых ускорителей и принимали все меры предосторожности.

После определения изменений конструкции самолета А-20А авиационная лаборатория ВВС подготовила самолет к испытаниям. Затем из Райт Филда майор П. X. Дейн в марте 1942 г. перегнал самолет в аэропорт Локхид, г. Бэрбанк (штат Калифорния). Здесь были установлены ракетные стартовые ускорители и самолет перегнали на полигон бомбометания и стрельбы из бортового оружия ВВС США г.Мурок (штат Калифорния) [37].

Главными членами испытательных групп были: М. Саммерфилд, У. Б. Пауэлл, Э. Г. Крофут, Б. М. Формен, Р. Тербек (личный состав проекта «ГАЛСИТ») и автор (в качестве руководителя испытаний); майор П. X. Дейн, М. Г. Кассел и Л. А. Брейди (личный состав ВВС) и Э. Н. Фейлес, Дж. Матулайтис и Н. Н. Рубин (администрация гражданской авиации). Фон Карман и К. Б. Милликен бывали на испытаниях при выполнении определенных этапов программы, а Фишер наблюдал некоторые полеты как представитель бюро по аэронавтике ВМС.

Во время статических испытаний ракетных стартовых ускорителей ускоритель правой моторной гондолы не обеспечил номинальной тяги. После нескольких дней упорных поисков эта неисправность была устранена.

Взлеты производились со дна сухого озера Мурок, на котором была проложена полоса шириной 0,9 м и длиной 336 м для ориентировки летчика. Однажды утром Фишер прилетел с военно-морской базы Сан-Диего (штат Калифорния) в середине испытаний, когда фон Карман был на полигоне. Он пригласил фон Кармана осмотреть оборудование в кабине современного военно-морского истребителя. Все мы знали, что фон Карман при посещении лаборатории наводил страшный беспорядок в аппаратуре и поэтому считали, что Фишер напрасно сделал свое предложение.

Фон Карман забрался в кабину самолета, и Фишер стал объяснять назначение различных приборов, а я стоял у крыла и наблюдал. Фон Карман показал ногой на ручку и вместо того, чтобы спросить о ее назначении, нажал на нее. Я услышал сзади треск под крылом и отскочил от самолета. Когда я оглянулся, то увидел баллон под концом крыла, который медленно опускался и надувался. Фон Карман выпустил поплавки для посадки «а воду. Фишер воскликнул: «Боже мой, что я скажу на базе об использовании поплавков в пустыне!»

Спасая положение, Фишер решил, что мы можем выдавить воздух и втолкнуть баллоны в специальные отсеки в крыльях. Под палящими лучами солнца люди долго сжимали баллоны, но газ не выходил в таком количестве, чтобы сложить баллоны. Оставалось только оторвать тросы крепления и положить баллоны в фюзеляж для обратного полета на базу. Мы часто вспоминали этот эпизод и интересовались, что за историю рассказал Фишер своим начальникам об использовании поплавков в пустыне.

Первый взлет самолета А-20А с ракетными стартовыми ускорителями был совершен во второй половине дня 15 апреля 1942 г. Во время испытаний было совершено 44 последовательных взлета без аварий (раздел V, п. 2). Основные результаты испытания приведены в таблице II. Эти результаты вполне соответствовали теоретическим расчетам [37; 42; 43]. Разбег самолета при взлете был сокращен примерно на 30%. Летные и технические характеристики самолета почти не изменились.

Было проведено два испытания для измерения увеличения скорости полета на определенной высоте с помощью ракетных стартовых ускорителей. На высоте 1800 м скорость возрастала с 465 до 556 км/час (на 19%), а на высоте 3360 м — с 442 до 468 км/час (на 17,2%). Общий полетный вес самолета составлял 8164 кг.

Таблица II

Р. Б. Канрайт сообщил об успешном проведении осенью 1942 г. экспериментальных запусков ракетных двигателей под водой. Было установлено, что ракетный двигатель на КДАК-анилине успешно запускается при погружении на 2,7 м в воду даже тогда, когда вода заполняет часть топливных трубопроводов. Твердотопливные ракетные двигатели были испытаны при погружении в воду на глубину 0,6÷1,83 м в водохранилище у плотины Моррис (штат Калифорния). Этими испытаниями было доказано, что эти ракетные двигатели могут работать под водой как ракетные стартовые ускорители для гидросамолетов и для движения торпед. Саммерфилд и автор получили патент на применение ракет для движения под водой [46].

После того как Лаборатория вооружения Управления авиационной технической службы сухопутных сил в Райт Филд ознакомилась с результатами испытаний, она потребовала представить предложения о разработке «гидробомбы», которая должна была быть авиационной торпедой. Но, чтобы обойти монополию ВМС на разработку торпед, ВВС решили дать торпеде новое название. Ракетные двигатели торпеды должны были запускаться после погружения в воду.

Фон Карман и автор в записке от 20 февраля 1943 г. предложили конструкцию и эксплуатацию буксировочного канала для исследования подводных ракет [47]. Предложение также включало исследование «гидробомбы». Когда мы объясняли наше предложение генералу Чидлоу в Вашингтоне, он сказал: «Когда в следующий раз вы посетите меня, то вы попросите деньги на доставку ракет на мой стул». Предложение было принято Лабораторией вооружения, и работы носили условное наименование «проект MX 368». Наше наименование для этих работ было «ГАЛСИТ» проект № 2». Был создан отдел подводных двигателей, во главе которого был поставлен Данн, который в 1944 г. стал помощником директора Лаборатории реактивных двигателей.

Под руководством Данна был построен буксировочный канал или гидродинамический резервуар в районе размещения проекта. Этот канал имел длину 152,4 м, ширину 3,6 м и глубину 4,9 м. Буксировочная тележка, по моему предложению, приводилась в движение управляемым ракетным двигателем на КДАК-анилине с максимальной тягой около 1361 кг, обеспечивавшим скорость движения 74 км/час [48].

Двигательная установка для этого первого ракетного американского автомобиля была разработана Пауэллом и Крофутом [49]. Установка имела три двигателя с тягой по 450 кг. Подача топлива осуществлялась вытеснительной системой. В 1943 г. я был приглашен на статические испытания двигателя, установленного на буксировочной машине. Джордж Эммерсон, наш фотограф, и автор расположились сзади машины, с одной стороны. Мы услышали команду запустить двигатель и к нашему ужасу увидели, что одна камера сгорания пролетела мимо нас и зажгла обшивку машины. В несколько секунд огонь полностью уничтожил машину, так как «жесткий старт» двигателя не только разбросал в разные стороны агрегаты двигателя, но и разрушил трубопроводы самовоспламеняемых компонентов топлива.

Машина и двигатель с некоторыми усовершенствованиями были вновь построены и успешно использовались на предварительной фазе разработки «гидробомбы». Удовлетворительные пуски двигателей были получены за счет техники «гидростартов». Камера сгорания перед запуском двигателя заполнялась водой до уровня критического сечения горловины сопла. Позже ракетный двигатель был заменен электрическим приводом, что обеспечило простоту управления машиной.

Для ВМС к 1946 г. были созданы две модели «гидробомбы». Один из разработанных образцов «гидробомбы» предполагалось сбрасывать с самолета на скорости 648 км/час. Скорость движения аппарата в воде равнялась 130 км/час. На аппарате был установлен твердотопливный двигатель с тягой 1000 кг, работавший в течение 30 сек. Дальность движения аппарата составляла 1 км, общий вес равнялся 1450 кг, а вес боевой части — 567 кг.

Исследованиями предполагалось на масштабной модели изучить гидродинамические характеристики «гидробомбы».

Предусматривалась разработка специального твердого топлива для двигателя, выдерживавшего падение в воду при скорости бомбометания более 741 км/час. Испытания по сбрасыванию гидробомбы проводились на торпедном полигоне, созданном Калифорнийским технологическим институтом для нужд ВМС в водохранилище у плотины Моррис (штат Калифорния) [50; 51].

В 1941 т. мы понимали, что после успешных испытаний самолета Эркоуп необходимо предпринять шаги для серийного производства ракетных стартовых ускорителей для ВВС и ВМС. Так как Калифорнийский технологический институт является высшим учебным и научно-исследовательским учреждением, то в его стенах не было возможным заниматься вопросами конструирования и изготовления этих ускорителей в больших масштабах. Я разделял мнение Парсонса и Формена, что после усилий, которые мы затратили в течение пяти лет, мы должны участвовать в техническом осуществлении наших идей.

Когда я предложил фон Карману в сентябре 1941 г. попытаться начать производство ракетных двигателей, то он воспринял это благосклонно. Он указал, что так как он и я были членами постоянного персонала Калифорнийского технологического института, то не будет возражений против наших планов заняться бизнесом. Роберт А. Милликен выразил беспокойство по поводу того, сможем ли мы успешно управлять коммерческим предприятием.

Чтобы свести до минимума эти возражения, первый план заключался в попытке найти уже существующую самолетостроительную компанию и создать в ней отделение ракетных двигателей со специальным договором о нашем участии в ее работе и в распределении прибыли. В своей автобиографии [9] фон Карман подробно описывает безуспешные попытки, которые мы предприняли в этом направлении. Руководители самолетостроительной промышленности в Южной Калифорнии не видели будущего ракетных двигателей! Затем, по совету адвоката фон Кармана Эндрю Дж. Хейли, после одобрения этой идеи генералом Франком Ч. Карролом в Райт Филд [52], мы решили создать нашу собственную компанию.

Фирма Аэроджет Энджиниринг Корпорейшен (в настоящее время Аэроджет Дженерал Корпорейшен) была организована в конце 1941 г. и стала действовать официально с 19 марта 1942 г. в следующем составе: фон Карман — президент и директор; Малина — главный экономист и директор; Хейли — секретарь и директор; Парсонс, Форман и Саммерфилд — вице-директоры. Наш первый взнос, вложенный в капитал компании, составил по 200 долларов с каждого. Все владельцы патентов отдали их в распоряжение компании.

Было нелегко решить, кто из членов проекта примет участие в нашей затее. После того как компания уже функционировала, Милликен покинул нас. Через год мы предложили ему акции, которые он купил и затем стал активно нам помогать в развитии компании. Парсонс, Саммерфилд и Формен к концу 1942 г. больше проводили времени в фирме «Аэроджет», где они помогали в переходе от экспериментальной стадии к созданию головных образцов и серийному производству твердотопливных и жидкостных ракетных стартовых ускорителей. В сентябре Хейли стал президентом компании, а фон Карман и автор снова сосредоточили свои усилия на постоянно расширяющейся программе исследования ВВС в Лаборатории реактивных двигателей.

Частично эта перемена была подсказана отношением командования ВВС к нашему желанию стать деловыми людьми. В автобиографии фон Карман указывает следующее: из Райт Филд ему передали, что ВВС решили не возобновлять первого контракта с фирмой «Аэроджет» на жидкостные ракетные стартовые ускорители. Фон Карман и автор срочно вылетели в Вашингтон, чтобы выяснить, что происходит. Наш общий друг генерал Бен Чидлоу прямо сказал фон Карману: «Вы нам нравитесь, доктор, но только в шапочке и мантии, чтобы советовать нам, что делать в области науки. Модная шляпа бизнесмена вам не подходит».

Проблема «шляп бизнесменов» преследовала нас в течение последующих лет. В это время фон Карман и автор имели по крайней мере три «места работы»: в составе Калифорнийского технологического института, в составе Лаборатории реактивных двигателей, руководимой Калифорнийским технологическим институтом, а также в составе руководства фирмы «Аэроджет». Фон Карман занимал еще несколько должностей: например, он был консультантом фирмы «Нортруп Эйркрафт Компани». Однако мы не возражали против этого, так как понимали, что в стране было мало специалистов, которые могут заниматься расширением ракетных исследований и ракетостроением.

Тесная техническая связь существовала между проектом «ГАЛСИТ» и фирмой «Аэроджет» до 1944 г., когда фирма «Дженерал Тайер энд Раббер Компани» купила большинство акций в фирме «Аэроджет» у акционеров-основателей компании. Эта продажа акций была сделана по указанию правительства, так как наша фирма имела самое низкое в стране отношение вложенного капитала к ассигнованиям по контрактам. После этого компания сосредоточила внимание на производстве, а не на развитии исследований по ракетным двигателям и отношения фирмы с Лабораторией реактивных двигателей все больше и больше ухудшались.

В 1943 г. фон Карман начал вести в Калифорнийском технологическом институте первый в Америке курс проектирования ракетных двигателей. Вначале курс был предназначен для офицеров сухопутных сил и ВМС, а позже производился набор гражданских лиц.

В 1946 г. командование материально-технической службы издало лекции курса под заглавием «Ракетные двигатели» [2]. Под редакцией Цзяна была издана книга объемом 799 страниц, причем она содержала разделы, написанные П. Шамбре, Дж. В. Чаруком, Л. Дж. Данном, А. Холландером, Н. Капланом, Т. фон Карманом, Ф. Дж. Малиной, К. Б. Милликеном, М. М. Милсом, А. Дж. Феланом, У. Д. Раннье, X. С. Сейфертом, С. Дж. Стьюартом, Р. Ф. Тангреном и С. Ш. Цзяном.

Эта книга отражала прогресс исследований в США в период 1939-1946 гг. в области разработки ракетных двигателей различных типов. Существует мнение о том, что исследования ракет в этот период в Германии далеко оставили позади американские исследования. Это положение является неправильным, так как при изучении немецких документов после войны мы обнаружили, что в области жидкостных ракетных двигателей немцы накопили большой опыт по практическим аспектам разработки ракет с мощной тягой на жидком кислороде. Тем не менее американские исследования по твердотопливным ракетным двигателям, предназначенным для продолжительной работы, намного превосходили соответствующие немецкие разработки. Американская тенденция поклонения пророкам из-за океана в данном случае имела довольно плачевные результаты.

Приближение конца второй мировой войны заставило Калифорнийский технологический институт принять серьезные меры в отношении Лаборатории реактивных двигателей.

В 1944 г. фон Карман подготовил материал, предусматривавший более четкую организацию при Калифорнийском технологическом институте Лаборатории реактивных двигателей [53].

Фон Карман своей запиской убедил руководство Института в необходимости принять к выполнению программу «ОРДСИТ», согласованную с Управлением артиллерийско-технической службы и ВВС. Этим он стремился развернуть первую в Америке научно-исследовательскую программу по управляемым снарядам дальнего радиуса действия [54]. Он пытался обеспечить послевоенное будущее исследований ракетных двигателей на прочной основе. Тогда же он писал:

«Сейчас уже известно, что одним из основных изменений в авиации является применение ракетных двигателей для движения самолетов. Современное ракетное оборудование пока еще остается довольно грубым. Однако определенные результаты уже получены и они открывают широкие возможности для использования ракетных двигателей в военной и гражданской авиации».

Зимой 1944 .г. фон Карманом было проведено сравнительное исследование систем ракетных двигателей для управляемых снарядов и сверхзвуковых самолетов. В этом исследовании принимали участие Саммерфилд, Цзян и автор. Мы сравнили твердотопливные и жидкостные ракетные двигатели, а также реактивные двигатели, например воздушно-реактивные пульсирующие двигатели, прямоточные двигатели и турбореактивные двигатели для различных областей применения [56].

По контрактам с ВВС и Управлением артиллерийско-технической службы Лаборатория реактивных двигателей была связана с исследованиями всех систем ракетных двигателей. Работа, которую я начал в 1936 г. в проекте ракетных исследований «ГАЛСИТ», переросла в течение восьми лет в одно из самых крупных направлений исследований института. Мы решали сложные проблемы, поднимаемые частными учебными и научно-исследовательскими учреждениями, руководили крупными научно-исследовательскими работами для военных ведомств.

Фон Карман взял отпуск в Калифорнийском технологическом институте в конце 1944 г. для создания научно-исследовательской группы советников ВВС в Вашингтоне [9]. В течение 1945 г. я все глубже и глубже вникал в проблемы взаимоотношения между Калифорнийским технологическим институтом и Лабораторией реактивных двигателей. В ноябре 1945 г. я предоставил в Калифорнийский технологический институт записку о будущем ракетных исследований [56]. Моя начальная цель заключалась в сохранении Лаборатории реактивных двигателей в структуре института. В конце записки я предлагал создать в институте отдел ракетостроения с его собственными фондами, а Лабораторию реактивных двигателей подчинить этому отделу как правительственное учреждение. Начало деятельности отдела ракетостроения было положено чтением курса по ракетным двигателям (1943 г.).

Хотя мои предложения не были приняты в том виде, в котором я предполагал, все же .подготовка инженеров ракетостроения и ракетные исследования дополнили программу Калифорнийского технологического института, а Лаборатория реактивных двигателей продолжала оставаться в системе института.

Я рассматривал воздействие предмета, ракетных двигателей и основ космонавтики на подготовку инженеров на совещании общества инженеров в г. Беркли (штат Калифорния) 22 февраля 1946 г. (57). Я закончил сообщение следующим заявлением:

«Из этого следует, что разработка ракетных двигателей послужила некоторым образом причиной тщательного изучения программы и общего направления подготовки инженеров. Потребности в людях, подготовленных как научно-исследовательские работники и инженеры, чтобы устранить разрыв между научными исследованиями и практическим использованием новых знаний о природе, были критически оценены теми, кто нес ответственность за проведение трудных этапов крайне необходимого развития науки во время войны».

Я предполагаю, что на будущем симпозиуме Международной академии астронавтики я смогу прочитать мой третий и последний мемуар о Лаборатории реактивных двигателей.

В последнем мемуаре я намерен рассмотреть проект ОРДСИТ — с его начала в 1944 г. до конца 1946 г. Это было первое в Америке исследование ракет дальнего радиуса действия, оно также позволило возобновить ракетные исследования в интересах изучения космоса, которые были начаты в Калифорнийском технологическом институте в 1936 г.

Я благодарю Мартина Саммерфилда и Вальтера Б. Пауэлла за помощь в подготовке этих мемуаров, а также Джорджа Эммерсона за собранные фотографии.

1. F. J. Malina. Memoir on the GALCIT Rocket Research Project, 1936-38, Proc. 1 st Int. Symp. on the History of Astronautics, Int. Academy of Astronautics (Washington, D. C: Smithsonian Institution, 1971). Also abridged version in «Engineering and Science» 31, (1968).

2. Jet Propulsion. Ed. Hsue-Shen Tsien, JPL-QALCIT, 1946. A reference text prepared by the staffs of the Guggenheim Aeronautical Laboratory and JPL — GALCIT for the Air Technical Service Command. (Unpublished).

3. Research and Development at the Jet Propulsion Laboratory, Prepared by Roger Stanton for release to the press on 22 June 1946, Calif. Inst. of Tech.

4. F. J. Mai in a. Excerpts from letters written home between 1936 and 1946. (Unpublished).

5. H. S. Seifert, M. M. Mills and M. Summerfield. The Physics of Rockets, Amer. J. Physics 15, 1 and 121 (1947). Щ

6. H. S. Seifert. Twenty-five Years of Rocket Development, «Jet Propulsion», 594 (1955).

7. F. J. Malina. A Short History of Rocket Propulsion up to 1945, Jet Propulsion Engines, High Speed Aerodynamics and Jet Propulsion, Ed. О. Е. Lancaster, Vol XII (Princeton: Princeton Univ. Press, 1959), p. 3.

8. F. J. Malina. Origins and First Decade of the Jet Propulsion Laboratory, in The History of Rocket Technology, Ed. E. M. Emme (Detroit: Wayne State Univ. Press, 1964) p. 46. Also in «Spaceflight», 6, 160 and 193 (1964).

9. Th. von Karman with L. Edson. The Wind and Beyond (Boston: Little, Brown and Co., 1967).10. R. Car gill Hall. A Selective Chronology: GALCIT-JPL, 1926-1950, 8 Sept. 1967. (Unpublished).

11. F. J. Malina. The Rocket Motor and its Application as an Auxiliary to the Power Plants of Conventional Aircraft, GALCIT Rocket Res. Proj., Rep. № 2, 24 August 1938. (Unpublished).

12. F. J. Malina. Report on Jet Propulsion for the National Academy of Sciences Committee on Air Corps Research, JPL Rep. Misc. № 1, 21 Dec. 1938. (Unpublished).

13. F. J. Malina. Doctor's Thesis, Calif. Inst. of Tech., 1940.

14. F. J. Malina. Characteristics of the Rocket Motor Unit Based on the Theory of Perfect Gases, J. Franklin Institute 230, 433 (1940).

15. F. J. Malina. J. W. Parsons and E. S. Forman, Final Report for 1939— 40, JPL -GALCIT, Rep. 1-3, 15 June 1940. (Unpublished).

16. Th. von Karman and F. J. Malina. Characteristics of the Ideal Solid Propel-lant Rocket Motor, JPL-GALCIT, Rep. 1-4, 1 Dec. 1940. (Unpubliched):

17. Collected Works of Theodore von Karman. Vol. IV (London: Butter-worth Scientific Pub., 1956), p. 64.

18. M. Summerfield, W. B. Powell and E. G. Crofut. Development of a Liquid Propellant Jet Unit and its operation on an A-20A Airplane, JPL-GALCIT Rep. № 1-13, 14 Sept. 1942. (Unpublished).

19. W. B. Powell. Design and Test Results on an Uncooled 1000 lb. Thrust Liquid Propellant Jet Motor, JPL-GALCIT, Rep. № 1-17, 20 July 1943. (Unpublished).

20. H. S. Seifert. Development of Regeneratively Cooled Liquid Propellant Jet Motors, JPL-GALCIT, Rep. № 1-19, 31 July 1943.

21. N. Kaplan and R. J. Andrus. Corrosion of Metals in Red Fuming Nitric Acid, JPL-GALCIT, Rep. № 1-16,, 1 May 1943. (Unpublished).

22. M. M. Mills. A Study of Materials for Jet Motor Exhaust Nozzles, JPL-GALCIT, Rep. № 1-18, 29 Aug. 1943. (Unpublished).

23. JPL Monthly Summaries on Air Corps Jet Propulsion Research for the Years 1942 to 1946, JPL-GALCIT. (Unpublished).

24. Conference Minutes on Air Corps Jet Propulsion Research for 1944, JPL— GALCIT. (Unpublished).

25. «Bible» of the GALCIT Rocket Research Project. Collected papers by F. J. Malina, H. S. Tsien J. W. Parsons, A. M. O. Smith and W. Bolloy, Calif. Inst. of Tech., June 1937. (Unpublished).

26. F. J. Malina and J. W. Parsons. Reaction Motor Operable by Liquid Propellants and Method of Operating it, U. S. Patent № 2, 573, 471, applied for 8 May 1943 and granted 30 October 1951.

27. M. Weissbluth. Development of Gasoline-Liquid Oxygen Rocket Motors with Special Emphasis on Regenerative Cooling, JPL-GALCIT, Rep. № 1-26, 1. Sept. 1944. (Unpublished).

28. F. J. Malina, W. B. Powell and N. Kaplan. An Investigation of a Number of Liquid Propellants and a Study of Scale Effect on Jet Motor Performance, JPL-GALCIT, Rep. № 1-20, 18 Oct. 1943. (Unpublished).

29. M. Weissbluth, N. К a p 1 a n, B. H. Sage, E. W Hough and J. G r e e n. A Study of the Nitromethane-Oxygen Combination as a Rocket Propellant, JPL-GALCIT, Prof. Rep. № 1-22, 15 Oct. 1944. (Unpublished).

30. F. J. Malina and J. W. Parsоns. Results of Flight Tests of the Ercoupe Airplane with Auxiliary Jet Propulsion Supplied by Solid Propellant Jet Units, JPL-GALCIT, Rep. 1-9, 2 Sept. 1941. (Unpublished).

31. J. W. Parsons and M. M. Mills. The Development of an Asphalt Base Solid Propellant, JPL-GALCIT, Rep. № 1-15, 16 Oct. 1942. (Unpublished).

32. J. W. Parsons and M. M. Mills. Progress Report on the Development of 200 lb. Thrust Solid Propellant Jet Units for the Bureau of Aeronautics, Navy Department, JPL-GALCIT, Prog. Rep. 1-1, 30 Aug. 1942.

33. M. M. Mills. The Preparation and Some Properties of an Asphalt Base Solid Propellant, GALCIT 61-C, JPL-GALCIT, Rep. № 1-22, 1 May 1944, (Unpublished).

34. F. J. Malina and M. M. Mills. Motor, U. S. Patent № 2, 400, 242 applied for 15 July 1943 and granted 14 May 1946.

35. F. J. Malina. Report on Application of Rocket Propulsion to a Radio Controlled Flying Torpedo, GALCIT Rocket Research Project, Rep. № 3, 5 Oct. 1939, (Unpublished).

36. M. Summerfield and В. М. Forman. Progress Report on the Development of a Liquid Propellant Jet Motor, JPL-GALCIT, Rep. № 1 — 10, 25 Sept. 1941.

37. F. J. Malina. Take-off and Flight Performance of an A-20A Airplane as Affected by Auxiliary Propulsion Supplied by Liquid Propellant Jet Units, JPL— GALCIT, Rep. № 1-12, 30 June 1942. (Unpublished).

18838. F. J. Malina. A Review oi Developments in Liquid Propellant Jet (Rocket) Propulsion at the ACJP Project and the Aerojet Engineering Corporation, JPL — GAL-СП, Misc. Rep. № 3, 17 Feb. 1944. (Unpublished).

39. F. J. Malina and H. S. Seifert. The Liquid Propellant Rocket Motor — Present Status and Direction of Development, JPL-GALCIT, Memorandum № 4-7, 28 Aug. 1945. (Unpublished).

40. P. J. Meeks. Tests of the Aerotojet Power Plant for the Aerojet Engineering Corporation, JPL-GALCIT, Test Rep. № 1-6, 22 Feb. 1945 (Unpublished).

41. C. R. Foster. Tests of the Centrojet Power Plant for the Aerojet Engineering Corporation, JPL -GALCIT, Test Rep. № 1-5, 13 March 1945. (Unpublished).

42. C. B. Millikan and H. J. Stewart. Aerodynamic Analysis of Take-off and Initial Climb as Affected by Auxiliary Jet Propulsion, JPL — GALCIT, Rep. № 1-5, 14 Jan. 1941, (Unpublished).

43. С F. Fischer. Aerodynamic Analysis of Rate of Climb and Maximum Level Speed as Affected by Auxiliary Jet Propulsion, JPL -GALCIT, Rep. № 1-7, 11 June 1941. (Unpublished).

44. C. F. Damberg and P. H. Dane. Performance and Flight Characteristics Analysis of the YO-55 (Ercoupe) Airplane with Auxiliary Jet Propulsion Supplied by Solid Propellant Jet Units, JPL -GALCIT, Rep. № 1-8, 7 June 1941. (Unpublished).

45. R. B. Canright. Underwater Testing of Solid and Liquid Propellant Jet Units, JPL -GALCIT, Prof. Rep. № 1-2, 20 Jan. 1943. (Unpublished).

46. F. J. Malina and M. Summerfield. System of Propulsion, U. S. Patent № 2, 431, 132 applied for 7 June 1943 and granted 18 Nov. 1947.

47. Th. von Karman and F. J. Malina. Memorandum on Desing, Construction and Operation of a Towing Channel for Under-water Jet Propulsion Research, JPL — GAL-СП, Rep. JPL Misc. № 2, 20 Feb. 1943. (Unpublished).

48. F. Denison. Design of the Towing Carriage for the Towing Channel at the ACJP Project, JPL-GALCIT, Rep. № 2-1, 6 Nov. 1943. (Unpublished).

49. W. B. Powell. Installation and Operation of the Rocket Unit for Propulsion of the Hydrodynamic Tank Towing Carnage at the ACJP Project, JPL-GALCIT Rep. № 2-2, 15 Aug. 1944. (Unpublished).

50. J. V. Charyk. A Preliminary Theoretical Calculation of a Propulsion System for the Hydrobomb Univ. JPL -GALCIT, Prog. Rep. № 2-2, 6 Nov. 1963 (Unpublished).

51. M. M. Mills. The Preparation and Some Small Scale Rocket Unit Studies of an Asphalt Base Solid Propellant GALCIT 65, JPL -GALCIT, Prog. Rep. № 2-3, 10 Aug. 1944 (Unpublished).

52. A. G. Haley. Rocketry and Space Exploration (Princeton D. Van Nostrand, 1958), p. 157.

53. Th. von Karman. Memorandum on the Possibilities of a Jet Propulsion Laboratory at the California Institute of Technology, 1944. (Unpublished).

54. Th. von Karman. Memorandum of the Possibilities of Longrange Rocket Projectiles and H. S. Tsien and F. J. Malina, A Review and Preliminary Analysis of Long-range Rocket Projectiles, JPL -GALCIT, Memo. № JPL-1, 20 Nov. 1943. (Unpublished).

55. Th. von Karman with contributions from F. J. Malina, M. Summerfield and H. S. Tsien. Comparative Study of Jet Propulsion Systems as Applied to Missiles and Transonic Aircraft, JPL -GALCIT, Memorandum № 2, 28 March 1944.

56. F. J. Malina. Memorandum on the Future of Jet Propulsion Research at the California Institute of Technology, Nov. 1945. (Unpublished).

57. F. J. Malina. Jet Propulsion — Its Effect upon Engineering Education. J. Eng. Educ, 37, 179 (1946).