Немалую роль в осуществлении космического корабля сыграют подбор соответствующих материалов, топлива, способ нагрева кабины и т. д.

В реактивном двигателе для космического корабля важнейшей частью будет, несомненно, как и в современных сверхдальних ракетах, камера сгорания и сопло для выбрасывания газообразных продуктов сгорания топлива. Камера сгорания и её вспомогательные механизмы во время работы двигателя будут подвергаться как воздействию очень низкой температуры топлива, например жидких водорода и кислорода, так и весьма сильному нагреву от раскалённых продуктов сгорания. Кроме того, объём камеры сгорания будет небольшим, вследствие чего давление образующихся в нём газов будет громадным.

Эти обстоятельства предъявляют особо трудные требования к выбору материала для камеры, к системе её охлаждения, к возможности её замены при изнашивании. Сопло камеры должно будет иметь такую форму, которая при давлении, существующем в камере сгорания, обеспечивала бы максимальную скорость истечения газов. Такому требованию удовлетворяют насадки, сначала суживающиеся, а затем расширяющиеся по вполне определённому закону для каждого давления в камере сгорания.

Конструкция и размеры всего двигателя в целом будут в значительной мере зависеть от предполагаемого радиуса действия космического корабля и от величины полезного груза.

Топливные баки, очевидно, будут занимать большую часть объёма космического корабля, в связи с чем их форма и расположение в значительной мере определят форму самого корабля.

Для газов при нормальных давлениях и температуре объём баков получается настолько огромным, что применение газового топлива в космическом корабле было бы бессмысленно.

Можно значительно уменьшить объём баков, следовательно, уменьшить и сопротивление ракеты при её взлёте в пределах атмосферы, если применять сжатые газы. Однако вес баков по отношению к весу топлива от этого не уменьшится, а наоборот, увеличится, так как баки пришлось бы сделать значительно более прочными. Остаётся единственный выход — сжижать газы. Но здесь возникает новое большое неудобство — при низких температурах, при которых, как правило, только и возможно сжижение газов, уменьшается упругость твёрдых материалов и последние делаются хрупкими. Так, например, железный сосуд, в который налит жидкий кислород, может быть разбит даже лёгким ударом. Ввиду этого для хранения продуктов сжижения газов необходимо пользоваться сосудами из такого материала, который способен переносить низкие температуры, не теряя при этом значительно своей упругости. К таким материалам относятся, например, чистая медь и свинец; последний имеет даже повышенную прочность при низкой температуре. Однако эти металлы обладают, как мы увидим ниже, другими недостатками.

Наполнение баков жидким топливом, полученным путём сжижения газа, должно производиться постепенно во избежание резкого повышения давления вследствие испарения большого количества жидкости. Стенки баков, непосредственно соприкасающиеся с жидкостью, должны быть сделаны или целиком из металла, не вступающего с жидкостью в химическую реакцию, или хотя бы покрыты таким металлом.

Вообще же материалы для постройки космического корабля должны быть особенно прочными, но в то же время достаточно лёгкими. С точки зрения теории сопротивления материалов такие материалы характеризуются большой величиной отношения предела прочности к удельному весу. Наглядное представление о пригодности того или иного материала для постройки космического корабля даёт следующий мысленный опыт: предположим, что со стратостата выпускаются тросы, сделанные из разных материалов. При некоторой длине, вполне определённой для каждого материала, тросы оборвутся под действием своего собственного веса. Свинцовый трос оборвётся уже при длине в 0,1 километра, трос из олова — при 0,5, из цинка — при 1,7, из красной меди — при 2,6, из чугуна — при 3 километрах, из кованой стали — при 13, из дюраля — при 19, а из специальных сталей — при 20—24 километрах. Чем больше эта предельная длина, на которую нужно выпустить трос, чтобы он оборвался, тем более пригоден материал троса для постройки космического корабля.

Некоторые материалы при низких температурах становятся прочнее; например, при температуре жидкого кислорода ( —182° Ц) прочность дуралюмина увеличивается на 26%, а кованой стали — на 34%.

Более труден вопрос о материале для камеры сгорания. Камера сгорания и сопло, как мы уже говорили, подвергаются одновременному действию давления и высокой температуры.

Обеспечения давления в пределах, безопасных для расчётной прочности камеры, легко достичь регулированием подачи топлива. Для предохранения же камеры от разрушающею влияния высокой температуры можно применить поточное охлаждение какой-либо жидкостью, например, одним из компонентов топлива. Поглощённая им теплота затем снова выделится в камере сгорания.

Несмотря на высокие температуры в камере, предохранение её от разрушения вполне возможно, тем более, что время непрерывной работы двигателя космического корабля будет измеряться лишь несколькими минутами.

При подаче компонентов топлива в камеру сгорания необходимо будет обеспечить наиболее полное их смешение и наиболее быстрое сгорание. Смешение может производиться или в особой полости (форкамере), или же непосредственно в самой камере сгорания. Для воспламенения смеси можно будет применять запальную свечу, действующую от магнето, или же какой-нибудь катализатор.

Для подачи топлива можно будет создавать в баках некоторое избыточное давление, или использовать специальные насосы.

Горение, как правило, будет происходить в постоянном объёме, причём процесс может быть как непрерывным (при постоянном давлении), так и прерывным, пульсирующим (при переменном давлении).

В последнем случае, с теоретической точки зрения, нет надобности в применении насосов: впуск топлива в камеру сгорания может производиться в момент наибольшего падения давления автоматически — действием небольшого избыточного давления в баках, после чего впускные клапаны сами закрываются до момента выброса продуктов сгорания; затем цикл повторяется. При этих условиях расход энергии на подачу топлива будет минимальным. При достаточной частоте циклов отклонения величины ускорения от среднего его значения будут очень мало заметны.

Недостатком такого способа работы двигателя является то обстоятельство, что при равных расходах топлива вес камеры с пульсирующим процессом больше веса камеры, работающей с постоянным давлением.

Для непрерывной подачи топлива необходимы специальные приспособления, иначе пришлось бы держать баки под высоким избыточным давлением. С этой целью можно применять либо насос того или иного типа, приводимый в действие отдельным мотором, либо воспользоваться сжатым инертным газом (азот), либо, наконец, производить быстрое испарение сжиженного газа в особой каморе. Для нагревания такой камеры можно использовать теплоту камеры сгорания, а для ускорения процесса — сжигать в баках небольшие порции топлива.

На каких же топливах работает современная ракета и на каких топливах будет работать ракета будущего?

Заметим, что топливом мы называем совокупность горючего вещества и окислителя. Современная техника занимается главным образом вопросами, касающимися горючего, так как окислитель (кислород) для обычных машин может черпаться в неограниченном количестве из атмосферы. Для космических полётов, когда большая часть пути пролегает в пустоте, оба компонента топлива имеют одинаково важное значение.

Пороха и вообще твёрдые топлива не дают возможности осуществить непрерывную подачу в камеру сгорания. Жидкие и газообразные топлива, напротив, допускают такую непрерывную подачу, причём горючее и окислитель могут храниться порознь и входить в соприкосновение только в камере сгорания.

Топливо для ракеты представляет тем большую ценность, чем большей скоростью истечения обладают его продукты сгорания и чем больше его плотность. Первое требование непосредственно вытекает из основного закона движения ракеты, согласно которому скорость ракеты пропорциональна скорости выбрасываемых газов; второе же требование объясняется тем, что при большей плотности топлива необходимый объём и вес баков для горючего получается меньшим, что, в частности, позволяет сконструировать ракету с меньшим аэродинамическим сопротивлением. Можно было бы думать, что пороха дают самую большую скорость истечения газов, но это не так: скорость истечения зависит не от скорости химической реакции данного состава, которая в случае пороха действительно очень большая, а от его теплотворной способности. Теплотворная же способность порохов сравнительно мала.

Как известно, водород, соединяясь с кислородом, выделяет больше тепла, чем большинство известных нам топлив. К сожалению, водород, даже в жидком виде, имеет очень малый удельный вес (один кубический сантиметр весит 0,07 грамма), а это является серьёзным недостатком. Кроме того, получение жидкого водорода в больших количествах довольно затруднительно вследствие низкой температуры его кипения (—253° Ц). Более подходящими горючими оказываются ацетилен и метан в жидком виде.

Очевидно, что наилучших результатов следует ожидать от жидких горючих. При этом упрощается конструкция баков, и не приходится применять специальных мер для защиты горючего от влияния температуры наружного воздуха; кроме того, горючие этого рода имеют большой удельный вес. Исходя из этих соображений, в качестве горючего для реактивного двигателя, работающего на жидком топливе, применяются жидкие углеводороды, как, например, керосин, газойль, бензин, скипидар, а также этиловый спирт и т. д.

Окислителем могут служить тетранитрометан, азотный тетроксид, азотная и хлорная кислота, гидроперекись и другие вещества, находящиеся при нормальных условиях в жидком виде. Некоторые вещества, входящие в состав этих окислителей, не участвуют в горении. С точки зрения полного сгорания наиболее выгоден в качестве окислителя жидкий кислород.

Ещё более выгоден был бы озон, так как реакция его разложения сопровождается выделением тепла (700 больших калорий на один килограмм), что существенно увеличивает теплотворную способность топливной смеси. Кроме того, его удельный вес в 1,5 раза выше, чем у кислорода (1,7 грамма в кубическом сантиметре в жидком виде), что позволяет уменьшить вес баков. Однако у озона имеются и недостатки: сильное окислительное действие на металлы и лёгкая взрываемость.

Топлива водород — кислород и водород — озон имеют весьма высокую теплотворную способность, соответственно равную 3811 и 4333 больших калорий в килограмме (при давлении 760 миллиметров ртутного столба и 15° Ц); теплотворная способность топлив углерод — кислород и углерод — озон соответственно равна 2219 и 2728 больших калорий в килограмме.

Если бы при сгорании не происходило никаких потерь, то соответствующие скорости истечения газов были бы равны 5650, 6050, 4220 и 4690 метров в секунду. Как известно, углерод вообще не применяется в реактивных двигателях, а водород применяется только в экспериментах. Тем не менее мы указываем теплотворную способность этих топлив и соответствующие скорости истечения, так как углеводороды часто применяются в качестве горючего для ракет и при сжигании в кислороде или озоне дают, очевидно, скорость истечения, лежащую между указанными значениями для водородного и углеродного топлива.

Сжигание металлических частей ракеты, после того как они стали ненужными, дало бы возможность строить ракеты с относительно меньшим весом. В частности, можно было бы осуществить сжигание сплавов магния с цинком, железом или медью. Но этот приём, очевидно, сильно усложнит конструкцию камеры сгорания, так как температура сгорания металлов очень высока. Подача использованных металлических частей космического корабля в камеру сгорания также представит большие трудности.

Как известно, атомный водород при образовании обыкновенного молекулярного водорода выделяет на единицу массы огромное количество энергии, далеко превышающее выделение энергии при других известных термохимических реакциях (более 50 000 больших калорий на килограмм). Однако пока ещё не существует ни способа его получения, ни умения с ним обращаться.

Применение жидкого водорода и кислорода для космического корабля было предложено К. Э. Циолковским, который, начиная с 1903 г., отстаивал использование жидких топлив для целей космонавтики. Цандеру принадлежит мысль (1924 г.) об использовании металла баков, после их опорожнения, для сжигания в двигателе. Наконец, Кондратюк предложил (1929г.) заменить кислород озоном, который даёт более теплотворную смесь с горючим.

В настоящее время усиленно ведутся работы по созданию новых высококачественных топлив для реактивных двигателей. Огромные возможности сулит применение атомной энергии для реактивного двигателя.

При полёте в воздухе устойчивость космического корабля может быть обеспечена применением плавниковых стабилизаторов и аэродинамических рулей, подобно тому как это делается в самолёте. Поместив такие рули на пути газового потока, выбрасываемого из сопла, можно использовать их для управления движением корабля также и при движении в пустоте.

Однако возможны и иные способы управления движением космического корабля в пустом пространстве. Такое управление необходимо не только для изменения направления полёта, но также для производства наблюдений и регулировки температуры. Одним из таких способов является устройство на окружности поперечного сечения космического корабля нескольких вспомогательных сопел, вводимых в действие в тот момент, когда необходим поворот корабля.

Другой способ основан на законе сохранения момента количества движения. Если двигаться внутри корабля по окружности вдоль стен в определённом направлении, то корабль начнёт поворачиваться в обратном направлении. Таким путём можно осуществить вращение корабля вокруг любой оси. Однако, поскольку масса человека значительно меньше массы корабля, человеку пришлось бы много раз обойти вокруг кабины для того, чтобы корабль сделал полуповорот. На основании того же закона сохранения момента количества движения медленное вращение космического корабля в нужном направлении может быть вызвано быстрым вращением маленького диска в обратном направлении (рис. 24).

Рис. 24. Медленное вращение космического корабля в нужном направлении мошно будет вызвать быстрым вращением небольшого диска в обратном направлении.

Как же определить местонахождение космического корабля в межпланетном пространстве?

Очевидно, местонахождение космического корабля будет известно, если будут определены расстояние корабля от Солнца и так называемый полярный угол, имеющий вершину в Солнце, а именно, угол, образуемый лучом Солнца, освещающим корабль в данный момент, и лучом Солнца, освещающим корабль в начале полёта. Определение расстояния до Солнца можно произвести при помощи термометра. В самом дели, известно, что температура изолированного в межпланетном пространстве тела зависит от его расстояния от Солнца. Абсолютная температура совершенно чёрного шара, находящегося, например, на расстоянии 100 миллионов километров от Солнца, равна 338°; на расстоянии 400 миллионов километров от Солнца она будет в два рааа меньше, т. с. равна 169°, а на расстоянии 900 миллионов километров в 3 раза меньше и т. д. Следовательно, измеряя температуру тела, подвергающегося на космическом корабле прямому действию солнечных лучей, мы можем определить расстояние до Солнца (рис. 25 слева). Что касается полярного угла, то его нетрудно определить при помощи гироскопа (массивного вращающегося волчка), подвешенного в кардановом подвесе. Как известно, вращающийся гироскоп, подвешенный в кардановом подвесе, сохраняет неизменным направление своей оси относительно звёзд, причем совершенно независимо от того, как движется космический корабль; поэтому, наблюдая изменение угла между осью гироскопа и направлением солнечного луча, можно легко определить полярный угол (рис. 25, справа)¹).

¹)Этот способ определения местонахождения космического корабля в межпланетном пространстве был предложен автором в 1934 г.

Можно определить местонахождение космического корабля также путём наблюдения за положением светил солнечной системы, но этот способ менее точен и требует более сложной аппаратуры.

Рис. 25. Расстояние космического корабля от Солнца можно будет определить при помощи термометра, а угловую координату (полярный угол) — при помощи солнечного луча в гироскопической камере, подвешенной в кардановом подвесе.

Помимо перечисленных приборов, экипажу космического корабля придётся во время пути пользоваться многими другими приборами, имеющими применение в обычных условиях на твёрдой земле, но конструкция этих приборов должна быть рассчитана на значительные ускорения, развивающиеся во время работы двигателя, а принцип их действия не должен зависеть от силы тяжести.

Желательно, чтобы приборы управления были автоматическими или хотя бы полуавтоматическими, так как сначала, вследствие влияния перегрузки, движения пилота будут затруднены, а в дальнейшем, в первые минуты после исчезновения ощущения тяжести, он может утратить способность ориентироваться. Для записи всякого рода измерений также предпочтительны автоматические приспособления.

Для измерения температуры в различных точках камеры сгорания и сопла, а также в других местах аппарата могут быть применены обычного типа термометры и термопары.

Для определения давления в камере сгорания и давления воздуха в пассажирских помещениях будут пригодны обычные манометры. Специальное приспособление, чувствительное к минимальному сопротивлению воздуха, в сочетании с сигнальным механизмом даст знать пилоту о том моменте, когда возвращающийся на Землю космический корабль коснётся атмосферы.

Нет надобности доказывать, насколько ценными будут фотокамеры, простые и кинематографические, для получения документальных данных о произведённых наблюдениях.

В дальнейшем, по мере развития космических кораблей, они превратятся в настоящие летающие лаборатории, снабжённые самым разнообразным набором измерительных и регистрирующих приборов.

Заметим, что во время длительных межпланетных путешествий баки космической ракеты, опорожненные от топлива, могут использоваться в качестве помещений для жилья и лабораторий.