РАКЕТНАЯ ТЕХНИКА. Сборник статей.
Вып. 1. ОНТИ. 1936. М.—Л. 148 стр. 800. 4 р.

Р

ЕЦЕНЗИРУЕМЫЙ сборник об'единяет несколько весьма интересных работ группы инженеров, работающих в области ракетного дела не первые годы.

Заманчивая проблема ракетного мотора давно занимает многих выдающихся инженеров, но только теперь можно серьезно ставить и разрешать вопросы осуществления ракетного мотора. Во-первых, потому, что ракетная техника является новейшей дисциплиной, охватывающей целый комплекс наук: аэродинамику предзвуковых и зазвуковык скоростей, теплотехнику, газовую динамику, материаловедение высоких и низких температур и т. п. И до того, пока каждая из этих дисциплин не будет соответственно развита, говорить о ракетном моторе, а тем более о ракетном полете, преждевременно. Во-вторых, те требования, которые пред'являлись до сих пор к артиллерии и самолету, могли быть вполне разрешены снарядом и авиационным мотором. В настоящее время из авиационного мотора и конфигурации самолета для получения максимальных скоростей выжато почти все (можно еще кое-что сделать для полета на относительно больших высотах). Уже сейчас есть основание говорить о получении в случае надобности крейсерских скоростей полета, примерно, 500-600 км/час. и высоты 5—10 км (может быть удастся достигнуть и 15, но это уже предел).

Достижение скоростей полета 700-1000 км/час. и обычных высот 10—15, даже 20 км (хотя принципиально для ракетного мотора и нет предела по высоте, все же большие высоты, повидимому явятся делом следующих десятилетий), а также увеличение дальнобойности артиллерийских орудий при резком снижении стоимости собственно орудия могут быть получены только осуществлением ракетного мотора, а, также ракетного летательного аппарата (что не одно и то же). Построенный ракетный мотор поможет осуществить ракетный летательный аппарат, но для этого следует решить еще много дополнительных вопросов, как, например, устойчивость на различных широтах полета ракетных летательных аппаратов, особенно при взлете.

Следует отметить, что трудность получения устойчивости при взлете жидкостной ракеты в настоящее время служит серьезным препятствием для массового применения экспериментальных жидкостных ракет во многих странах.

Сборник открывается статьей инж. Г. Э. Лангемака «О единой терминологии и системе обозначений в ракетной технике». Унификация терминологии и обозначений — вопрос большой важности для ракетной техники.

Ракета американского проф. Годдара

Попытюи установления единой терминологии были не однажды. Например, американские работники ракетной техники, об'единяемые в специальную ракетную организацию (Астронавтик), в 1936 г. сделали попытку установления единой терминологии. Инж. Г. Э. Лангемак идет дальше. Помимо терминологии он предлагает унификацию обозначений. Так как предлагаемые им материалы обсуждались в очень широких кругах (например на заседании Стратосферного комитета ЦСОАХ), то следует надеяться, что теперь эта терминология и обозначения будут приняты повсеместно в нашей стране. Специально рассмотрен вопрос применения ракет для исследования стратосферы в статье инж. М. К. Тихонравова. Путем разбора самых различных вопросов, как-то: весовой характеристики, некоторых элементарных соображений о конструкции ракеты, устройстве ракетного мотора и т. п., автор приходит к заключению о наличии реальной возможности построить жидкостную ракету для исследования высот до 40 км, — причем подчеркивает, что ракета отнюдь не заменяет до сих пор существовавших способов исследования стратосферы (стратостаты, шары-зонды, стратопланы и т. п.), а лишь в широких пределах их дополняет. Все эти способы могут существовать вполне самостоятельно.

В этой статье есть и ошибки. Автор статьи, например, считает наиважнейшей проблемой применение подачи горючего с помощью насосов, что верно; но неверно, что для этой цели могут быть применены центробежные насосы. Безусловно, может быть применен любой поршневой или ротативный насос. Конфигурация рабочего колеса центробежного насоса обусловливается удельным числом оборотов, которым называется число оборотов насоса, геометрически подобного данному и развивающего мощность в 1 л. с. при расходе в 1 м³ в секунду. Вообще

До сих пор умеют строить насосы с быстроходностью n_s ≤ 1000.

Если считать, что ракетный насос должен развивать напор в 20 атм (а, повидимому, потребуется и больший напор) и двигатель сможет развить 30 тыс. оборотов в минуту, то расход будет, примерно, 0.3 м³ в секунду, не меньше.

Проект летающей и управляемой на расстоянии воздушной ракетной торпеды

Постройка многоступенчатых насосов была бы весьма сложна, ибо пришлось бы пойти на весьма большое число ступеней, что весьма утяжелит конструкцию; при этом вес насоса будет много больше 2 кг на лошадиную аилу.

Статья инж. Ю. А. Победоносцева «О рациональных размерах сопла ракеты» является некоторым развитием статьи автора данной рецензии, которая (статья) была опубликована в сборнике «Реактивное движение» № 2. В ней было показано в общем виде, что не всегда выгодно применять расширяющееся сопло для ракетных моторов и итти тем самым на увеличение скоростей извержения продуктов сгорания.

Увеличение скоростей извержения продуктов сгорания приведет к увеличению тяги, но зато увеличит энергетические потери за счет скоростного коэфициента полезного действия при скоростях полета, меньших, чем скорости извержения.

Можно пояснить это следующим образом: неподвижная ракета имеет η_v = 0. При нарастании скорости полета наблюдателю будет казаться, что извергаемые газы движутся в сторону, противоположную движению ракеты, а значит обладают некоторым запасом кинетической энергии. Следовательно, 1>η_v> 0.

При скорости полета, равной скорости извержения продуктов сгорания, наблюдателю будет казаться, что извергаемые газы остаются неподвижными в пространстве, а значит, не будут обладать кинетической энергией. В этом случае η_v=1.

При скорости полета, большей скорости извержения продуктов сгорания, наблюдателю будет казаться, что извергаемые газы следуют за ракетой, а значит обладают некоторым запасом кинетической энергии. В этом случае опять η_v<1

Вообще

Следовательно при полете ракеты существуют скоростные потери, обусловленные η_v , и тяговые потери, обусловленные неполным использованием энергии расширения газов из-за недостаточного преобразования энергии давления в скоростную энергию.

Так как полеты ракеты в атмосфере (теперь говорить о полетах вне атмосферы можно только принципиально) из-за сопротивления атмосферы возможны только при скоростях, меньших скорости извержения продуктов сгорания, то в некоторых случаях потери на η_v будут больше, нежели потери из-за неиспользования энергии расширения газов. Иногда поэтому выгодно пойти на потерю в токе, компенсировав это повышением η_v т. е. заменить расширяющееся сопло просто отверстием или цилиндрическим насадком.

Ограниченные размеры рецензии не позволяют подробно остановиться на каждой статье (а их в сборнике 9), но следует отметить, что каждая статья (особенно статьи покойного инж. Ф. А. Цандера) представляет большой интерес.

Хотя статьи и требуют некоторой специальной подготовки и во всяком случае высшего технического образования, но это отнюдь не сузит круга читателей. Книгу с большим интересом прочтет каждый инженер, интересующийся вопросами ракетной техники.

Инж.-механик В. ПРОКОФЬЕВ