Перед изобретательской и конструкторской технической мыслью, так блестяще справившейся с задачей постройки и усовершенствования аэроплана, за последние годы все чаще и более настойчиво встает задача создания нового средства передвижения — ракеты.

Количество проектов и моделей ракет, описанных, а отчасти и испытанных (нередко — с весьма положительными результатами), уже достаточно велико. Однако конструктивное разнообразие предложенных аппаратов еще слишком значительно для того, чтобы можно было говорить о каких-либо стандартах ракет или хотя бы типах. Если, говоря о самолете-биплане или самолете-моноплане, вполне ясно представляем себе предмет, о котором идет речь, то говоря о ракете, как о средстве перемещения человека в пространстве, мы в большинстве случаев рискуем быть непонятыми. Ракета еще слишком мало популярна среди широких масс.

Много еще надо поработать для того, чтобы понятие о пассажирской ракете стало таким же обыденным, как понятия таких механических средствах передвижения, как паровоз, пароход, велосипед, автомобиль, аэроплан и т.д.

Подобная задача, разумеется, не может быть осуществлена быстро и силами одиночек, только время и коллективный труд помогут её реализовать.

Кажущаяся пестрота, царящая пока в области paкетостроения, не должна отпугивать и казаться неестественной: многообразие постепенно выльется в типы, типы — в стандарты. И на длинном, начальном этапе развития идея ракеты, как средства сообщения и транспорта, всякая новая конструкторская вариация должна, несомненно, иметь право не только на свое появление, но и на внимание. Одной из таких новых конструктивных наметок является ракета, изображенная на прилагаемых рисунках. Сущность ее конструкции сводится к следующему.

Корпус ракеты представляет собою соединение цилиндрической металлической коробки а и немного усеченного конуса, оба тела имеют общее, сращенное основание. В противоположной наружному конусу (передней) части цилиндра имеется второй внутренний усеченный конус б, площадь усеченной вершины которого служит основанием для вертикального полого цилиндра в, уходящего внутрь объема тела ракеты. Цилиндрический канал в достигает краями своего нижнего среза плоскости заднего среза ракеты. Внутренний объем а заполняется горючей массой. Последняя, горя, будет выделять газ, выходящий по всей кольцевой (вокруг цилиндрической трубки) щели, вниз. Вырываясь с большой скоростью, этот газ проникнет в уплотненную зону г, а затем, расширившись, сольется с свободным наружным пространством д. При этом цилиндрическая трубка а окажется в положении, подобном положению трубки пульверизатора: газы, окружив ее нижний край быстроносящимся кольцом вследствие сцепления тазов, будут подхватывать и увлекать за собой ближайшие частицы воздуха, результатом чего явится разрежение последнего в трубке. Это разрежение проявится в виде усиленного притока или «подсасывания» новых количеств воздуха из зоны б для восстановления нарушенного давления.

В результате в трубке создается постоянная и сильная тяга воздуха, направленная вниз, в зону г; так как воздух, подхватываемый рупором б, во время движения ракеты обусловливает своим присутствием так наз. лобовое (противодействующее, вредное) сопротивление, то ясно, что его удаление таким способом, т. е. отсасыванием во внутрь канала ракеты, для быстроты ее перемещения, будет только выгодным. Скорость истечения газов, вместе с отсосанным воздухом, будучи обозначена v_r, всегда будет больше реальной (поступательной) скорости самой ракеты v_а, так как последняя представляет собою только разность от вычитания из v_r суммы всех вредных сопротивлений трения и пр , т. е v_а = v_r — Р. А поскольку скорость вытекания воздуха из объема конуса равная v, будет больше, чем скорость надвигания тела ракеты для занимания этого освободившегося объема (т.е. чем скорость v_а), то ясно, что в объеме б будет создаваться пониженное давление. Это пониженное давление вызовет подсасывание как окружающего воздуха, так и тела самой ракеты и в этом случае, даже игнорируя подсасывание в передней части ракеты б, мы уже не будем иметь лобового сопротивления, останется лишь торможение, создаваемое поверхностным трением о воздух стенок ракеты и ее оперении, т. е. самое незначительное.

Оперение состоит из четырех треугольных продольных стенок, расположенных крестообразно. Возможно применение и иных рациональных форм стабилизаторов. В качестве горючего предполагается пороховая масса одного из известных медленно горящих составов. Оболочка (кожух), тело ракеты предполагается из достаточно прочного листового металла.

Было бы интересно услышать мнение других изобретателей и конструкторов о степени рациональности или недостатках предлагаемой формы ракеты.

К. Цимбалюк