Статья была впервые опубликована в 1935 г. в сб. «Реактивное движение» стр. 37-52.

¹ Стр. 27. Речь идет о работах автора: «Динамика полетов» (соавторы С. И. Каменев и Н. Г. Чепцов), опубликованных в 1927 г. в 26 выпуске Трудов Центрального аэро-гидродинамического института, и его книге «Динамика самолета», выпущенной Госмаштехиздатом в 1933 г.

² Стр. 27. Относительная плотность Δ изменяется по такому закону на высотах, превышающих 11 км.

³ Стр. 32. lb - англ. фунт = 0,4536 кг.

⁴ Стр. 32. Что соответствует у земли М = 0,9.

⁶ Стр. 33. Подробнее об этом см. В. П. Ветчинкин «Полет крылатой ракеты со сверхзвуковыми скоростями» (стр. 43-51 настоящего сборника);

⁶ Стр. 35. n - перегрузка снаряда.

⁷ Стр. 36. В данном случае постоянны вес и тяга (га = const).

⁸ Стр. 37. G₀ - начальный вес ракеты; сопротивление вообще не зависит от веса; однако, если вес принимается постоянным, появляется возможность измерять сопротивление в единицах веса.

⁹ Стр. 39. В настоящее время механический эквивалент тепла принимается 427 кгм/ккал.

¹⁰ Стр. 41. Речь идет о работе проф. Б. С. Стечкина «Теория воздушного реактивного двигателя» («Техника воздушного флота», 1929, № 2).

¹¹ Стр. 42. Вид функции G (t) определяет движение. При известной тяге лучше всего коэффициент к выразить через известную величину n = const что и делается в работе.

¹² Стр. 42. Предположение о том, что сила тяги пропорциональна квадрату скорости, неточно.

¹³ Стр. 42. Такое предположение в широком интервале изменения скорости неточно.

Работа написана в 1934 г. Впервые опубликована в 1937 г. в сб. «Ракетная техника», вып. 4.

¹ Стр.44. Качественно соотношения для с_а и с_w, не изменились и в настоящее время, только в обоих случаях учитывается влияние числа М.

² Стр. 45. χ - показатель политропического процесса сжатия воздуха.

³ Стр. 45. Это соответствует и современным представлениям. Действительно, зависит только от угла атаки β (или γ) и формы профиля.

⁴ Стр. 47. См. стр. 62-68 данного тома.

⁵ Стр. 48. z - высота полета над уровнем моря.

⁶ Стр. 50. По закону Галлея изменение плотности с высотой равно - высота однородной атмосферы с плотностью ρ₀; закон справедлив при z > 11 км.

Статья была впервые опубликована в 1935 г. в сб. «Реактивное движение», № 1, стр. 95-129.

¹ Стр. 52. Наивыгоднейший угол атаки соответствует полету с максимальным качеством экономический угол атаки соответствует минимуму величины и скорости полета при минимальной потребной мощности.

² Стр. 53. Здесь ds - элемент траектории.

³ Стр. 53. Здесь - величина, обратная качеству.

⁴ Стр. 60. Величина 2μ² = 0,5 соответствует качеству k = 2,0.

⁵ Стр. 66. Не следует смешивать в этой формуле величину m с массой в формуле (2) и др.

⁶ Стр. 68. Здесь автор имеет в виду ракетный двигатель с постоянной тягой.

⁷ Стр. 69. Точнее, по оси абсцисс отложено отношение , где v - скорость полета, v_m - наивыгоднейшая скорость, соответствующая μ_min. В пересечении ординаты v = 1 с кривой потребной мощности (АВ - рис. 7) имеем точку касания с кривой располагаемой мощности, которая переходит в прямую при Ф = const (ЖРД, РДТТ).

⁸ Стр. 69. Кривая Пено дает зависимость суммарного сопротивления самолета от скорости полета (или зависимость потребной тяги самолета от скорости); знание суммарного сопротивления или потребной тяги, при известной величине скорости полета, определяет мощность.

⁹ Стр. 79. Имеется в виду уравнение (16) с поправкой (17).

Приводится часть работы В. П. Глушко (глава 3), посвященной проекту межпланетного космического корабля, использующего солнечную энергию для питания ЭРД, работающего электровзрывами; по сведениям, полученным от автора, в главе 1 описан проект в целом; в главе 2 приведены расчеты и описания силовой установки - круглый диск из термоэлементов, в центре которого располагался сферический корабль (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 3, 10 апреля 1929 г.).

18 апреля 1929 г. эта работа была сдана в военный отдел Комитета по делам изобретений (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 11, л. 47). Проект прошел экспертизу у начальника ГДЛ Н. И. Тихомирова и у профессора М. В. Шулейкина, после чего В. П. Глушко получил предложение от военного ведомства (через Н. Я. Ильина) организовать и провести в ГДЛ работы по реализации этого проекта. 15 мая была начата экспериментальная работа по ЭРД и с этого числа В. П. Глушко был зачислен в штат ГДЛ руководителем этих работ.

¹ Стр. 89. Андерсон Дж. А. - американский физик-экспериментатор. Его работа «Спектр электрически взорванных проволочек» опубликована в «Astrophysical Journal», 1920, № 1.

² Стр. 90. Здесь автор пренебрегает процессом диффузии паров металла в воздух.

³ Стр.92. Это относится к применявшимся в то время черным порохам.

⁴ Стр. 92. Эта величина завышена.

⁵ Стр. 94. Это в предположении, что теплота плавления и теплота испарения малы сравнительно с подводимым теплом.

⁸ Стр. 98. Термин «деформация» применительно к атому в настоящее время не принят.

⁷ Стр. 99. Термодинамика предполагает диссоциацию и ионизацию при высоких температурах с учетом времени и рекомбинацию при уменьшении температуры.

⁸ Стр. 99. Здесь автор имеет в виду, что при полной ионизации возможно поглощать энергию во много раз превышающую ту, которая поглощается при частичной ионизации или при однократной ионизации молекул и атомов, содержащих два и более электрона.

⁹ Стр. 101. В настоящее время хорошо известно, что теплоемкость вещества при диссоциации и при ионизации возрастает.

¹⁰ Стр. 112. Представляется важным и количество выделяемой энергии, и время, в течение которого эта энергия выделяется.

¹¹ Стр. 104. Для веса m (г) эта формула при обозначениях автора получена так: p (V - αm) = mRT, следовательно,

¹² Стр. 110. Здесь для металла приводятся величины, эквивалентные затрачиваемой на взрыв электроэнергии.

Работа является отчетом ГДЛ от 10 ноября 1929 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 5).

Автор, продолжая исследования по проблеме «Металл как взрывчатое вещество», основное внимание уделяет системе подачи рабочего тела. Устройства, служащие для подачи рабочего тела в камеру двигателя, именовались автором карбюраторами, что нельзя признать удачным.

¹ Стр. 115. В отчете ГДЛ «Расчет лабораторного типа универсального жидкостного карбюратора» от 23 марта 1930 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 6, лл. 9-10) автор приводит выведенные выше основные формулы расчета жидкостного карбюратора в следующем виде:

где р - давление, необходимое для получения струи; l - длина струи, подвергающейся взрыванию; L - длина капилляра; d - диаметр капилляра; n - частота взрывания в секунду; L = 0,029 · 2320 d см;

Работа представляет собой отчет ГДЛ от 15 января 1930 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 6, лл. 1-8). Она является дальнейшим развитием идеи автора, изложенных в его более ранних работах.

¹ Стр. 117. При высоких температурах продукты взрыва металлов ионизируются.

Работа представляет собой отчет ГДЛ от 20 января 1930 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 7) и является дальнейшим развитием работ автора по созданию систем подачи рабочего тела в ЭРД электротермического типа. Термин «карбюратор» здесь так же, как и в вышеприведенной работе, не подходит.

¹ Стр. 124. Отчет ГДЛ «Жидкостный карбюратор» см. стр. 111-115 данного тома.

² Стр. 124. Отчет по лабораторным исследованиям, проведенным с 30 июля по 14 августа 1929 г., дело ГДЛ № 74, 15 августа 1929г. Подлинник отчета не сохранился.

³ Стр. 128. «Ртутный карбюратор», 20 января 1930 г., отчет ГДЛ. Архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 1, ед. хр. № 8.

Публикуемый материал был зарегистрирован как заявочное свидетельство № 85435/5789 от 23 марта 1931 г.; авторское свидетельство, кл. 62-В-37 (дело ГДЛ, 18.III. 31 г., Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 11, лл. 21-26, 47). Авторское свидетельство подтверждает приоритет В. П. Глушко на изобретение ЭРД электротермического типа.

К описанию изобретения приложено заявление В. П. Глушко о том, что это изобретение было предложено им Военно-научно-исследовательскому комитету при РВС СССР еще 18 апреля 1929 г.: это служит основанием для подтверждения его приоритета на изобретение именно с 18 апреля 1929 г.

¹ Стр. 131. В тексте «Описания реактивного двигателя» рисунка не имелось. В данном издании помещена фотография ЭРД, изготовленного по эскизам, восстановленным автором. Через канал форсунки, расположенной по оси камеры, подается металлическая проволока или электропроводящая жидкость - рабочее тело. К форсунке и корпусу камеры подводятся электрические импульсы большой мощности от конденсатора, заряжаемого энергетической установкой.

Основное оборудование для импульсной схемы энергетической установки состояло из большой трансформаторной установки на четыре кенотрона со всеми обслуживающими приборами завода «Буревестник» на 100 кв и 10 ква, а также масляных высоковольтных конденсаторов, батарея которых емкостью 4 мкф заряжалась до 40 кв (см. «Отчет о состоянии работ по электровзрывам в январе-феврале 1933 г.», дело ГДЛ, март 1933 г. Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 25, л. 2).

Публикуемый материал был зарегистрирован как заявочное свидетельство № 76950/5177 от 2 октября 1930 г., патент № 968, кл. 23-В-4 (дело ГДЛ, 13 сентября 1930 г., Архив ГДЛ-ОКБ,оп. 1, ед. хр. 11, лл. 1-5, 95). Заявочное свидетельство и патент подтверждают авторство В. П. Глушко, впервые предложившего в 1930 г. для ракетных двигателей бериллий как горючее, добавляемое в диспергированном виде в жидкое ракетное топливо с целью повышения эффективности ракетных топлив.

¹ Стр. 132. Повышение теплотворной способности топлива было необходимым и важнейшим требованием для развития ракетной техники.

Работа над проблемой подачи топлива в камеру сгорания была начата автором в начале 1930 г. и проводилась в течение года. Публикуемый материал представляет собой отчеты ГДЛ по данной теме за 1930-1931 гг.

¹ Стр. 136. Отчет ГДЛ от 25 сентября 1930 г. (Архив ГДЛ-ОКБ оп 1, ед. хр. 12, лл. 1-3).

² Стр. 136. В те годы, как и в настоящее время, решение проблемы подачи топлива в камеру сгорания было одним из наиболее важных вопросов.

³ Стр. 137. В настоящее время подача топлива в камеру сгорания может быть осуществлена при помощи систем, делящихся (по современной терминологии) на две группы: вытеснительные и турбонасосные.

⁴ Стр. 137. Вытеснительные системы подачи получили практическое применение во многих двигателях небольшой тяги. К выводу о целесообразности использования вытеснительной системы подачи топлива на небольших ракетах автор приходит в последующих разделах этого отчета (см. стр. 151 данного сборника).

⁵ Стр. 139. Отчет ГДЛ от 22 ноября 1930 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1 ед. хр. 12, лл. 4-8).

⁶ Стр. 139. Цифра 125 кг при объеме 0,25 м³ и давлении 400 кг/см² представляется преувеличенной в случае газообразного азота и приуменьшенной, если азот в жидкой фазе.

⁷ Стр. 143. Отработка этой схемы в те годы явилась достижением советской ракетной техники.

⁸ Стр. 144. Речь идет об отчете автора (1930 г.). Подлинник отчета не сохранился.

⁹ Стр. 144. Б. С. Петропавловский (1898-1933) - советский инженер, конструктор ракетных снарядов на бездымном длительно горящем порохе. С 1929 г. работал в Газодинамической лаборатории, в 1930-1931 гг. был ее начальником.

¹⁰ Стр. 145. Отчет ГДЛ от 15 февраля 1931 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1 ед. хр. 12, лл. 9-13).

¹¹ Стр. 145. См. отчет от 22 ноября 1930 г. - «Продолжение I»

¹² Стр. 147. Отчет ГДЛ от 15 августа 1931 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1 ед. хр. 12, лл. 14-16).

В. П. Глушко в этом отчете рассматривал различные схемы подачи топлива (вытеснительную, пульсирующую насосами Гемфри - Оберта, поршневыми насосами и турбонасосную), причем с целью выигрыша веса он отдал предпочтение вытеснительной системе давлением газов, образуемых при нагревании и испарении сжиженных газов, запасенных на борту ракеты. Использование насосов Гемфри и поршневых насосов не имело оснований. В 1933 г. автор формулирует «технические требования к газ-турбонасосу» (стр. 255 данного тома). В настоящее время в ракетной технике широко используется турбонасосная система подачи, а также вытеснительная система для двигателей небольшой тяги.

¹³ Стр. 147. См. отчет от 15 февраля 1931 г. - «Продолжение II».

¹⁴ Стр. 149. Здесь имеется в виду не разность ходов, а фазовый сдвиг в ходе поршней.

¹⁵ Стр. 150. В тексте отчета чертеж ОРМ-А не был приведен. В данном издании публикуется на основании чертежа № 390, 1931 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 2, ед. хр. 5, лл. 1-3). В 1931 г. был построен по схеме Б. С. Петропавловского и испытан В. П. Глушко экспериментальный двигатель ОРМ-А, состоявший из поршневого насосного агрегата, приводившегося в действие продуктами сгорания порохового реактивного двигателя, в котором в течение нескольких секунд сжигался заряд шашек из бездымного тротил-пироксилинового пороха. Насосы в период рабочего хода нагнетали в камеру сгорания воду.

Работа была зарегистрирована как заявочное свидетельство № 78851/ 5304 от 14 ноября 1930 г. (дело ГДЛ, 6 ноября 1930 г., Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. И, лл. 9-11).

¹ Стр. 152. Впервые применение топлив на основе жидкого кислорода в сочетании с жидкими углеводородами было рекомендовано К. Э. Циолковским в 1911-1912 г.

² Стр. 152. Впервые эта идея была высказана К. Э. Циолковским.

³ Стр. 152. Этот вывод следует из первой формулы К. Э. Циолковского.

⁴ Стр. 153. Следует отметить, что в отчете «Критический обзор окислителей и горючих как компонентов топлива для реактивного мотора» в 1930 г. В. П. Глушко впервые предлагает в качестве окислителя азотную кислоту, растворы азотного тетроксида в азотной кислоте, перекись водорода, тетранитрометан и хлорную кислоту (Архив Военно-исторического музея артиллерии, инженерных войск и войск связи (Ленинград) - ВИМАИВС, ф. 7р, оп. 1, д. 84, л. 87). Материал этого отчета лег в основу курса лекций, прочитанного автором в Военно-воздушной инженерной академии им. проф. Н. Е. Жуковского в 1933 и 1934 гг. и изданного в 1936 г. под названием «Жидкое топливо для реактивных двигателей».

Работа была выполнена в ГДЛ в 1930 г., см. отчет от 16 декабря 1930 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 13). Печатается с сокращениями по тексту, впервые опубликованному в сб. «Ракетная техника», вып. 2. М., 1937, стр.114-121.

¹ Стр. 154. Тротил-пироксилиновые шашки по современной терминологии относятся к баллиститным твердым топливам, представляющим собой гомогенные системы, являющиеся пластифицированными и уплотненными нитратами целлюлозы.

² Стр. 159. В настоящее время данная величина носит название удельного импульса и является характеристикой экономичности двигателя, так как величина его обратно пропорциональна расходу топлива на единицу тяги двигателя.

Приведенная формула показывает, что удельный импульс зависит от ряда параметров, определяемых конструкцией двигателя и энергетическими характеристиками топлива.

³ Стр. 159. Профессор В. А. Семенов в рецензии «Лучшая книга о ракетах», опубликованной в журнале «Техническая книга», 1936, № 1, стр. 79, писал: «Эта ценная по содержанию и в высшей степени актуальная книга намечает путь, по которому надо идти талантливым конструкторам и изобретателям в создании высотного и сверхвысотного мотора... Авторы исчерпывающе вскрывают трудности, стоящие перед строителями высотных ракет, и дают в этом отношении богатый материал для работы исследователей и изобретателей. Такой полноценный труд, всесторонне охватывающий вопросы ракетной техники, пока единственный на русском языке». Главы книги, посвященные пороховым ракетам, написаны Г. Э.Лангемаком, а жидкостным ракетам - В. П. Глушко.

⁴ Стр. 162. Г. Э. Лангемак (1898-1938) - советский инженер, конструктор ракетных снарядов на бездымном длительно горящем порохе. В 1928- 1933 гг. работал в Газодинамической лаборатории. В 1934-1937 гг. был заместителем директора, главным инженером Реактивного научно-исследовательского института.

Работа представляет собой отчет ГДЛ от 19 декабря 1930 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 14). Она показывает, что автором в 1930 г. была предложена и разработана теплоизоляция камеры сгорания для РДТТ и ЖРД на базе двуокиси циркония.

В настоящее время теплоизоляции, использующие двуокись циркония и составы на ее основе, применяются в отечественном и зарубежном ракетном двигателестроении.

Результаты работы были актуальны и все полученные выводы были защищены патентной формулой («Термоизоляция для камер сгорания реактивных двигателей» - заявочное свид. № 82830/5652, 3 февраля 1931 г., патент № 1024, кл. 62-В-37).

¹ Стр. 163. Температура газов в камере современного ЖРД, например, РД-107 - около 3200°С.

Работа представляет собой отчет ГДЛ от 28 декабря 1930 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 15, лл. 1-10). На реактивный аппарат с двигателем переменной тяги автором получены заявочное свидет. № 90498/6111 от 23 июня 1931 г. и авт. свидет. № 1094, кл. 46-В2-10-11 (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 11, лл. 50-52, 30, 34, 135, 136).

¹ Стр. 174. В настоящее время выключение группы форсунок и регулирование форсунок (в двигателях малой тяги) получило практическое применение.

² Стр. 175. Под «звучащим сечением» автор понимает минимальное сечение сопла, в котором устанавливается скорость звука.

³ Стр. 178. Описание насоса в данном издании опущено.

Работа представляет собой отчет ГДЛ за 1931 г. Впервые она была опубликована в сб. «Ракетная техника», вып. 2. М., 1937, стр. 122-131. В данном томе приводится с сокращениями по тексту, опубликованному в сборнике.

¹ Стр. 179. Важнейшей задачей организации рабочего процесса в сопле ракетного двигателя является снижение всякого рода потерь.

² Стр. 180. Величина отношения диаметра выходного сечения сопла к диаметру его критического сечения является одной из основных характеристик сопла. Чем больше это отношение, тем больше падение давления и увеличение скорости газа в сопле.

³ Стр. 187. Автором в 1931 г. экспериментально был найден профиль сопла реактивного двигателя, обеспечивающий в то время минимальные потери удельного импульса при наименьших длине и весе.

⁴ Стр. 188. В зависимости от особенностей профиля контура сопла поле скоростей газового потока в выходном сечении сопла может быть различным.

⁵ Стр. 188. Величина d_а/d_к = 4,4 соответствует профилированному соплу, обеспечивающему увеличение тяги (за счет уменьшения потерь в сопле и увеличения удельного импульса) на 2% по сравнению с коническим соплом, изображенным на рис. 3 пунктиром.

Отчет ГДЛ от 22 марта 1931 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 16, л. 2).

¹ Стр. 189. Двигатели ОРМ-1 и ОРМ-2 были построены в 1930-1931 гг., а двигатель ОРМ-3 находился в разработке. Конструкция каждого последующего двигателя постепенно усложнялась, усиливалось охлаждение камеры сгорания и сопла, улучшалось смешение компонентов топлива, совершенствовалось сопло, увеличивалась надежность зажигания.

Все двигатели этого семейства имели головки камеры сгорания с выступом для регулирования тяги двигателя путем перемещения сопла.

Автором в 1931 г. впервые предложено химическое зажигание в ЖРД путем использования самовоспламеняющихся компонентов топлива (азотный тетроксид и толуол с примесью тетраборана). В связи с этим ГДЛ письмом от 8 апреля 1931 г. привлекла Ленинградский химико-технологический институт к исследованию свойств боранов (ЦГАСА, ф. 34272, оп. 1, ед. хр. 105, л. 86). Химическое зажигание и применение самовоспламеняющихся компонентов ракетного топлива в настоящее время нашло широкое применение в мировой практике.

Материал представляет собой отчет ГДЛ от 9 апреля 1931 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 17).

¹ Стр. 191. Далее следовал расчет гидравлического сопротивления всего тракта компонента топлива, который в данном издании опущен.

² Стр. 194. В тексте отчета ГДЛ от 9 апреля 1931 г. общий вид и разрез двигателя ОРМ-1 (рис. 3 и 4) приведены не были. В данном издании рисунки публикуются на основании чертежей №№ 261, 262, 1930 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 2, ед. хр. 1, лл. 3, 4).

³ Стр. 196. Для 30-х годов объем исследований различных режимов работы реактивного двигателя с использованием соответствующего комплекса измерительно-регистрирующей аппаратуры советскими исследователями был задуман и проводился на более высоком уровне по сравнению с аналогичными работами в других странах.

⁴ Стр. 196. Из сказанного можно сделать вывод, что здесь приводится расчет первого отечественного ЖРД ОРМ-1 и описание метода его испытания на стенде (зажигание, пуск, измерения параметров двигателя). Представляет интерес предложение о гидравлической тарировке ЖРД перед огневыми испытаниями, широко используемой и в настоящее время.

В отчете о работах ГДЛ в 1930 г. указано, что выполнена «теоретическая и конструктивная разработка опытного реактивного мотора для жидкого топлива с выполнением детальных чертежей: сдан заказ на изготовление частей мотора» (Архив Военно-исторического музея артиллерии, инженерных войск и войск связи (Ленинград) - ВИМАИВС, ф. 7р, оп. 1, д. 84, лл. 85- 88). Там же на стр. 57 указано, что в 1930 г. автором разрабатывались в ГДЛ ЖРД на азотной кислоте с толуолом и азотном тетроксиде с толуолом.

Материал представляет отчет ГДЛ от 22 июня 1931 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 18, лл. 1-9). На топливные баки ракеты с неподвижным центром тяжести автором получены заявочное свидет. № 96260/6720 от 19 октября 1931 г. и авторское свидет. № 1169, кл. 62-С-14 (Архив ГДЛ-ОКБ, оп.1, ед. хр. 11, лл. 53-59, 113, 115, 130).

¹ Стр. 197. Применение топливных баков с неподвижным центром тяжести может дать такой эффект, что положение общего центра тяжести ракеты не изменится.

² Стр. 197. В случае вертикального взлета играет роль только смещение центра тяжести относительно продольной оси ракеты.

³ Стр. 197. Имеется в виду отчет автора «Взлет реактивного летательного аппарата (РЛА)» от 20 февраля 1931 г. Подлинник отчета не сохранился.

⁴ Стр. 197. Следует отметить, что в данной работе, наряду с другими работами автора («Подача топлива в камеру сгорания. Продолжение III», см. стр. 147-151 данного издания; «Реактивный летательный аппарат» - заявочное свидетельство № 96137/6704, 17 октября 1931 г.), предусматривается карданная подвеска двигателя, широко применяемая в современном отечественном и зарубежном ракетостроении.

Материал представляет отчет ГДЛ от 28 июня 1931г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 16, лл. 3-7).

¹ Стр. 203. Здесь речь идет об отчете автора «Форсунки для РМ» от 1 октября 1930 г. (Архив ВИМАИВС, ф. 7р, оп. 1, д. 84, л. 87).

² Стр. 203. Из данного отчета видно, что автор еще в 1931 г. сформулировал конкретные требования, которым должна удовлетворять конструкция ЖРД.

³ Стр. 204. Расчет гидродинамического сопротивления в ОРМ-2 в данном издании опущен.

⁴ Стр. 206. В тексте отчета чертеж двигателя ОРМ-2 не был приведен. В данном издании публикуется на основании чертежа № 341, 1931 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 2, ед. хр. 2, л. 2).

Материал представляет собой отчет ГДЛ от 2 июля 1931 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 19).

¹ Стр. 208. Работы, проводившиеся в ГДЛ, позволили создать первые в нашей стране ЖРД, имевшие длительный режим работы. Защита стенок камеры сгорания и сопла ЖРД от опасного перегрева является одной из самых сложных проблем ракетной техники. Сложность заключается в том, что газы, омывающие стенки камеры сгорания и сопла, имеют высокую температуру, высокие давления и высокие скорости движения.

² Стр. 208. Для предупреждения опасного перегрева силовой оболочки камеры сгорания и сопла в современных ЖРД широкое применение нашли две последние схемы теплозащиты стенок ЖРД.

³ Стр. 208. См. статью «Теплоизоляция для камер сгорания реактивных двигателей» (стр. 163-169 данного издания).

⁴ Стр. 209. Главным фактором, определяющим неравномерность поля скоростей газового потока в сопле, а отсюда и потери, является профиль контура сопла.

⁵ Стр. 209. Это предложение было сделано К. Э. Циолковским в 1903 г.

⁶ Стр. 211. Тен-Бош. «Теплопередача». Перевод с нем. М. - Л., 1930.

Материал является отчетом ГДЛ от 1 августа 1931 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, он. 1, ед. хр. 20).

¹ Стр. 214. Отчет автора от 11 июня 1930 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 10).

² Стр. 216. Дистанционная система регистрации основных параметров жидкостного ракетного двигателя (давление в камере сгорания, реактивная сила, удельные расходы горючего и окислителя), созданная и апробированная в ГДЛ, была принципиально новой системой, позволившей проводить эксперименты с ЖРД в более широких масштабах. В те годы наибольшее распространение имели системы визуального наблюдения, когда исследователь был отделен от исследуемого объекта какой-либо защитной средой.

³ Стр. 216. Отчет ГДЛ от 9 апреля 1931 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 17). В 1931 г. В. П. Глушко изложил принципы построения приборов и методы измерения ими основных характеристик ЖРД при стендовых испытаниях.

Работа представляет собой отчет ГДЛ от 31 декабря 1931 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 21). Впервые была опубликована в сб. «Ракетная техника», вып. 6, 1937, стр. 137-145. В работе описываются результаты 46 стендовых огневых испытаний, проведенных с двумя вариантами ОРМ, в камере сгорания которых сжигалось азоттетроксид-углеводородное жидкое топливо. Эти испытания ЖРД выявили пути создания работоспособного двигателя, работающего на готовых топливных смесях, и дали ценный материал для разработки безопасных систем смешения компонентов топлива и их зажигания в ЖРД с раздельной подачей компонентов топлива.

¹ Стр. 217. Топливные смеси, образованные смешением компонентов задолго до их поступления в камеру сгорания, получили название унитарных (однокомпонентных) топлив.

² Стр. 217. Это справедливо лишь при одних и тех же компонентах топлива у обоих типов двигателей; в действительности в двигателях первой группы, составляющих основное направление развития ЖРД, используются наиболее эффективные компоненты, которые не могут храниться в баках в виде стойкого раствора.

³ Стр. 219. Следует отметить, что практическое применение унитарных топлив, использованных автором, показало их высокую чувствительность к взрыву. Подавление взрывчатых свойств достигалось введением баллистирующих добавок, резко снижавших, однако, энергетическую эффективность топлива.

⁴ Стр. 227. В тексте отчета ГДЛ от 31 декабря 1931 г. рисунок не был приведен. Публикуемый в данном издании чертеж ОРМ изготовлен по восстановленным автором эскизам.

⁵ Стр. 227. В настоящее время унитарные ракетные топлива нашли применение в ракетной технике как вспомогательные источники энергии для привода турбонасосных агрегатов, в качестве бортовых источников энергии и для систем подачи ряда ЖРД систем стабилизации и управления полетом космических объектов. Из материалов данной работы следует, что в 1931 г. впервые были проведены стендовые огневые испытания ЖРД на жидком заранее смешанном унитарном топливе, состоящем из раствора углеводородов в азотном тетроксиде. В работе показано, что двигатели этого класса склонны к взрыву, и намечены пути решения проблемы надежности ЖРД этого класса.

Публикуемый материал представляет собой отчет ГДЛ от 19 сентября 1932 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 22).

В работе описаны систематические опыты с ЖРД, проведенные в 1932 г. на стенде, целью которых являлось решение проблем, связанных с созданием ЖРД на различных топливах.

¹ Стр. 228. Работы по ЖРД за границей были начаты раньше 1929 г.

² Стр. 228. Указанные в отчете годы начала теоретической проработки, проектно-конструкторских и опытных работ по ЖРД, по-видимому, относятся к началу расширенных работ по ЖРД в ГДЛ, так как уже в 1929 г. в ГДЛ разрабатывались средства испытания двигателей (отчет автора от 2 авг. 1929 г. Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 4). Согласно сохранившемуся отчету о работах ГДЛ за 1930 г. (см. комм. 4 к стр. 196), в разработке находились двигатели на азотной кислоте с толуолом и на азотном тетроксиде с толуолом. В 1930 г. были выполнены расчеты двигателей, выпущены рабочие чертежи, сданы в производство и изготовлялись детали двигателей. В 1930 г. были проведены экспериментальные работы с РД на бездымном порохе по отработке формы сопла, керамической теплоизоляции и др. для ЖРД. В 1930 г. были разработаны топлива для ЖРД, получено два авторских свидетельства (заявочное свид. № 76950/5177, 2 окт. 1930 г., патент № 968, кл. 23-В-4; заявочное свид. № 78851/5304, 14 ноября 1930 г.).

В 1931 г. проведено около 50 стендовых огневых испытаний с ОРМ на азотном тетроксиде с горючим.

³ Стр. 229. Как стало известно позднее, в Германии в те годы не было никакого «затишья» - работы по ракетной технике были засекречены.

⁴ Стр. 229. Профессор Б. С. Стечкин не занимался разработкой ЖРД; его работы в ЦАГИ связаны с процессом горения применительно к дозвуковым прямоточным ВРД. Ф. А. Цандер действительно в то время проводил опыты со сжиганием горючего в воздухе, подаваемом под давлением из баллона; но здесь воздух играл роль окислителя в ракетном двигателе; параллельно им разрабатывался проект ЖРД на бензине и жидком кислороде.

⁵ Стр. 229. См. комм. 1 и 3 к данной статье.

⁶ Стр. 234. Имеется в виду отчет автора об испытании уплотнительных устройств (Архив ГДЛ-ОКБ, ф. 1, оп. 1, ед. хр. 1610, лл. 105-108, 112).

⁷ Стр. 241. См. статью «О горении готовых жидких топливных смесей в полузамкнутом объеме» (стр. 217-227 данного тома).

⁸ Стр. 247. В отчете чертеж не был приведен. В данном издании публикуется на основании чертежа инв. № 44с, Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 2, ед. хр. 102, л. 1.

Материал был зарегистрирован как заявочное свидетельство № 121938/9056 от 11 января 1933 г. Авторское свидетельство № 2283, кл. 46-Д-1 (Дело ГДЛ, 3 января 1933 г.; Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 11, лл. 148-152, 147).

¹ Стр. 252. Автор в 1933 г. предложил ЖРД с форкамерной системой смешения компонентов топлива в жидком состоянии. Кроме того, с целью достижения максимальной полноты сгорания впервые предлагалось использовать в качестве одного компонента, подаваемого к камере сгорания двигателя, переобедненную смесь (или раствор) окислителя и горючего, а в качестве другого компонента - переобогащенную смесь окислителя и горючего. Соотношение окислителя и горючего в каждом из этих компонентов топлива таково, что исключается их взрывчатое разложение. При смешении этих двух компонентов конечное соотношение окислителя и горючего должно соответствовать оптимальному значению. Эти работы нашли продолжение в заявочном свидетельстве автора: «Способ повышения эффективности топлив для реактивного двигателя» (см. стр. 259-260 данного тома). Такая система практического применения в дальнейшем не получила.

Материал представляет отчет ГДЛ от 1 февраля 1933 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 15, лл. 11-12) и является дополнением к опубликованной на стр. 170-178 данного издания работе автора.

Статья является отчетом ГДЛ от 10 июля 1933 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 26). Следует отметить, что в 1933 г. автором была описана конструкция турбонасосного агрегата, в основных элементах типичная для аналогичных устройств, впоследствии широко применяемых в ракетном двигателестроении. В 1933 г. были выпущены чертежи центробежных насосов, удовлетворяющих приведенным техническим требованиям, а на Ленинградском металлическом заводе велись испытания насосов на повышенных оборотах и при давлении 75 атм, что позволило ГДЛ преодолеть мнение, существовавшее в то время среди некоторых специалистов по центробежным насосам, о способности одной ступени насоса развивать давление лишь в несколько атмосфер.

Материал был зарегистрирован как заявочное свидетельство № 138242 /10846 от 2 декабря 1933 г. (дело ГДЛ, 26 ноября 1933 г.; Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 11, лл. 204-205, 217).

¹ Стр. 257. См. статью «Описание реактивного мотора» (стр. 249-252 данного тома).

² Стр. 258. Данная работа свидетельствует, что в 1933 г. автором впервые предложены в качестве горючего нитросоединения, не обладающие взрывчатыми свойствами.

Публикуемый материал зарегистрирован как заявочное свидетельство № 138414/10855 от 2 декабря 1933 г. (дело ГДЛ, 26 ноября 1933 г.; Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. И, лл. 202-203, 216).

¹ Стр. 259. Имеется в виду работа К. Э. Циолковского «Исследование мировых пространств реактивными приборами».

² Стр. 259. См. стр. 257-258 данного тома.

³ Стр. 260. Автор впервые предложил и использовал растворы азотного тетроксида в азотной кислоте в качестве окислителей, нашедшие широкое применение в ракетной технике в нашей стране и за рубежом.

Материал представляет собой заявочное свидетельство № 138582 от 8 декабря 1933 г. (Дело ГДЛ, 4 декабря 1933 г.; Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 11, лл. 209-211).

В 1931 г. автором было предложено химическое зажигание (см. стр. 769), а в 1933 г. разработана и внедрена в ЖРД система автоматического химического зажигания с помощью пусковых компонентов с защитой приоритета в виде заявочного свидетельства (см.: Р[акетный] М[отор] - порядок проектирования и осуществления, стр. 189 тома). Разработанная автором система зажигания не требовала отдельных форсунок с системой подачи пусковых компонентов, так как эти компоненты помещались в полости основных компонентов топлива перед форсунками и автоматически выдавливались при запуске двигателя.

¹ Стр. 261. Заявка В. П. Глушко и Н. Г. Чернышева «Способ получения активной жидкости для химического зажигания в реактивном двигателе» опубликована на стр. 264-265 данного тома.

Материал был зарегистрирован как заявочное свидетельство № 138591/ /10881 от 8 декабря 1933 г. Дело ГДЛ, 4 декабря 1933 г. Заявка Н. Г. Чернышева и В. П. Глушко (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 11, лл. 206-2U8, 214).

¹ Стр. 264. Самовоспламеняющиеся с азотной кислотой пусковые горючие для химического зажигания, предложенные авторами, нашли широкое применение в отечественных ЖРД в 1933-1935 гг. (ОРМ-50, ОРМ-52 и др.).

Работа представляет собой отчет ГДЛ от 17 декабря ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 27). В настоящем издании печатается с сокращениями. В работе приведен расчет и описание ЖРД ОРМ-52 и установки его на торпеду-глиссер.

¹ Стр. 266. Речь идет о соглашении, заключенном между Ленинградским отделением РНИИ Наркомтяжпрома (б. Газодинамической лабораторией управления военных изобретений Начальника вооружений РККА) и Научно-исследовательским минно-торпедным институтом Управления военно-морских сил РККА.

² Стр. 267. Здесь 100 - условный молекулярный вес керосина.

³ Стр. 268. Эта величина отнесена не к одной условной молекуле керосина, а к 1 г-моль керосина.

⁴ Стр. 271. Т. е. отсутствует свободный углерод.

⁵ Стр. 271. Из уравнений баланса для углерода х₁ + x₂ = n и кислорода 2х₁ + x₂ = m.

⁶ Стр. 272. Автор ограничивается для теплоемкости первыми двумя членами ранее приведенного выражения.

⁷ Стр. 272. «Очко» - критическое сечение сопла.

⁸ Стр. 273. Автор принимает удельный импульс равным R₁= u/g и, следовательно, u = gR₁.

⁹ Стр. 276. 3 января 1934 г. автор получил заявочное свидетельство № 139877/11066, авторское свидетельство № 3869, кл. 46-с²-103 на «Форсунку для реактивного двигателя», где для обеспечения мягкого запуска ракетного двигателя предложил заплавлять отверстия в ниппелях части форсунок камеры сгорания легкоплавким сплавом Вуда. При запуске двигателя и начале горения топлива происходит выплавление сплава и последовательное включение форсунок в работу. Предложение было проверено при пусках ОРМ-52 в 1933 г. Впоследствии аналогичный прием плавного запуска ЖРД путем заплавления сплавом Вуда расходных отверстий в форсунках был использован в Германии в двигателях ракеты А-4 (V-2).

¹⁰ Стр. 279. В тексте отчета рис. 2 не был помещен. Приводим здесь акт об официальном стендовом испытании двигателя ОРМ-52 (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 1, ед. хр. 28, л. 2):

«24 декабря с. г. комиссия в составе представителя НИМТИ ВМС РККА инженера Тополянского Леонида Борисовича, действующего на основании доверенности, выданной НИМТИ за № 7/3/1912 от 19 декабря 1933 г., пом. начальника 2 отдела НИМИС ВМС РККА т. Валка Соломона Федоровича, в присутствии начальника 2-го отдела ЛО РНИИ (б. ГДЛ УВИ НВ РККА) инженера Глушко Валентина Петровича, присутствуя при испытании на стенде на форсированном режиме работы разработанного ЛО РНИИ, во исполнение заключенного между НИМТИ и ГДЛ соглашения от 25 июля 1933 г., реактивного двигателя на жидком топливе, состава азотная кислота и керосин, развившего реактивную силу 270 кг в течение 30 сек при давлении в камере горения 25 атм, в топливных баках - 70 атм, постановила:

1. Признать работу реактивного мотора на топливе азотная кислота и керосин разработанной ЛО РНИИ конструкции удовлетворяющей техническим требованиям, предусмотренным соглашением от 25 июля 1933 г., заключенным между НИМТИ и ГДЛ».

Приводится с сокращениями протокол № 3 испытания двигателя 12/а (ОРМ-52) в РНИИ от 1 июня 1935 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 31).

¹ Стр. 283. ЖРД ОРМ-52 при испытании в 1935 г. развил тягу 311 кг и показал удельный импульс 210 сек при давлении в камере сгорания 20 кг/см². ЖРД с такими показателями появились за рубежом лишь несколько лет спустя. ОРМ-52 отличался и высокой надежностью. Экземпляр ОРМ-52 в 1935 г. наработал 533 сек при 29 пусках на полной тяге и сохранил работоспособность (Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 33, лл. 1-10).

² Стр. 283. Протокол испытания подписан инженером В. Глушко. Далее указано, что «на опыте присутствовали: начальник азотной группы - В. Глушко, начальник лаборатории № 3 - Молдованов, начальник лаборатории № 2 - Н. Чернышев, инженер 2-го отдела - А. Андрианов».

Работа является отчетом РНИИ за 1936 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 36, лл. 7-63). В данном издании приводится с сокращениями. Опущены все приложения и некоторые таблицы, не представляющие самостоятельного интереса.

В этой и других работах автора - «О вычислении степеней диссоциации продуктов сгорания» (1936), «О диссоциации водорода в продуктах сгорания» (1936), «Жидкое топливо для реактивных двигателей» (1936) - разработаны инженерные методы расчетов состава продуктов сгорания различных топлив в ЖРД с учетом диссоциации в широком диапазоне изменения соотношения компонентов в топливной смеси.

¹ Стр. 284. Это неточно: в авиационных бензиновых поршневых двигателях температура сгорания превышала 2000°С, в связи с чем расчет производился с 1933 г. с учетом диссоциации (см., например, Н. В. Иноземцев. «Основы термодинамики и кинетики химических реакций», 1940, стр. 158-164 и 238; а также Е. П. Бугров, А. Е. Заикин и др. «Теория авиационного двигателя», 1940, стр. 13-18. За границей подобные работы появились раньше, см., например, Wawrziniok, ATZ, 1932, Heft 9-14.

² Стр. 288. Речь идет о работе В. П. Глушко «О вычислении степеней диссоциации продуктов сгорания» (отчет 1936 г., опубликован в сб. «Ракетная техника», 1937, вып. 4, стр. 60-74).

³ Стр. 303. В настоящее время расчет продуктов сгорания отдельных топлив при разных соотношениях компонентов выполнен рядом организаций; составлены таблицы и диаграммы, позволяющие быстро определить состав продуктов сгорания с большим числом компонентов, чем это сделано в данной статье. Тем не менее статья представляет интерес, поскольку она относится к 1936 г.

Работа является отчетом РНИИ от 10 июля 1936 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 36, лл. 98-121). Впервые опубликована в сб. РНИИ «Ракетная техника», 1937, вып. 5, стр. 137-150.

Автором разработаны инженерные методы расчета температуры продуктов сгорания различных топлив в ЖРД с учетом диссоциации в широком диапазоне изменения соотношения окислителя и горючего в топливной смеси.

¹ Стр. 313. До диссоциации нет свободного кислорода, поэтому n₁ = 0.

² Стр. 315. Имеется максимум температуры горения, который для разных топлив лежит в пределах α = 0,8-1,0, причем для каждого топлива значение α для максимальной температуры вполне определенное (0,8; 0,85; 0,90; 0,95). Вблизи максимума кривая Т = f (α) пологая, что при приближенных расчетах может дать основание считать температуру горения практически постоянной в некотором интервале значений α.

Работа является отчетом РНИИ, 31 марта 1936 г. (Архив ГДЛ ОКБ, оп. 1, ед. хр. 32, лл. 83-116). Печатается с сокращениями. Сконструированный автором в 1935-1936 гг. газогенератор на азотной кислоте и керосине с впрыском воды, вырабатывавший рабочее тело для привода двигателя (поршневого или турбинного), явился первым такого рода устройством, известным в мировой практике ракетодвигателестроения.

¹ Стр. 316. Отчет РНИИ, архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 32, лл. 6-28.

² Стр. 316. Отчет РНИИ, архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 32, лл. 30 -79.

³ Стр. 320. С начала 1936 г. на штампах чертежей РНИИ была введена графа: «Главный конструктор». В этой графе стоит подпись автора на чертежах разработанных им конструкций ракетных двигателей и газогенераторов.

Материал является отчетом РНИИ от 4 ноября 1936 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 39, лл. 16-47).

¹ Стр. 324. «Технические требования на двигатель по объекту 202» (ОРМ-65). Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, д. 37, лл. 3, 4.

² Стр. 324. План работы по двигателю. Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, д. 37, лл. 1, 2.

³ Стр. 329. Речь идет об отчете автора «Пуск ракетного двигателя» за 1936 г. Подлинник отчета не сохранился.

⁴ Стр. 331. Опытный двигатель ОРМ-65 (см. рис. 20, стр. 722) был предназначен для экспериментального ракетного самолета и для крылатой ракеты (воздушной торпеды). Официальные стендовые испытания двигатель прошел в горизонтальном и вертикальном (соплом вниз) положениях в 1936 г. (Акт, 5 ноября 1936 г., о приемо-сдаточных испытаниях ракетного азотного двигателя объекта 202, РНИИ; Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 39, лл. 2-15). Двигатель состоял из камеры сгорания с агрегатами пуска и управления (ОРМ-65, чертеж № 210900, 4 мая 1936 г. Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 2, ед. хр. 47, л. 1. Временное описание и руководство по обслуживанию ракетного двигателя типа ОРМ-65, 1936-1937 гг. Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 38).

⁵ Стр. 334. Гл. I, относящаяся к испытаниям форсунок с большим перепадом давления, опущена.

⁶ Стр. 334. Табл. 5 и 6 в данном издании опущены.

⁷ Стр. 336. Двигатели ОРМ-65 выдерживали многократные пуски и были надежными для своего времени. Например, ОРМ-65 № 1 за 49 пусков проработал на земле 30,7 мин, в том числе: на стенде - 20 пусков (17 сентября - 5 ноября 1936 г.), на крылатой ракете 212 конструкции С. П. Королева - 8 пусков (29 апреля - 9 сентября 1937 г. и 2-8 октября 1938 г.), на ракетоплане РП-318 конструкции С. П. Королева - 21 пуск (16 декабря 1937 г. - 11 января 1938 г.). Двигатель ОРМ-65 № 2 на шестом пуске проработал на ракетоплане РП-318 при наземных испытаниях 11 марта 1938 г. непрерывно 230 сек; четырнадцатый и шестнадцатый пуски были произведены 29 января 1939 г. и 8 марта 1939 г. при летных испытаниях на крылатой ракете 212.

Работа впервые была опубликована в сб. РНИИ «Ракетная техника», 1937, вып. 3, стр. 59-79.

¹ Стр. 338. Зажигание жидкого топлива (запуск ракетного двигателя) является весьма сложной стадией работы ЖРД. Управление процессом запуска должно быть очень точным, чтобы достичь плавного и равномерного начала горения.

² Стр. 338. Воспламенение топлива при пуске ракетного двигателя является одним из важнейших моментов, потому что при запуске ЖРД в камере сгорания легко может образоваться взрывчатая смесь из компонентов топлива.

³ Стр. 339. Высокая температура и эрозионное воздействие раскаленных продуктов сгорания приводят к чрезвычайно быстрому разрушению электродов свечей.

⁴ Стр. 341. Этот способ зажигания пороховым зарядом нашел применение почти во всех ракетных двигателях на твердом топливе и в ЖРД некоторых типов. Зажигание пороховым зарядом со стороны сопла было применено и в ракете А-4 (V-2).

⁵ Стр. 357. См. рис. 1 на стр. 262.

Приближенные расчеты двигателей ОРМ-101, ОРМ-102

Материал является отчетом РНИИ от 29 октября 1937 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 44, лл. 1-26). В данном издании приведен с сокращениями (опущены термодинамические, гидравлические, прочностные расчеты, чертежи и описания конструкции двигателей ОРМ-101, ОРМ-102, предназначенных для работы на топливе - тетранитрометан с керосином).

¹ Стр. 363. Автор в 1937 г. поставил и исследовал вопрос о создании двигателей, использующих тетранитрометан (ТНМ).

Следует отметить, что до настоящего времени проводятся лишь лабораторные исследования ТНМ как высококипящего окислителя, не уступающего по удельному импульсу азотному тетроксиду и отличающегося высокой плотностью.

Статья представляет отчет от 29 июля 1940 г. (Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 24). В настоящем сборнике приводится с сокращениями (опущены описание и расчеты реактивных установок для двух типов самолетов)

¹ Стр. 367. Из графиков (рис. 4-5, стр. 737) видно, что установка ракетного двигателя на самолете с поршневыми двигателями действительно дает увеличение скорости и скороподъемности самолета.

² Стр. 367. В 1933 г. автором были разработаны технические условия на установку ЖРД на самолет И-4 (Архив ГДЛ-ОКБ. оп. 1, ед. хр. 24, л. 26). В документе № 0130 от 27 ноября 1932 г., подписанном начальником ГДЛ и автором, значится, что согласно указанию ВВС РККА «в план работ II отдела ГДЛ на 1933 г. включена установка реактивных моторов на самолете И-4 как добавочное средство к винто-моторной группе.

Предположено установить на подкрылках И-4 два реактивных мотора - по одному с каждой стороны фюзеляжа. Каждый мотор должен развивать тяговое усилие в 300 кг... Запаса жидкого топлива (азотная кислота и керосин) в количестве 120 кг должно хватить для работы обоих моторов в течение одной минуты» (Дело ГДЛ, док. № 0130, 27 ноября 1932 г.).

Работа представляет собой полный текст доклада С. П. Королева на Всесоюзной конференции по изучению стратосферы (31 марта- 6 апреля 1934 г.). Впервые опубликована с незначительными сокращениями в «Трудах Всесоюзной конференции по изучению стратосферы» (ВКИС). М. - Л., 1935, стр. 849-855. В данном сборнике печатается по рукописи, хранящейся в Архиве АН СССР (разряд 4, оп. 14, д. 240, лл. 16-30).

¹ Стр. 373. Павлов И. У. (1893-1936) - известный советский летчик, герой гражданской войны.

² Стр. 373. Имеется в виду доклад М. К. Тихонравова «Применение ракетных летательных аппаратов для исследования стратосферы» (см. стр. 567-575 данного тома).

³ Стр. 378. Здесь автор ссылается на статью проф. Н. А. Рынина «Новости реактивного полета» («Самолет», 1932, № 3, стр. 36-38, 43).

⁴ Стр. 374. Имеется в виду доклад Н. А. Рынина «Методы освоения стратосферы» (Труды ВКИС, стр. 621-686).

⁵ Стр. 374. В отличие от популяризаторов ракетной техники С. П. Королев в данном докладе и в своей практической деятельности сосредоточивал внимание на тех трудностях, которые необходимо было преодолеть, чтобы ракетные полеты «для покрытия заданного расстояния» стали реальностью.

⁶ Стр. 375. Работы по ВРД в СССР вели также Ю. А. Победоносцев, И. А. Меркулов и др. В частности первое испытание ракеты с воздушно-реактивным двигателем конструкции И. А. Меркулова состоялось 19 мая 1939 г.

⁷ Стр. 375. В настоящее время созданы ракетные двигатели твердого топлива, работающие длительно (>100 сек) и имеющие в одной камере тягу бóльшую, чем ЖРД.

⁸ Стр. 375. См. комм. 6 к стр. 569.

⁹ Стр. 375. Под кал здесь и дальше автор подразумевает ккал. Современные пороха на нитроглицериновой основе имеют несколько большую теплотворную способность (до 1230 ккал/кг. См.: В. И. Феодосьев, Г. В. Синярев. «Введение в ракетную технику». М., 1956, стр. 129), что дает удельную тягу 210-230 кг·сек/кг. Современные смесевые твердые топлива дают удельную тягу 260-280 кг·сек/кг.

¹⁰ Стр. 376. Бензины, керосины и дизельные топлива имеют теплотворную способность 10 150-10 300 ккал на 1 кг горючего или 1460-2200 ккал на на 1 кг топлива (в зависимости от примененного окислителя).

¹¹ Стр. 376. Имеется в виду доклад В. И. Дудакова «Самолет со стартовыми ракетами как начальный этап в развитии ракетного стратоплана» (Труды ВКИС, стр. 791 - 794).

¹² Стр. 376. Доклад «Основные требования к проектированию гондолы, гондола стратостата „СССР" и ее конструкция» был сделан на конференции В. А. Чижевским (Труды ВКИС, стр. 877-886)

¹³ Стр. 379. ВОИЗ - Всесоюзное общество изобретателей, в настоящее время ВОИР.

¹⁴ Стр. 379. По-видимому цитируется доклад Дж. А. Крокко «От гиперавиации к суперавиации», опубликованный, по сведениям Н. А. Рынина, в октябре 1931 г. в итальянском журнале «Aerotecnica» и в 1932 г. в «Les ailes» (№ 551, 552; 553) в Париже.

¹⁵ Стр. 380. В настоящее время теоретические исследования гиперзвуковых прямоточных ВРД показывают возможность их применения на значительно больших высотах.

¹⁶ Стр. 380. Имеется в виду доклад О. Н. Розанова «Элементы проектирования стратоплана» (Труды ВКИС, стр. 745-790) и выступление B.C.Пышнова в прениях на этой же Конференции.

Работа была впервые опубликована отдельной книгой в начале 1935 г. (подписана к печати 10 декабря 1934 г.): С. П. Королев. «Ракетный полет в стратосфере». Государственное военное издательство, 1934.

Работе была предпослана аннотация: «Автор инженер-летчик С. П. Королев в своем труде обрисовывает значение борьбы за достижение больших высот полета и характеризует возможности реактивных летательных аппаратов как важнейшего средства к достижению этой цели. В труде разбираются опыты, производившиеся с ракетными летательными аппаратами; впервые в нашей литературе излагается схема современного реактивного мотора и указываются вопросы, разрешение которых позволит осуществить реактивный полет в стратосфере человека».

Работа над книгой была начата еще в ГИРДе, так как в план Осоавиахима - Авиаиздата на 1933 г. была включена книга С.П. Королева «Применение реактивного принципа в авиации» объемом в 2 печ. листа (ЦГАОР, ф. 8355, оп. 1, д. 75, л. 81).

¹ Стр. 381. Космическая эра человечества, начавшаяся 4 октября 1957 г., подтвердила это предвидение С. П. Королева.

² Стр. 381. Полеты в стратосфере в то время представляли наибольший интерес.

³ Стр. 383. Эта мысль была справедлива для того времени, когда писалась книга, и была подтверждена развитием авиации до и в период второй мировой войны.

¹ Стр. 383. В настоящее время это утверждение не имеет силы, ввиду появления бортовых и наземных радиолокационных систем и счетно-решающих устройств.

⁵ Стр. 384. Действительно, по данным исследовании с помощью ракет-зондов установлено, что, например, на высоте 55 км наблюдается максимум температуры (~250-300°К), а далее температура вновь уменьшается, причем на высоте 80 км равна 150-230°К («Успехи СССР в исследовании космического пространства». «Наука», 1968, стр. 54-55).

⁶ Стр. 384. По данным искусственных спутников на высоте выше 100 км основными составляющими состава атмосферы являются атомарный кислород и молекулярный азот. Выше атомарный кислород становится преобладающим, а затем появляются ионизированные атомы кислорода, гелия, азота и водорода («Успехи СССР в исследовании космического пространства», стр. 41 - 43).

⁷ Стр. 386. Необходимо иметь в виду, что в то время космические лучи и их природа были изучены недостаточно. Интересующиеся этим вопросом могут обратиться, например, к статье С. Н. Вернова, П. В. Вакулова и Ю. И. Логачева «Радиационные пояса Земли» («Успехи СССР в исследовании космического пространства», стр. 106-148).

⁸ Стр. 388. Автоматические воздушные шары в послевоенный период имели большие высоты полета; мало того, используя регулярные воздушные течения, они летели в нужном направлении, собирая необходимый материал.

⁸ Стр. 389. По Международной стандартной атмосфере (МСА) весовая плотность воздуха на высоте 10 км равна 4,136·10^-1 кг/м³, на высоте 20 км - 8,887·10^-2 кг/м³, а на нулевой высоте - 1,225 кг/м³.

¹⁰ Стр. 393. Для поршневых двигателей большие высоты недостижимы.

¹¹ Стр. 394. Здесь и далее сведения об изобретении ракет даются неточно. Порох был изобретен не ранее VII в. н. э., поэтому ни несколько тысяч лет тому назад в Китае, ни в IV в. в Европе он не мог быть применен в ракетах.

¹² Стр. 394. В. Конгрев (1772-1828) - английский военный инженер; сыграл большую роль в развитии ракетного оружия в первой четверти XIX в. В России в начале XIX в. активно работал в области боевых ракет А. Д. Засядко.

¹³ Стр. 394. Проект Н. И. Кибальчича был впервые опубликован после Октябрьской революции в сб. «Былое», 1918, № 10-11, стр. 115-121. Рукопись проекта хранится в Центральном Государственном архиве Октябрьской революции. ЦГАОР, ф. Д. П. 3-е д-во, д. 79, ч. 1 доп., лл. 1-5. Проект воздухоплавательного прибора Н. И. Кибальчича был напечатан в первой книге «Пионеры ракетной техники», 1964.

¹⁴ Стр. 395. Следует обратить внимание читателя на то, что независимо от Ф.А.Цандера с 1929 г. над созданием ракетных двигателей работала группа под руководством В. П. Глушко, которая создала первый отечественный ЖРД в 1931 г.

¹⁵ Стр. 395. Речь идет о работе Р. Эсно-Пельтри «Considérations sur les résultats d'nn allégement indéfini des moteurs» («Соображения о результатах безграничного уменьшения веса моторов»), опубликованной в 1913 г. в Париже.

¹⁶ Стр. 395. Речь идет о работе Р. Годдарда «A method of reaching extreme altitudes» («Способ достижения больших высот»), опубликованной в 1919 г. в Вашингтоне.

¹⁷ Стр. 395. В 1921 г. Годдард начал эксперименты с жидким ракетным топливом. В начале 1922 г. ему удалось зарегистрировать тягу от сгорания жидкого топлива в камере, снабженной расширяющимся коническим соплом. В 1923 г. Р. Годдардом был изготовлен ЖРД, работавший на газолине и жидком кислороде; в 1926 г. состоялся первый полет жидкостной ракеты Годдарда.

¹⁸ Стр. 395. В 1923 г. вышла из печати книга Г. Оберта «Die Rakete zu den Planetenräumen» («Ракета в межпланетное пространство»), в которой, в частности, рассмотрены ЖРД для космических летательных аппаратов. В 1929 г. вышла его вторая книга - «Wege zur Raumschiffahrt» («Пути осуществления космических полетов»).

¹⁹ Стр. 396. Регулирование тяги ЖРД с помощью изменения подачи топлива стало впоследствии классическим методом регулирования ЖРД.

²⁰ Стр. 397. Под «топливом» здесь автор подразумевает «горючее».

²¹ Стр. 397. Подобная вытеснительная система подачи топлива используется в настоящее время для двигателей небольших тяг. Более распространены турбонасосные системы подачи.

²² Стр. 397. Это справедливо лишь для рассматриваемой автором схемы с вытеснительной подачей компонентов топлива.

²³ Стр. 398. Здесь автор недостаточно точен: современные жидкостные ракетные двигатели представляют собой весьма сложную конструкцию, требующую высокой точности производства.

²⁴ Стр. 399. Имеется в виду прямоточный воздушно-реактивный двигатель, предложенный Р. Лореном в 1913 г. (Н. А. Рынин. «Методы освоения стратосферы». Труды ВКИС, стр. 661).

²⁵ Стр. 399. См. Б. С. Стечкин. «Теория воздушного реактивного двигателя». «Техника воздушного флота», 1929, № 2, стр. 96-103.

²⁶ Стр. 400. С. П. Королев проявил большую прозорливость, так как гиперзвуковые прямоточные двигатели могут работать на больших высотах и с числами М≥20.

²⁷ Стр. 400. Взлет, как указывает сам автор, в рассматриваемом случае (ПВРД) осуществляется с помощью других двигателей, поэтому его замечание о значительном облегчении веса самолета, условий взлета и дальнейшего полета не является безоговорочным.

²⁸ Стр. 402. Эта формула не строгая; она справедлива лишь на той высоте, для которой рассчитано сопло.

²⁹ Стр. 402. Правильнее - «внутренний к.п.д.» по современной терминологии, так как термический к.п.д. относится к идеальному циклу (без потерь в камере и сопле).

³⁰ Стр. 402. Это справедливо лишь при условии, что на каждой высоте ракетный двигатель имеет сопло, рассчитанное на перепад давлений - от давления в камере до давления внешней среды.

³¹ Стр. 403. Здесь автор имеет в виду тяговый или полетный к.п.д., т. е. к.п.д. ракеты как движителя.

³² Стр. 404. В таком написании автор относит коэффициент тяги не к миделю двигателя, а к площади его входного сечения.

³³ Стр. 415. A. Lippisch und Fr. Stamer. Raketenversuche mit Flug-zeugen und Flugzeugmodellen. «Zeitschrift für Flugteclmik und Motorluft-schiffahrt», 1928, № 12, стр. 217-274.

³⁴ Стр. 416. Это не относится к современным РДТТ, длительность работы которых практически одинакова с ЖРД.

³⁵ Стр. 417. Это утверждение неточно. Развитие ракетных двигателей на твердом топливе показало их конкурентоспособность с жидкостными ракетными двигателями.

³⁶ Стр. 418. Следует иметь в виду, что выводы в главе V основаны на свойствах порохов, известных к моменту написания работы, т. е. к 1933 г.

³⁷ Стр. 419. К. Э. Циолковский. «Исследование мировых пространств реактивными приборами». «Научное обозрение». СПб., 1903, № 5. См. также «Пионеры ракетной техники», 1964.

³⁸ Стр. 419. Приведенные описания ракет К. Э. Циолковского даны не по работам ученого, а по их изложению в книге Н. А. Рынина «К. Э. Циолковский. Его жизнь, работы и ракеты». Л., 1931, стр. 38-41. В действительности схема ракеты, указанная на рис. 26, и относящаяся к этой схеме идея газовых рулей (стр. 420, последний абзац) впервые даны К. Э. Циолковским не в 1903 г., а в 1911 - 1912 гг. в его работе «Исследование мировых пространств реактивными приборами».

³⁹ Стр. 423. Температура кипения жидкого кислорода при атмосферном давлении равна - 183°С.

⁴⁰ Стр. 424. Речь идет о двигателе ОР-2, спроектированном Ф. А. Цандером в сентябре- октябре 1932 г. для установки на планер БИЧ-XI конструкции Б. И. Черановского.

⁴¹ Стр. 426. Для обеспечения надежности в ЖРД применяется внешнее регенеративное охлаждение одним из компонентов топлива и внутреннее пристеночное охлаждение.

⁴² Стр. 427. Некоторые топлива для современных ЖРД являются самовоспламеняющимися и поэтому вообще не требуют зажигания (например, спирт с анилином + азотная кислота).

⁴³ Стр. 427. Имеется в виду планер БИЧ-XI конструкции Б.И.Черановского (см.: Е. С. Щетинков. «Развитие крылатых ракетных аппаратов в СССР». Сб. «Из истории астронавтики и ракетной техники». М., 1970, стр. 181).

⁴⁴ Стр. 430. 28 февраля 1940 г. состоялся первый полет советского ракетоплана РП-318-1 конструкции С. П. Королева с жидкостным ракетным двигателем РДА-1-150. Пилотируемый летчиком В. П. Федоровым ракетоплан был поднят в воздух самолетом-буксировщиком Р-5. На высоте примерно 2600 м Федоров включил ракетный двигатель и через 5-6 сек скорость аппарата увеличилась так, что самолет-буксировщик заметно отстал.

⁴⁵ Стр. 433. Проблема повышения удельной тяги двигателей на жидком топливе и сейчас является одной из основных. Удельная тяга некоторых современных ЖРД превышает 400 кг·сек/кг.

⁴⁶ Стр. 434. Как и предвидел автор, проблема насосной подачи топлива с большим расходом была успешно разрешена, и высокопроизводительные турбонасосные агрегаты в настоящее время устанавливаются на всех крупных жидкостных ракетах.

⁴⁷ Стр. 442. См. комм. 14 к стр. 379.

⁴⁸ Стр. 443. Как указывалось ранее, автор всюду под воздушным ракетным двигателем подразумевает только прямоточный (бескомпрессорный) ВРД.

⁴⁹ Стр. 444. В данной работе С. П. Королева на рис. 38 был представлен общий вид жидкостной ракеты конструкции М. К. Тихонравова. В настоящем издании этот рисунок помещен на стр. 746.

⁵⁰ Стр. 447. Двигатель Мело, разработанный в 1920 г., представлял собой пульсирующий ВРД с системой насадков для эжектирования воздуха.

Статья впервые была опубликована в журнале «Техника воздушного флота», № 7 за 1935 г., стр. 35-56.

¹ Стр. 453. Имеется в виду первая Всесоюзная конференция по применению ракетных аппаратов для исследования стратосферы, на которой был сделан доклад, положенный в основу данной статьи.

² Стр. 454. По современной терминологии - удельная тяга или удельный импульс.

³ Стр. 460. В предположении, что топливные баки и баллоны аккумулятора выполнены из одинакового материала и имеют близкие размеры по диаметру.

⁴ Стр. 462. Это мнение автора подтверждено дальнейшим развитием ракетной техники.

⁵ Стр. 464. Здесь w_a - идеальная скорость истечения газов, поскольку принимается термический к.п.д. двигателя.

⁶ Стр. 465. Проблема повышения удельной тяги ЖРД и в настоящее время остается одной из основных, хотя достигнуты удельные тяги, значительно превышающие величину, указанную автором.

⁷ Стр. 467. С ростом скорости даже при постоянном угле атаки продольный момент аппарата без оперения растет пропорционально площади крыла и корпуса, в то время как стабилизирующий момент оперения возрастает лишь пропорционально площади оперения. В результате, если угол атаки оперения постоянен, возникает кабрирующий момент. Последнее ведет к сдвигу центра давления к носку аппарата и дальнейшему росту момента, что и приводит к переходу аппарата в петлю.

⁸ Стр. 468. G_st - количество израсходованного по весу топлива к рассматриваемому моменту времени.

⁹ Стр. 471. См.: М. П. Дрязгов. «Вопросы динамики пороховых крылатых ракет». «Ракетная техника», вып. 1. М. - Л., 1936, стр. 62.

¹⁰ Стр. 471. Следует заметить, что скорость v_mах, рассчитанная по приведенной формуле, может оказаться значительно заниженной.

¹¹ Стр. 472. Наоборот, скорости будут больше, так как после волнового кризиса (М ≈ 1) Сх уменьшается с ростом скорости полета.

¹² Стр. 474. Здесь автор определяет удельную тягу ВРД, относя ее к 1 кг горючего, в то время как в ракетном двигателе удельная тяга относится к 1 кг топлива (горючее + окислитель); эти удельные тяги не сравнимы.

¹³ Стр. 475. Рисунок и описание планера см. стр. 427-430 данного сборника.

Работы над крылатыми ракетами были начаты в 1932 г. по инициативе С. П. Королева в четвертой бригаде ГИРДа и проходили под его непосредственным руководством. Первая жидкостная крылатая ракета 06 разрабатывалась как модель ракетоплана РП-1 и была близка к нему по аэродинамической компоновке. В процессе исследований проблемы создания крылатых беспилотных ракет было выяснено, что они могут иметь не только вспомогательное экспериментальное, но и самостоятельное прикладное значение, в частности, для обстрела удаленных объектов и для противовоздушной обороны. Поэтому в РНИИ работы по крылатым жидкостным и пороховым ракетам получили широкое развитие. При этом Королев особое внимание уделил организации исследований по проблеме устойчивости полета крылатых ракет и по созданию для них систем автоматической стабилизации и управления. Руководя всеми работами по крылатым ракетам, он в то же время взял лично на себя разработку наиболее сложного из этих объектов - ракеты дальнего действия, разрабатывавшейся в двух вариантах: для пуска с земли с помощью катапульты - объект 212 и для пуска с летящего самолета-носителя - объект 201.

Публикуемый документ был составлен С.П. Королевым и подписан им как ведущим инженером по объекту и начальником восьмого сектора, а также начальником II отдела А. И. Стеняевым в конце января 1936 г. и 2 февраля был утвержден начальником РНИИ И. Т. Клейменовым (Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 82, л. 4).

¹ Стр. 476. Все выполнявшиеся в РНИИ темы научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ назывались «объектами» и с 1935 г. обозначались трехзначными номерами, в которых первая цифра обозначала отдел, ведущий тему, а две последующие цифры - порядковый номер объекта в плане отдела. В 1935 г. сектор крылатых ракетных аппаратов (восьмой сектор), которым руководил Королев, входил во второй отдел РНИИ, занимавшийся разработкой ЖРД и летательных аппаратов с ЖРД. В начале 1936 г. работы по ракетным аппаратам были выделены в новый, пятый отдел, который возглавил Королев. Но обозначения объектов при этом не изменялись.

² Стр. 476. В ТТТ не было конкретно указано, какой двигатель будет установлен на ракете, так как предусматривалось исследовать возможность применения на ней и азотно-кислотного и кислородного ЖРД. В дальнейшем в качестве первоочередного был выбран вариант с азотно-кислотным ЖРД 202 (ОРМ-65) конструкции В. П. Глушко.

³ Стр. 476. На ракете 212 намечалось использовать в качестве основной гироскопическую систему стабилизации и управления. А для пороховой зенитной ракеты 217 разрабатывалась система управления по лучу. Выбор различных систем управления для ракет различного назначения был достаточно обоснован, но поскольку никакого опыта разработки подобных систем еще не было, окончательное решение о выборе той или иной системы решено было принять после их экспериментальной отработки.

Тактико-технические требования явились результатом многолетней целеустремленной работы С. П. Королева над проблемой полета человека на ракетном аппарате. После знакомства с Ф. А. Цандером решено было установить ЖРД ОР-2 на бесхвостом планере БИЧ-XI конструкции Б. И. Черановского. Этот проект, получивший обозначение ракетоплан РП-1, послужил фундаментом для создания при ЦС Осоавиахима группы изучения реактивного движения - ГИРД.

В ноябре 1931 г. Бюро воздушной техники ЦС Осоавиахима заключило с Ф. А. Цандером как председателем ГИРДа договор о разработке ракетоплана РП-1. При этом руководителем работ по ракетоплану был назначен С. П. Королев. Он же производил летные испытания аппарата (с 22 февраля по 27 августа 1932 г. выполнил 32 полета без ракетного двигателя и с ВМГ). С 1 мая 1932 г. Королев был назначен начальником ГИРДа.

Кроме ракетоплана РП-1 в ГИРДе были разработаны проекты ракетопланов РП-2 под двигатель РД-А конструкции М. К. Тихонравова и РП-3, на котором должны были испытываться различные комбинированные двигательные установки. Но из-за трудностей, возникших в отработке ЖРД, ни один из этих проектов осуществлен не был. В плане РНИИ, после его организации, работы по ракетопланам включены не были, и Королев в 1934- 1935 гг. продолжал вести эти работы только в порядке личной инициативы. При этом он создал планер СК-9, который предназначал для будущих экспериментов по испытаниям ЖРД в полете. В конце 1935 г. Королев добился включения работы над проблемой ракетоплана в планы РНИИ. При этом сразу же было решено разрабатывать проект ракетоплана с самыми высокими летными характеристиками, которые можно было считать реальными в то время.

Публикуемый документ был составлен С. П. Королевым при участии Е. С. Щетинкова в конце января 1936 г. и подписан ими как ведущими инженерами по теме, а также начальником второго отдела А. И. Стеняевым. 2 февраля 1936 г. он был завизирован зам. начальника РНИИ Г. Э. Лангемаком и утвержден начальником РНИИ И. Т. Клейменовым (Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 105, лл. 3, 3 об.).

Работа, по-видимому, представляет собой часть проекта ракетоплана 218-1. Поскольку других, более интересных разделов проекта до сих пор не обнаружено, решено было поместить в сборнике эту его часть, так как она выполнена лично С. П. Королевым. Оригинал в виде машинописи хранится в Архиве АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 105, лл. 221-234. Дата его исполнения не указана.

В процессе разработки ракетоплана 218 становилось все более очевидным, что создать такой ракетоплан без предварительных экспериментов с более простым пилотируемым ракетным аппаратом нереально. Задача создания простейшего ракетоплана (лаборатории) была поставлена Королевым еще в ГИРДе (проект РП-3) и затем дополнительно обоснована в его докладе на Всесоюзной конференции по применению реактивных летательных аппаратов к освоению стратосферы (см. стр. 452-475 данного тома). Именно под такой экспериментальный аппарат и спроектировал он свой планер СК-9. 16 июня 1936 г. состоялось заседание техсовета РНИИ, рассмотревшего и утвердившего проект и программу работ по объекту 218 и решившего, по предложению Королева, включить в программу сверх плана испытания планера с ракетным двигателем небольшой тяги (Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 105, л. 4). Ракетоплану было присвоено обозначение РП-218-1. Проект установки на планере ЖРД 202 (ОРМ-65) был подготовлен и доложен Королевым на заседании техсовета РНИИ 21 ноября 1936 г., где он был рассмотрен и утвержден (Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 105, лл. 51-53). Следовательно, публикуемый расчет был выполнен, по-видимому, в июле - ноябре 1936 г.

¹ Стр. 483. Отчет по объекту 202 за 1936 г. Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 1, ед. хр. 39.

² Стр. 490. В статье встречается величина V_T с двумя размерностями: объемным секундным расходом (стр. 485) и абсолютным объемом (стр. 490); читатель должен это учесть.

Конструктивный проект крылатой ракеты 212 был доложен С.П. Королевым техническому совещанию пятого отдела РНИИ 1 августа 1936 г. (Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 82, лл. 6-8). В проекте не только были выполнены заданные ТТТ, но и предусмотрена дальнейшая модификация ракеты, обеспечивавшая увеличение полезного груза ракеты в 3-4 раза. Проект был утвержден. Параллельно с изготовлением ракеты велась тщательная разработка программы ее наземных и летных испытаний, которым Королев всегда придавал первостепенное значение и поэтому многие программы испытаний составлял лично.

Публикуемый документ хранится в Архиве АН СССР, р. 4, оп. 14. д. 82, л. 12.

¹ Стр. 493. Н. Г. Голенкин был начальником лаборатории № 7 шестого отдела РНИИ, проводившего испытания всех объектов, созданных в институте.

² Стр. 493. В. П. Глушко, с которым был согласован данный документ, был конструктором двигателя ОРМ-65 и зам. начальника второго отдела РНИИ.

В процессе создания крылатых ракет 212 и 216 предстояло решить совершенно новую задачу обеспечения старта беспилотных крылатых ракет с предварительным их разгоном с помощью ракетной катапульты. Катапульта представляла собой рельсовую дорожку, по которой двигались салазки, снабженные пороховым ракетным двигателем. Поскольку для этих испытаний решено было использовать катапульту, разработанную для крылатой ракеты ближнего действия 216, макеты ракеты 212 были изготовлены в масштабе 1 : 2 и соответствующим образом загружены для обеспечения требуемого подобия моделирования процесса взлета.

Публикуемый документ подписан зам. директора РНИИ Г. Э. Лангемаком, начальником 3-й группы С. П. Королевым и инженером С. Засько. Изменение должности Королева произошло в связи с изменением структуры РНИИ, при котором отделы были упразднены и организованы группы с большим однообразием тематики. В ведении третьей группы сохранились все работы по ракетным летательным аппаратам, и только работы по системам управления выделялись в самостоятельную группу под руководством С. А. Пивоварова.

Документ хранится в Архиве АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 82, л. 14.

Двигательная установка ракетоплана РП 318-1 была полностью изготовлена, собрана и подготовлена к испытаниям к 1 сентября 1937 г. Из того, с какой тщательностью С. П. Королев разработал публикуемую здесь программу стендовых испытаний, и из того, что он взял на себя проведение этих испытаний и намеревался лично провести летные испытания ракетоплана, видно, сколь большое значение он придавал этой первой экспериментальной пилотируемой ракетной машине.

Документ подписан 3 сентября 1937 г. (Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 103, лл. 3-6).

¹ Стр. 495. После преобразования пятого отдела в третью группу в обозначении всех тем, разрабатываемых группой, цифра 2 была заменена на 3: ракетоплан 218-1 стал обозначаться как 318-1. При этом была несколько изменена и формулировка темы. Если в 1936 г. тема называлась «Эскизный проект ракетоплана с ракетным двигателем», то в 1937 г. - «Научно-исследовательские работы по применению ракетного двигателя для полетов на больших высотах».

Документ написан в конце 1937 г. Он показывает большие трудности, которые постоянно приходилось в то время преодолевать С. П. Королеву при практической реализации своих идей. Хранится в Архиве АН СССР (р. 4, оп. 14, д. 84, лл. 32-34). Подписан С. П. Королевым и ведущим инженером Б. В. Раушенбахом.

¹ Стр. 500. В. И. Дудаков в РНИИ вел работы по ракетному разгону самолетов, по ракетным катапультам и по воздействию газовой струи от стартовых ракетных ускорителей и от авиационных ракетных снарядов на материальную часть самолетов.

² Стр. 500. Каждому экземпляру ракеты, двигателя и прибора в РНИИ присваивался номер в порядке их изготовления и передачи на испытания.

³ Стр. 500. Группа № 10 занималась отработкой азотнокислотных ЖРД. Речь идет о задержке с передачей двигателя ОРМ-65 для установки на ракету 312. Совместные стендовые испытания ракеты и двигателя были проведены в 1938 г., а летные испытания - в 1939 г.

⁴ Стр. 500. Группа № 7 проектировала и отрабатывала системы автоматического управления.

⁵ Стр. 500. «Торпеда 301» представляла собой модификацию крылатой ракеты 212 (312), предназначенной для пуска с самолета-носителя по наземным целям.

Настоящий и два последующих отчета включены в данное издание как наиболее характерные документы, отражающие процесс наземной отработки двигательной установки ракетоплана 318-1.

Перед началом огневых испытаний С. П. Королевым была проведена серия холодных отработочных и контрольных испытаний, продолжавшихся с 19 сентября по 14 декабря 1937 г. (Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 104, лл. 1-45). При испытаниях проводилась отработка положения редуктора, обеспечивающего требуемое давление подачи, велась проверка удобства обслуживания конструкции, герметичности системы, работоспособности арматуры и системы зажигания, определялись перепады давления в системе подачи и расходы горючего и окислителя при данных перепадах.

Испытания сразу же проводились на рабочих компонентах топлива, которые сначала подавались поочередно, а затем вместе для отработки одновременности поступления компонентов в камеру двигателя.

Во всех холодных и огневых испытаниях ракетоплана наряду с С. П. Королевым принимал участие конструктор А. В. Палло, и почти все отчеты подписаны ими вместе. Оригинал отчета хранится в Архиве АН СССР (р. 4, оп. 14, д. 104, лл. 46-49).

¹ Стр. 501. См. стр. 495-498 данного тома.

² Стр. 501. В выводах говорится, что расход компонентов, полученные перепады давлений в магистралях горючего и окислителя и одновременность поступления компонентов соответствуют требованиям, и принимается решение: «Объект готовить к огневым испытаниям согласно программе испытаний, ничего не меняя в регулировке двигателя, в управлении им и системе питания» (Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 104, л. 45).

³ Стр. 502. Перед запуском двигателя производилась осадка аккумулятора на 8 в путем включения между клеммами нихромовой проволоки диаметром 1 мм длиной 120 мм до почернения проволоки. Проверка накала велась включением лампочки на доске приборов. Зажигание производилось свечой «с зажигательной шашкой, снаряженной согласно инструкции по эксплуатации двигателя ОРМ-65» (там же, л. 31).

⁴ Стр. 502. Попытка запуска двигателя 4 декабря оказалась неудачной из-за недостаточного расхода горючего в связи с износом завихрителей форсунок (там же, л. 41-43).

Этими испытаниями была завершена серия огневых испытаний по отработке запуска и остановки двигателя. Из 22 попыток запуска только две первые были неудачными. Оригинал документа хранится в Архиве АН СССР (р. 4, оп. 14, д. 104, лл. 55-56).

Отчет об огневом испытании объекта 218-1 на стенде группы №2 5 февраля 1938 г.

Это испытание было вторым в серии испытаний для снятия характеристик системы питания двигателя. Оригинал документа хранится в Архиве АН СССР (р. 4, оп. 14, д. 104, лл. 62-64).

¹ Стр. 506. В начале 1938 г. при реорганизации Института номер группы, руководимой С. П. Королевым, был сменен с 3 на 2, в связи с чем работа по ракетоплану вновь получила обозначение «объект 218», при этом тема была названа «Теоретическое и экспериментальное исследование по применению ракетного двигателя для полета человека».

² Стр. 506. Термопара была припаяна к головке двигателя. Пирометр устанавливался у кабины объекта, где помещался руководитель опыта С. П. Королев.

Манометры показаний давления в камере сгорания двигателя и бака окислителя были дублированы и установлены на доске у руководителя опыта (там же, л. 57).

В материале, подготовленном С. П. Королевым совместно с Е. С. Щетинковым (Документ хранится в Архиве АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 103, лл. 83- 97) на основании шестилетнего опыта работы по исследованию проблемы ракетоплана, конкретно намечены ближайшие перспективы практического применения этого нового технического средства. Впервые поставлена проблема создания ракетного истребителя-перехватчика и показаны пути решения этой проблемы. Тезисы послужили основой для дальнейших работ в этой области. В частности, в 1942 г. был создан ракетный истребитель-перехватчик с БИ-1.

¹ Стр. 509. Объект 202 - ЖРД ОРМ-65 В. П. Глушко. Объект 606 - усовершенствование ЖРД (ОРМ-67 и др.), использующих в качестве топлива азотную кислоту и углеводороды (Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 183, л. 81).

² Стр. 510. Объект 601 - проектирование опытного ЖРД ОРД-300-2 (ОРМ-70) с тягой 300 кг (Там же, л. 87).

³ Стр. 511. 06/111 - один из вариантов крылатой ракеты 06, разработанной IV бригадой ГИРДа.

⁴ Стр. 512. По-видимому, имеются в виду «Расчеты по ракетоплану 318» (Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 103) и работы: Е. Зенгер. «Техника ракетного полета» (Киев - Харьков, 1936), С. П. Королев. «Крылатые ракеты и применение их для полета человека» (см. данный том, стр. 452-475) и Е. С. Щетинков. «Применение кислородных реактивных двигателей на самолете» («Реактивное движение», сб. № 1. М,- Л., 1935, стр. 131 - 140).

⁵ Стр. 512. Нагрузки на крыло в настоящее время существенно выше тех, которые приняты в статье.

⁶ Стр. 513. Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 103, лл. 77, 78.

⁷ Стр. 515. Имеется в виду работа Е. С. Щетинкова «Перспективы применения жидкостных ракетных двигателей для полета человека» (Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 103, лл. 98-148). Статья опубликована в сб. «Ракетная техника», вып. 7. М., 1938, стр. 175-206.

⁸ Стр. 518. Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 103.

⁹ Стр. 518. Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 105. Сохранившаяся часть расчетов публикуется в данном томе (стр. 480-492).

Разработка данной программы была вызвана тем, что в системе общего питания, когда давление в баки окислителя и горючего подается из одного ВАДа, имелась вероятность смешения компонентов в системе питания, чреватая опасностью взрыва. В системе раздельного питания было сложнее отработать одновременность подачи обоих компонентов, чем и были вызваны эти дополнительные холодные испытания.

Документ представляет собой автограф С. П. Королева, подписанный 20 мая 1938 г. им и вновь назначенным начальником второй группы В. И. Дудаковым (Архив АН СССР, р. 4, он. 14, д. 85, лл. 26, 26 об.).

Эта обширная программа была составлена С. П. Королевым к 26 мая 1938 г. В ней ярко представлен весь опыт Королева как ракетостроителя, авиаконструктора и летчика-испытателя.

Документ хранится в Архиве АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 105, лл. 198- 220. Подписан С. П. Королевым и В. И. Дудаковым - начальником второй группы.

¹ Стр. 523. Раздел IV расчета ракетоплана 218-1 помещен в данном томе (см. стр. 480-492).

² Стр. 525. САХ - средняя аэродинамическая хорда.

Работа представляет собой пояснительную записку к проекту реактивного самолета-перехватчика РП С. П. Королева. Датирована она 16 декабря 1942 г. К работе были приложены предварительные расчеты самолета РП (58 листов), эскизы компоновки и общий вид самолета (на четырех листах). В данном издании приложения не публикуются. Материалы хранятся в архиве Мемориального музея космонавтики Мосгорисполкома (ММКМ), ф. 110, оп. 3, д. К-32.

¹ Стр. 533. Испытания ракетоплана были проведены в 1940 г. К этому времени двигатель ОРМ-65 был заменен двигателем РДА-1-150 (Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 106).

² Стр. 537. Указанную работу С. П. Королева см. в данном томе, стр. 452-475.

Объяснительная записка датирована 19 декабря 1944 г. Данный материал, как и предыдущий, хранится в архиве ММКМ, ф. 110, оп. 3, д. К-239.

¹ Стр. 543. САХ - средняя аэродинамическая хорда.

² Стр. 544. Рис. 4, 5 и др., указанные в работе, в данном издании не приводятся.

³ Стр. 544. Указанный материал хранится в архиве ММКМ, ф. 110, оп. 3, ед. хр. К-112 (ч. I), К-113 (ч. II) и К-114 (ч. III).

⁴ Стр. 548. См. комм. 3 к стр. 544.

Публикуемый материал представляет собой машинописный текст, иллюстрированный фотографиями. Хранится он в Архиве АН СССР, р. 4, оп. 14, Д. 87.

¹ Стр. 552. В данном издании рис. 1, 3, 5, 8, 9 опущены.

Работа представляет собой доклад, сделанный М. К. Тихонравовым в 1934 г. на Всесоюзной конференции по изучению стратосферы (31 марта - 6 апреля 1934 г.). Печатается по тексту, опубликованному в сб.: «Труды Всесоюзной конференции по изучению стратосферы». М.- Л., 1935 г., стр. 839-847.

¹ Стр. 567. Исключение атмосферы как опорной среды для полета аппаратов с реактивным (ракетным) двигателем до К. Э. Циолковского было обосновано Ал. Федоровым в брошюре «Новый принцип воздухоплавания, исключающий атмосферу как опорную среду». СПб., 1896, а также другими авторами.

² Стр. 568. Идея использования крыльев для взлета и спуска ракеты получила практическое применение в СССР и за рубежом; см. помещенную в данном томе статью С. П. Королева «Крылатые ракеты ( краткий обзор работ, проводившихся в РНИИ в 1932 - 1938 гг.)».

³ Стр. 568. Речь идет об опытах Р. Годдарда, описанных в его работе «A Method of Reaching Extreme Altitudes». Washington, Published by the Smithsonian Institution, 1919 («Smithsonian Miscellaneous Collections», vol. 71, N 2).

⁴ Стр. 569. Точка зрения автора о роли и перспективах ракет подтвердилась полностью в дальнейшем; вместе с тем, исследования стратосферы и верхних слоев атмосферы (до 90-100 км) возможны также аппаратами типа Х-15 и гиперзвуковыми самолетами, снабженными прямоточными ВРД.

⁵ Стр. 569. Запуск первой в мире жидкостной ракеты конструкции Р. Годдарда был осуществлен 16 марта 1926 г.; в Европе первая жидкостная ракета конструкции Иоганнеса Виклера была запущена 14 марта 1931 г.; в СССР первая жидкостная ракета конструкции М. К. Тихонравова запущена 17 августа 1933 г.

⁶ Стр. 569. Инженер Р. Тилинг в 1931 г. создал и провел испытания пороховой ракеты с оригинальным посадочным устройством - двумя раскрывающимися стабилизаторами, обеспечивающими по окончании подъема ракеты планирующий спуск ее на Землю. Р. Тилинг погиб вместе с двумя сотрудниками 11 октября 1933 г. в своей лаборатории в Аренсхорсте при взрыве пороховой смеси.

⁷ Стр. 570. На Берлинском ракетодроме в 1930-1933 г. проводились эксперименты по запуску ракет на жидком топливе и испытанию ракетных двигателей на стенде. Ракетодром был основан в сентябре 1930 г. К концу 1933 г. на нем было осуществлено более 80 запусков ракет и более 250 стендовых испытаний двигателей. В частности в ракете «Мирак-3», сконструированной инженерами Р. Небелем и К. Риделем, в качестве окислителя применялся жидкий кислород, в качестве горючего - бензин. Позднее был сделан вывод о целесообразности замены бензина в качестве горючего 60%-ным спиртом и использовании последнего для принудительного охлаждения камеры сгорания.

⁸ Стр. 574. Впервые высоты в 100 км и более были достигнуты немецкими ракетами «А-4» конструкции Вернера фон Брауна в 1942-1943 гг.

⁹ Стр. 574. Более подробно эти вопросы рассмотрены в книгах: М. К. Тихонравов. Ракетная техника. М., 1935, стр. 15-24; Г. Э. Лангемак и В. П. Глушко. Ракеты, их устройство и применение. М. - Л., 1935, стр. 82-84.

¹⁰ Стр. 575. Впервые вопросы о наивыгоднейшей ракете ставились и решались различными методами Р. Годдардом - США («A method of reaching extreme altitudes», 1919), Г. Гамелем - Германия («Über eine mit dem Problem der Rakete zusammenhängende Aufgade der Variationsrechnung», 1927), Г. Обертом - Германия («Die Rakete zu den Planetenräumen», 1923), К. Э. Циолковским и др.

¹¹ Стр. 575. Автор статьи имел здесь в виду Реактивный научно-исследовательский институт. Следует отметить, что отдел стратосферных ракет в РНИИ так и не был организован.

Статья была написана по материалам доклада, прочитанного автором 3 марта 1935 г. на конференции по применению реактивных летательных аппаратов к освоению стратосферы, созванной РНИИ и Стратосферным комитетом АВИАВНИТО. Впервые опубликована в сб. «Ракетная техника», 1936, вып. 1, стр. 18-33.

¹ Стр. 576. Современные РДТТ в одной камере развивают большую тягу, чем ЖРД.

² Стр. 576. В те годы, в основном за рубежом, широко было распространено мнение о возможности применения ракетных двигателей на автомобилях, дрезинах, санях. Как правило, все эксперименты, проводившиеся в этих направлениях, заканчивались неудачей.

³ Стр. 578. Здесь автор сравнивает полетный (тяговый) к.п.д. ракетного двигателя с к.п.д. воздушного винта.

⁴ Стр. 578. В 30-х гг. было распространено мнение об обязательном спасении всей ракеты, запущенной для исследовательских целей в стратосферу. Впоследствии, по мере накопления опыта в экспериментальных исследованиях по освоению стратосферы, наметился переход к спасению только части ракеты в виде полезного груза (контейнера с приборами) или к спасению регистрирующей аппаратуры, зафиксировавшей результаты исследований, или к передаче результатов измерений по радио.

⁵ Стр. 578. См. комм. 6 к стр. 569.

⁶ Стр. 579. Речь идет о работах итальянского ученого Дж. А. Крокко.

⁷ Стр. 579. См. комм. 10 к стр. 41.

⁸ Стр. 579. Первая советская двухступенчатая ракета с воздушно-реактивным двигателем конструкции И. А. Меркулова была испытана 19 мая 1939 г.

⁹ Стр. 579. Такое сравнение неправомерно, так как воздух не запасается на борту аппарата, тогда как окислитель обязательно должен быть на ракете.

¹⁰ Стр. 580. Рекорд высоты подъема был достигнут в 1933 г. стратостатом «СССР-1».

¹¹ Стр. 580. В настоящее время рекордная высота подъема самолета с ракетным двигателем достигла 106-108 км (Х-15 США).

¹² Стр. 583. Скорость истечения в действительности в настоящее время существенно больше.

¹³ Стр. 587. Не только конструкция, но и, при прочих равных условиях, топливо.

Первая статья М. К. Тихонравова по устойчивости вертикального полета ракеты была впервые опубликована в 1935 г. в сб. «Реактивное движение» (стр. 53-63), Вторая статья по данному вопросу была напечатана в 1938 г. в сб. № 3 «Реактивное движение» (стр. 67-71).

¹ Стр. 596. Анализ вопросов, связанных с устойчивостью движения оперенной ракеты в атмосфере, приведенный в данной статье, явился первой публикацией в советской научно-технической литературе на эту тему.

² Стр. 600. Для случая | а |< | b | .

³ Стр. 605. Ракеты «Репульсор» были сконструированы под руководством члена «Немецкого ракетного общества» инженера К. Риделя. Название «Репульсор» было заимствовано из романа К. Лассвитца «На двух планетах», чтобы избежать слова «ракета», так как под последним в то время подразумевалась только пороховая ракета. В ракетах «Репульсор» использовались в качестве топлива бензин и кислород. В 1931-1933 гг. было разработано четыре модели ракеты. Большинство запусков различных модификаций ракеты показало ее неустойчивость в полете.

¹ Стр. 608. См. стр. 596 данного сборника.

² Стр. 611. См. стр. 598.

Статья впервые была опубликована в сб. № 2 «Реактивное движение», 1936, стр. 109-140.

¹ Стр. 614. Библиография по межпланетным сообщениям помещена в кн.: Н. А. Рынин. «Межпланетные сообщения», вып. 5, 1929, стр. 62-63, и вып. 9, 1932, стр. 152-189.

² Стр. 617. Как показала практика, этот вес значительно преуменьшен.

³ Стр. 619. В настоящее время изготовление зеркала («солнечного паруса») для регулируемого движения космического аппарата вне поле земного тяготения считается технически выполнимым. Ускорение аппарата при развитой поверхности зеркала получается малым (10^-4 ÷ 10^-5 g), но оно действует постоянно.

⁴ Стр. 621. м cв - международная свеча.

⁵ Стр. 622. Здесь автор приводит малые калории.

⁶ Стр. 628. Такое резкое уменьшение температуры газов в камере сгорания в настоящее время не может быть признано целесообразным ни с термодинамической, ни с экономической точек зрения.

⁷ Стр. 628. Вся эта схема представляется громоздкой и до настоящего времени мало перспективной.

⁸ Стр. 632. Статья В. С. Зуева «О вертикальном полете ракеты» опубликована в сб. «Реактивное движение», 1936, № 2, стр. 32-61.

⁹ Стр. 632. См. также сб. «Пионеры ракетной техники», 1964, стр. 537- 598.

¹⁰ Стр. 635. Это предположение не оправдано, так как необходимо учитывать предстартовое время, которое при залитых полностью баках по различным причинам может быть достаточно продолжительным, и, кроме того, баки органически составляют корпус ракеты.

¹¹ Стр. 636. Недостаточным является и вес 2280 кг, подсчитанный автором.

¹² Стр. 613. Н₄ собственно уже представляет гелий (Не).

¹³ Стр. 645. Развитие ракетно-космической техники показало, что полет на Луну и возвращение пилотируемого космического корабля на Землю осуществляется на химической энергии ракетного топлива.

Статья была впервые опубликована в 1937 г. в сб. «Ракетная техника», вып. 5, стр. 151-155.

¹ Стр. 646. Идеи использования примесей в топливе ракетного двигателя в виде твердых продуктов - металлов - для повышения скорости истечения применительно к ЖРД в СССР впервые были выдвинуты В. П. Глушко, Ф. А. Цандером и Ю. В. Кондратюком.

² Стр. 646. Здесь автор делает допущение, далекое от действительности, что за 1 сек из камеры через сопло вытекают газы, объем которых равен объему камеры U; однако такое допущение на результат не должно оказать влияния.

Статья была впервые опубликована в сб. «Ракетная техника», 1938, вып. 7, стр. 129-173.

¹ Стр. 652. К 1938 г. в СССР была проделана большая работа по созданию жидкостных ракетных двигателей. Были созданы двигатели В. П. Глушко, Ф. А. Цандером, М. К. Тихонравовым, Л. С. Душкиным и другими, однако мнение М. К. Тихонравова о необходимости дальнейшего совершенствования двигателей было вполне обоснованным.

² Стр. 653. 24 апреля 1936 г. состоялся запуск самой большой и мощной ракеты своего времени - стратосферной ракеты «Авиавнито». В ракете был использован жидкостный ракетный двигатель «12к» с тягой до 300 кг и продолжительностью работы 60 сек, работавший на жидком кислороде и 96%-ном этиловом спирте.

³ Стр. 666. Такая сильная зависимость удельной тяги от объема камеры сгорания может быть объяснена лишь неодинаковостью процессов смесеобразования, сгорания и охлаждения.

⁴ Стр. 673. Низкочастотная вибрация, которая наблюдалась автором, в настоящее время изучена детально. Отсутствие колебания в величине тяги в опытах автора объясняется инерционностью тягомера при небольшой амплитуде и частоте колебаний.

⁵ Стр. 679. Влияет не только скорость охлаждающей жидкости, но и увеличение эффективной поверхности охлаждения.

⁶ Стр. 684. Расчеты автора очень приближенные. Нет необходимости охлаждать ЖРД на жидком кислороде и спирте обоими компонентами.

⁷ Стр. 692. Низкочастотные колебания возникают при уменьшении расчетного давления в камере.

Статья была написана М. К. Тихонравовым в соавторстве с инженером П. И. Ивановым. Впервые напечатана в сб. «Реактивное движение», 1938, № 3, стр. 54-66.

¹ Стр. 696. См. стр. 694 настоящего сборника.

² Стр. 706. Автор здесь имеет в виду вытеснительную систему подачи топлива. Для ракетных двигателей больших и средних значений тяги мнение автора справедливо; в ракетных двигателях небольшой тяги предпочтительнее вытеснительная система подачи (большая простота и меньший вес).