Известный с давних пор принцип действия ракеты, однако, никогда не находил широкого практического применения. Лишь за последние годы, вследствие излагаемых далее обстоятельств, ракета получила признание (правда, лишь частичное и не всегда заслуженное) в качестве исключительного и незаменимого средства для высотных и сверхвысотных полетов и достижения огромнейших скоростей.

Понятно, что смысл всех работ, ведущихся в этой области в империалистических странах, заключается в том, чтобы как можно шире использовать ракетные летательные аппараты для целей войны и разрушения.

К сожалению то, что до сих пор было написано о ракетах и ракетной технике, по большей части настолько далеко от истины, что трудно разобраться и отличить фантазию на межпланетные темы от действительных, реальных возможностей. Знать же эти возможности и изучать их нам надо не только для того, чтобы избежать всевозможных сюрпризов и неожиданностей, но и потому, что в СССР несомненно ракета найдет широкое и благодарное поле мирной деятельности на пользу социалистическому строительству^[1].

Цель настоящей работы заключается в том, чтобы кратко, в популярной описательной форме изложить принцип действия и устройство некоторых существующих систем ракетных двигателей и аппаратов.

Так как среди всех работ наибольший интерес представляют полеты в стратосфере^[2], то этому вопросу уделено наибольшее внимание.

Глава IV, содержащая элементарные сведения по расчету ракетных агрегатов, при желании может быть пропущена без нарушения цельности изложения.

Инж. С. Королев.

Вопрос о быстром транспорте всегда привлекал внимание людей, и над ним с давних пор работает целая армия работников науки и техники.

Несомненно, что возможность передвижения по воздуху была едва ли не самой заманчивой.

Развитие авиации произошло в исключительно короткий срок. От первых, неуверенных шагов, от полетов пионеров авиации до густой сети воздушных путей, опоясавших весь земной шар, от неуклюжего «аэроплана» до современного самолета, являющегося одной из самых совершенных машин нашего времени, прошло всего три десятка лет.

В первую очередь, как всякое новейшее открытие техники, авиация была использована капитализмом для военных целей. Если еще в начале мировой войны авиации пе придавали особенно серьезного значения, то уже к концу ее самолеты стали играть во всех боевых действиях весьма значительную роль. Дальнейшее развитие и усовершенствование авиационной техники привело к тому, что в настоящее время авиация стала одним из самых мощных средств борьбы.

Требования к боевым самолетам неуклонно повышаются. Если во время мировой войны одной из главнейших задач авиации была разведка фронта и близлежащей полосы, то сейчас самолет должен выполнять многочисленные, весьма разнообразные и сложные функции.

Самолет должен для производства той же разведки проникнуть в глубокий тыл противника и там производить самые исчерпывающие наблюдения. Самолет должен выдерживать бой с самолетами противника, уйти от огня артиллерии и, находясь в тылу у противника, производить разрушение соответствующих объектов и многое другое.

С каждым днем быстро растут качественные показатели авиации. Увеличиваются скорость полета, высота, дальность, совершенствуются средства вооружения и оборудования самолетов, техника пилотирования и пр.

Авиация становится в капиталистических странах избранным средством для широкого осуществления империалистических замыслов, а для нас — надежнейшим средством защиты наших границ.

Расширение границ применения авиации в военном деле и все увеличивающиеся эксплуатационные и летно-технические требования к самолетам способствовали непрерывному повышению летных качеств последних и в частности увеличению высоты полета. Известное влияние на увеличение высоты полета, несомненно, имел и быстрый рост средств противовоздушной обороны. В настоящее время зенитная артиллерия достигла значительных успехов как в смысле досягаемости цели по высоте, так и в отношении меткости стрельбы. Осуществлен целый ряд приборов, позволяющих заранее заметить приближение неприятельского самолета и т. д.

При полете на высоте 7000-10000 м и выше самолет с земли не виден и не слышен. Кроме того, при полете на такой высоте, применяя специальные высотные моторы, самолет благодаря разреженности воздуха может достичь весьма значительных скоростей полета.

Отсюда очевидна исключительная роль высотного самолета в смысле внезапности его появления и нападения^[3]. В этом случае наблюдение или борьба с воздушным противником будут очень затруднительными или совсем невозможными.

В настоящий момент трудно исчерпывающим образом определить тактику и все способы использования стратопланов в военном деле, но можно предполагать, что одновременно с созданием высотных самолетов будут разработаны и соответствующие типы вооружения, например для бомбометания со значительных высот, для производства высотной фотосъемки, визуального наблюдения и т. д.

Возможность воздушного боя стратопланов является сомнительной, так как будет весьма трудно обнаружить и атаковать противника, летящего с большой скоростью на огромной высоте. По этим же причинам будет затруднено или даже невозможно наблюдение за стратопланом с земли^[4].

Из всего сказанного достаточно очевидна громадная роль высотного самолета в военном деле.

Капиталистический мир лихорадочно готовится к новой мировой бойне, используя для этого все последние достижения техники. Во многих странах ведутся работы над высотными самолетами — стратопланами. Ряд таких машин уже построен и находится в стадии испытаний (самолеты Фармана — Франция, Юнкерса — Германия и др.). Попутно с этими работами разрешается и широкий круг сопутствующих вопросов, могущих найти самое разнообразное применение как в военном деле, так и для мирных целей. Да и сам по себе стратоплан является очень заманчивым средством передвижения будущего и, разумеется, может найти самое широкое применение в хозяйственной и промышленной жизни.

Но для империалистов стратоплан является прежде всего и главным образом новым усовершенствованным средством войны и нападения. Всякие попытки применить какую-либо новую техническую мысль не для военных целей обречены на неудачу и тонут в хаосе капиталистического кризиса.

Только СССР, неуклонно проводящий твердую политику мира и непрестанно повышающий свою мощь, может достаточно широко, научно и организованно разрешить такую громаднейшую проблему, как изучение и завоевание стратосферы. При этом стратоплан является тем новым видом сверхбыстрого транспорта, который так необходим в условиях громаднейших расстояний Советского Союза.

Ясно, что весьма важной и первоочередной задачей является изучение той области, где мы хотим летать и которую называем стратосферой. Кроме того, изучение стратосферы само по себе представляет значительный интерес для народного хозяйства и для разрешения целого ряда научных проблем.

В стратосфере можно решить обширный круг вопросов из области аэрологии, ядерной физики, исследовать явление так называемых космических лучей, решить многочисленные задачи из области аэродинамики больших скоростей и т. д.

Взять хотя бы аэрологию. До сих пор существуют противоречивые мнения относительно влияния процессов, происходящих в стратосфере, на изменения погоды и на явления, совершающиеся в атмосфере, непосредственно окружающей земную поверхность.

Известно, что с подъемом на высоту падение температуры воздуха составляет около 6° на 1000 м. Таким образом, на высоте 10 000 м температура будет около 50° ниже нуля. Предполагают, однако, что с дальнейшим подъемом на высоту падение температуры воздуха замедляется, а затем, по-видимому, происходит даже ее нарастание (см. диаграмму — рис. 1)^[5]. Недостаточно изучено и строение высших слоев атмосферы. Считают, что в стратосфере процессы перемешивания значительно слабее, чем у земли, и поэтому более легкие газы располагаются выше тяжелых в виде слоев с преобладанием соответствующего газа в каждом из них. Неоднократно различными учеными делались попытки определить состав воздуха на больших высотах, но результаты этих исследований очень разноречивы и малодостоверны^[6]. Само собой разумеется, что они нуждались в практической проверке и что полное подтверждение их можно получить только взяв пробу стратосферного воздуха и исследовав ее.

Остановимся кратко еще на одном вопросе, а именно: громаднейший интерес представляет пока еще почти не изученное явление так называемых космических лучей.

Земную атмосферу пронизывает много различных излучений. Здесь и гамма-лучи, идущие от радиоактивных веществ, находящихся на поверхности земли, и ультрафиолетовые, и инфракрасные лучи и т. д. А около 20 лет назад случайно был открыт новый вид излучения — космические лучи. Известно, что гамма-лучи постепенно поглощаются атмосферой. Поэтому можно было предполагать, что на некоторой высоте излучение достигает ничтожной, практически незаметной величины. Однако эти ожидания не оправдались, и ряд ученых, совершивших полеты на аэростатах (Геккель, Кольгератер, Милликен и др.), еще в 1910-1914 гг. и после мировой войны обнаружили с подъемом на высоту появление какого-то дополнительного излучения. К сожалению, наука еще не может дать точного ответа на вопрос, что же представляют собой космические лучи и каковы причины их возникновения. На всесоюзной конференции по изучению стратосферы, состоявшейся в Ленинграде в 1934 г., было высказано предположение, что образование космических лучей происходит как следствие каких-то процессов, происходящих вне Солнечной системы, в Галактике, на расстоянии 200 млн. световых лет от Земли. Возможно, что космические лучи появляются в результате сложных процессов с участием коротковолновой лучистой энергии и быстро летящих частиц, заряженных электричеством. Энергия одного импульса космических лучей в миллиарды раз больше энергии световых и в тысячи раз превосходит энергию радиоактивных веществ. По приблизительным подсчетам космические лучи несут на Землю в течение секунды 2,4 млрд. л. с. энергии^[7]. Для разрушений ядер атомов применялось напряжение в несколько миллионов вольт. Очевидно, что для образования космических лучей потребовалось бы воспроизвести какие-то исключительно мощные процессы с участием электричества, которые и происходят где-то в мировом пространстве. Интенсивность космических лучей увеличивается в десятки и сотни раз при подъеме на высоту (см. рис. 1). Поэтому наиболее благоприятные условия для их изучения, а также для исследования влияния их как на различного рода процессы и явления, так и на организм человека будут находиться на очень больших высотах, т. е. в стратосфере.

Рис. 1. Строение стратосферы

Существует много самых разнообразных методов для наблюдения и изучения тех или иных явлений или процессов, которые происходят в стратосфере. За последнее десятилетие было произведено значительное количество таких опытов.

Все применявшиеся до сих пор методы изучения явлений, происходящих в стратосфере, ее строения и присущих ей свойств можно подразделить в общем на две группы: первая группа — это косвенные методы и вторая — прямые методы изучения стратосферы.

К первой группе относятся опыты распространения звуковых волн, воспроизводимых специальными взрывами. Взрывы фиксируются в различных пунктах.

Скорость распространения звука в зависимости от температуры воздуха равна 300-350 м/сек. Кроме того при прохождении из теплого слоя воздуха в холодный звуковой луч преломляется. Это позволяет использовать звуковой луч как своеобразный термометр и по скорости распространения звука путем соответствующих вычислений найти температуру стратосферы.

Если опыты с распространением звуковых волн одновременно поставить во взаимнообратных направлениях, то предполагают, что по разнице в скорости распространения звука можно вычислить слагающую скорости ветра в стратосфере в направлении распространения звуковых волн.

Путем наблюдения различных оптических явлений, происходящих в стратосфере, как-то: явления сумерек, полярных сияний, светящихся облаков и т. д., был получен ряд важных сведений о стратосфере и в частности данные о характере изменения температуры. На диаграмме (рис. 1) приведены кривые изменения температуры с высотой, построенные на основании: одна — акустических методов наблюдения и другая — оптических.

Разнообразные наблюдения можно произвести, изучая происходящие в стратосфере электрические явления. Атмосферные разряды вызывают треск и шум в радиоприемнике. Определяя интенсивность помех и откуда они приходят, можно заранее проследить за образованием и продвижением циклонов, зарождающихся даже на очень значительных расстояниях от места наблюдения.

Изучение распространения радиоволн показало, что верхние слои атмосферы имеют на прохождение волн большое влияние. Оказывается, что слои стратосферы, начиная с некоторой высоты, сильно ионизированы и содержат в себе большое количество заряженных частиц. Благодаря этому и возможно распространение радиоволн на значительные расстояния, так как достигая при своем распространении верхних слоев атмосферы, они частично поглощаются, а частично преломляются, отражаются и огибают кривизну земного шара.

Для наблюдения за различными изменениями в состоянии стратосферы применяется метод, называемый радиоэхо. Заключается он в том, что передающая радиостанция посылает кратковременный сигнал, который, достигая ионизированных слоев, отражается и возвращается назад, на Землю, в виде эха. Зная время прохождения сигнала вверх и обратно, можно определить высоту отражения и, следовательно, наличие и высоту расположения ионизированных слоев. Можно измерить плотность ионизации этих слоев и узнать распределение давлений в различных областях стратосферы.

Ведя подобные наблюдения систематически в разное время дня и в разных пунктах, можно составить представление о происходящих в стратосфере изменениях.

Перечисленные методы и ряд других аналогичных опытов все же не дают достаточно исчерпывающего и всегда достоверного результата того или иного наблюдения. Естественно, что для большей верности и полноты изучения явлений, происходящих в стратосфере, необходимо поднять на большие высоты если не живого наблюдателя, то соответствующие приборы и непосредственно на месте произвести отсчеты, записи и пр.

Для этой цели в настоящее время широко применяются изобретенные советским ученым профессором Молчановым шары-радиозонды, которые поднимают регистрирующие приборы на высоту до 30 км. Показания приборов сейчас же автоматически передаются по радио на Землю. Это позволяет с большой простотой и надежностью производить наблюдения вне зависимости от того, где впоследствии опустятся приборы и будут ли они вообще найдены. Наблюдения, произведенные при помощи шаров-радиозондов, дали возможность систематически изучать жизнь стратосферы.

Но как бы совершенны ни были применяемые нами приборы и методы наблюдения, все же наиболее полных и ценных результатов можно ожидать, если удастся организовать подъем и работу летающей лаборатории. Такой лабораторией пока являются стратостаты, а в дальнейшем будут стратопланы.

Подъем советских стратостатов дал громадный научный материал и позволил произвести ряд ценных наблюдений, и на сегодняшний день стратостаты являются одним из наиболее реальных средств для изучения стратосферы. Это объясняется тем, что полет стратостата, хотя и не является особенно простым делом, но во всяком случае есть дело сегодняшнего дня.

Целый ряд полетов в стратосферу уже совершен на стратостатах, в том числе и советских, поставивших пока еще никем не превзойденный рекорд высоты подъема. Наблюдатель, находящийся в кабине стратостата, имеет возможность в течение продолжительного времени вести всевозможные научные наблюдения, отсчеты, записи, производить фотосъемку, притом имея возможность все это проделывать на разных высотах.

Параллельно решается ряд технических и физиологических вопросов, связанных с длительным пребыванием в стратосфере человека.

К числу недостатков стратостатов, а равно и радиозондов, следует отнести все же ограниченную высоту подъема.

На Всесоюзной конференции по стратосфере высказывались предположения, что предельной высотой подъема стратостата может быть высота 30 -35 км^[7]. Кроме того стратостат лишен возможности передвижения в желаемом направлении, и маневренность, и скорость его невелики.

С этой точки зрения стратоплан с высотным авиамотором или ракетным двигателем возможно и окажется как раз тем аппаратом, который позволит наиболее полно изучить явления, происходящие на высотах, значительно больших, чем 30 км, и откроет все тайны стратосферы.

С подъемом на высоту плотность воздуха непрерывно уменьшается. Так, на высоте 10 000 м она составляет около 34%, а на высоте 20 000 м — только 7% земной плотности^[9].

Полет высотного самолета возможен даже при самой незначительной плотности окружающей среды, но только при условии, что он будет происходить со значительной скоростью. Чем меньше плотность воздуха, окружающего летящий на высоте самолет, тем с большей скоростью должен лететь последний, для того чтобы выдержать горизонтальную траекторию полета. Основное затруднение при этом состоит в том, что с подъемом на высоту вследствие уменьшения плотности воздуха, а следовательно, и уменьшения количества попадающего в мотор кислорода мощность его падает и притом тем быстрее, чем больше уменьшается плотность окружающей среды.

Таким образом, для того чтобы лететь на высоте горизонтально, самолет должен развить большую скорость, но мощности его мотора для этого не хватает, несмотря на уменьшение сопротивления воздуха.

На рис. 2 графически изображено изменение плотности воздуха и мощности мотора без нагнетателя и с нагнетателем в зависимости от высоты полета. По горизонтальной оси вверху этой диаграммы отложены значения плотности воздуха, а внизу — мощности мотора. На вертикальной оси нанесены значения высоты полета. Из рассмотрения рис. 2 видно, что если на уровне земли мы имели мотор полной мощности, например в 1000 л. с. (кривая I), то уже на высоте 4000 м мощность его составит только около 600 л. с. (или 60% от земной мощности), на высоте 12 000 м — 200 л. с. (20%) и далее падает до нуля. На этих же высотах уменьшение плотности воздуха будет соответственно меньшим (см. кривую II), и если у земли мы принимали Δ = 1, то на высоте 4000 м Δ = 0,669 (66,9%) и на высоте 12 000 м Δ = 0,253 (25,3%).

В современных самолетах сохранение мощности достигается устройством у моторов специальных нагнетателей, действующих от самого мотора.

Надо сказать, что устройство подобного высотного двигателя в целом получается достаточно сложным. Из-за конструктивных и эксплуатационных затруднений нельзя осуществить один нагнетатель для мотора, который сохранял бы его мощность до высоты, скажем, 15 000-18 000 м. Поэтому ставят так называемые многоступенчатые нагнетатели. Включая первую ступень, сохраняют мощность мотора до высоты около 5000 м, включая последующие — до высоты 10 000-15 000 м. Рис. 3 показывает характер изменения мощности мотора с многоступенчатым нагнетателем в зависимости от высоты полета.

Рис. 2. Изменение плотности воздуха и мощности с высотой	Рис. 3. Изменение мощности мотора с многоступенчатым нагнетателем с высотой

В настоящее время есть уже осуществленные конструкции моторов с трехступенчатым нагнетателем, позволяющим сохранять мощность теоретически до высоты 15-18 км. Но необычайная техническая трудность создания высотного мотора с многоступенчатым нагнетателем является причиной того, что ряд фирм, работающих уже много лет над высотными моторами и самолетами, все еще не добился достаточно удовлетворительных результатов.

На осуществление высотного полета значительно влияют еще и другие различные факторы.

Так, при высотных полетах очень невыгодно применение обычного винта, из-за того что в разреженном воздухе, на высоте, он дает недопустимо большие обороты. Если же винт специально подобрать для работы в разреженной среде, то он недодает значительное число оборотов при работе у земли.

Для того чтобы добиться более или менее удовлетворительного коэффициента полезного действия винта при всяких условиях, применяют винты с поворачивающимися в полете лопастями. Такие винты сложны и тяжелы.

Рис. 4. Изменение сопротивления воздуха с ростом скорости самолета

Затруднительным является также вопрос охлаждения моторной установки. Как это ни странно на первый взгляд, но в стратосфере, в условиях очень низких температур, необходимы очень большие поверхности охлаждения и специальные радиаторы для охлаждения подаваемого в мотор воздуха.

Обратимся теперь к рассмотрению скоростей, которые могут быть получены при полете высотного самолета. Вначале нами уже было указано, что одним из основных преимуществ полета на высоте является возможность достижения неосуществимых у земли громаднейших скоростей.

При полете самолета сопротивление воздуха возрастает пропорционально квадрату скорости движения машины (рис. 4, кривая /). Однако такая зависимость будет справедлива до скорости порядка 240 м/сек (860 км/час). После этой величина, т. е. когда полет будет происходить с еще большими скоростями, сопротивление воздуха продвижению самолета будет увеличиваться уже по другому закону и гораздо энергичнее (рис.4, кривая II). Поэтому для достижения скоростей, превосходящих 860 км/час, потребуется значительно бóльшая мощность моторной установки самолета. Если же полет вынести на высоту, то благодаря разреженности среды, несмотря на то, что с увеличением скорости сопротивление, как мы уже говорили, быстро возрастает, для полета потребуется значительно меньшая мощность.

В табл. 1 приведены цифровые данные, наглядно показывающие всю выгодность скоростного полета на высоте по сравнению с таким же полетом у земли.

Таблица 1 Скорость полета, м/сек Потребная мощность у земли, л. с. Потребная мощность на высоте, л. с. Полет необходимо производить на высоте, м 240 280 350 1000 6 000 12 000 30 000 - 980 1500 2000 6000 15 000 19 000 22 000 30 000

Таблица составлена для одного из гоночных рекордных гидросамолетов, участника международных состязаний на скорость полета (на кубок Шнейдера).

Рис. 5. Изменение скорости полета с высотой

Для каждого значения выбранной скорости вычисление потребной мощности производилось дважды: один раз при полете непосредственно у земли, а затем на такой высоте, где для получения заданной скорости нужно затратить наименьшую мощность. Если бы мы захотели развить скорость 1000 м/сек, то для этого нам необходимо было бы подняться на высоту 30 км и развить там мощность около 6000 л. с.

Понятно, что осуществить у самолета моторную установку в 30 000 л. с. (для достижения у земли скорости 350 м/сек или 1250 км/час) и уложиться при этом в вес и габариты одноместного гоночного самолета невозможно, несмотря ни на какие сколь угодно блестящие достижения авиационной техники. А величины уже полученных рекордными самолетами скоростей полета у земли достигают около 700 км/час (195 м/сек), т. е. уже очень близко подходят к указанному нами пределу 240 м/сек, начиная с которого потребуется громадное увеличение мощности.

На рис. 5 (кривая I) показано теоретическое увеличение скорости полета на разных высотах за счет уменьшения плотности воздуха. На самом же деле, так как мощность мотора с высотой падает быстрее, чем уменьшается сопротивление (возрастающее с увеличением скорости), изменение скорости происходит так, как это изображено на кривой II.

Кривая II построена для условно выбранного нами в качестве примера одноместного самолета с полетным весом 1300 кг в случае его полета с невысотным мотором.

Если на тот же самолет поставить мотор, снабженный нагнетателем, то изменение скоростей будет происходить примерно так, как показано на кривой III. В этом случае мы видим, что скорость полета с подъемом начинает расти, достигает на некоторой высоте своего максимума и затем при дальнейшем подъеме вследствие уже недостаточности имеющегося нагнетателя падает *.

* На I Всесоюзной конференции по изучению стратосферы скорость в 700 км/час называлась как предельная достижимая для стратопланов с винтомоторной группой.

Среди всех средств изучения и завоевания стратосферы едва ли не первое место должно принадлежать высотному самолету — стратоплану. Как бы ни были просты различные косвенные методы наблюдений, как бы ни были доступны полеты шаров-зондов и интересны полеты стратостатов, но наиболее заманчивым, наиболее важным является полет человека в таком аппарате, который мог бы свободно прорезать необъятные просторы стратосферы в желаемом направлении.

Только такой полет, не связанный никакими ограничениями, будет означать действительную победу над стихией.

Военные требования, предъявляемые к современным самолетам, также совершенно определенно заставляют работать над все большим увеличением высоты полета с созданием специализированного высотного самолета и мотора.

Большая скорость полета становится неотъемлемым качеством современного самолета. И как мы уже видели, авиационная техника уже вплотную подошла к пределу достижимого. Для того чтобы еще больше увеличить скорость полета, нужно летать на больших высотах ^[10].

Если обратиться к существующим в настоящее время высотным самолетам, снабженным специальной винтомоторной установкой, если проанализировать дальнейшие перспективы развития подобного самолета, то можно установить, что последний сейчас ни одной из поставленных задач в достаточной степени не решает и в дальнейшем вряд ли сможет решить.

Область применения самолетов с нагнетателями и винтами с поворотными лопастями лежит в пределах до 20 000 м, т. е. фактически в самом низу, у истоков стратосферы.

Большая конструктивная и эксплуатационная сложность создания моторной установки для работы на больших высотах, значительные потери мощности на самый нагнетатель и другие вспомогательные агрегаты мотора, потери винта, охлаждения и пр.— все это ставит определенный и очень низкий предел высоты, достигаемой таким стратопланом.

Если бы удалось осуществить двигатель, который не терял бы своей мощности при подъеме на сколь угодно большую высоту, то самолет с этим мотором легко мог бы развить громаднейшие скорости, совершая полет в самых разреженных слоях атмосферы, на высоте десятков, может быть сотен и более километров. На рис. 5 (кривая IV) показано изменение скорости полета стратоплана, снабженного двигателем, имеющим неизменную тягу вне зависимости от высоты полета. Как видно из чертежа, скорость непрерывно растет с подъемом на высоту. Такой стратоплан мог бы свободно летать в стратосфере.

Ракетные моторы как раз являются теми двигателями, мощность которых не уменьшается с высотой. И потому, что в самой идее, в самом принципе действия ракетных моторов заложены все данные для работы именно на больших, далеко превосходящих земные величины скоростях, именно поэтому они являются типом сверхвысотных двигателей.

Будущее, прогресс, дальнейшие успехи авиации находятся на высотах стратосферы.

Но для того чтобы эти высоты взять, надо создать легкий, надежно работающий и мощный ракетный мотор.

Появление ракет относится к глубокой древности. Несколько тысяч лет назад в Китае во время войн употреблялись «огненные стрелы». В качестве начинки применялся изобретенный китайцами задолго до его открытия в Европе пороховой состав^[11].

В Европе ракета появляется около 400-х годов общепринятого летоисчисления. Есть отрывочные сведения о том, что ракеты применялись для поджога неприятельских лагерей в средневековых войнах, а также в XVIII в. в Индии, где английский генерал Конгрев[^12] добился дальности полета ракет около 3 км.

В 1881 г. русский революционер Н. И. Кибальчич, находясь в тюремном заключении, разработал проект ракетного аппарата. После казни Кибальчича его проект остался в архивах жандармерии^[13].

Основоположником и теоретиком ракетного полета справедливо считается Константин Эдуардович Циолковский, наш русский ученый, известный своими работами в различных областях науки.

Его первые работы по ракетному полету относятся еще к 1903 г., когда было опубликовано его «Исследование мировых пространств реактивными приборами» («Научное обозрение», 1903, № 5). Им заложены основы теории ракетного полета, дан ряд проектов ракетных летательных аппаратов и исследованы многочисленные вопросы, связанные с полетом человека на больших высотах и в космическом пространстве.

Всем известны, конечно, работы К. Э. Циолковского над созданием цельнометаллического дирижабля. Однако лишь после Октябрьской революции эти его работы, а равно проблема полета при помощи ракетных аппаратов, стали разрабатываться и осуществляться. Несмотря на преклонный возраст и большую занятость, К. Э. Циолковский и в настоящее время продолжает свои работы.

Ближайшим последователем идей К. Э. Циолковского и горячим сторонником и энтузиастом ракетного дела был высокоталантливый инженер-изобретатель Фридрих Артурович Цандер (1887-1933 гг.).

Благодаря его работам за последние 10 лет были созданы прототипы первых советских ракетных двигателей. Ф. А. Цандер умер в 1933 г., но сумел создать дружный коллектив работников, своих учеников и последователей^[14].

Почти одновременно с работами русских ученых над разрешением проблемы ракетного полета ведутся аналогичные работы и за рубежом. В 1913 г. Эсно-Пельтри (Франция) опубликовал теоретические труды по вопросам ракетного полета^[15]. Американский ученый Роберт Годдард, независимо от К. Э. Циолковского, в 1919 г. разработал теорию ракеты^[16]. Он же впервые подошел к разрешению проблемы экспериментальным путем, поставив ряд опытов^[17]. Немецкий ученый Герман Оберт в 1922 г. самостоятельно разработал ряд вопросов по теории ракетного полета и проделал практические работы и исследования. Оберт осуществил ряд своих конструкций ракетных моторов и аппаратов^[18].

Минувшее десятилетие не случайно протекало под знаком все увеличивающегося интереса к проблеме полета при помощи ракетных двигателей. В капиталистических странах стремление совершенствовать авиацию как оружие грядущих войн привело к усиленной работе над увеличением высоты и скорости полета самолетов. А эти задачи, как мы уже видели из предыдущего изложения, разрешаются только при полетах высоко над землей, в стратосфере.

Вот почему так быстро и так сильно возрос интерес к проблеме ракетных двигателей и летательных аппаратов, снабженных двигателями такого типа, так как только они смогут достичь сколько-нибудь значительных высот.

Принцип работы ракетного двигателя необычайно прост и заключается в следующем. При взрыве внутри замкнутого со всех сторон сосуда образовавшиеся газы оказывают одинаковое давление на все стенки последнего. Если же сделать отверстие, например, в нижней стенке сосуда, то через него газы будут вытекать до тех пор, пока давление в сосуде не сравняется с давлением наружного воздуха (рис. 6). При этом давление на боковые стенки сосуда будет взаимно уравновешено, а в направлении, обратном истечению газов, сосуд будет испытывать давление, под влиянием которого начнет двигаться.

Сила, которая будет действовать на наш сосуд в направлении, обратном направлению струи вытекающих газов, называется реактивной силой или силой тяги ракетного двигателя. Сосуд, в котором происходит процесс взрыва или сжигания, называется камерой сгорания. Отверстие в камере сгорания, предназначенное для истечения газов, обычно снабжается конусообразным соплом.

Рис. 6. Схема работы ракетного двигателя

В камеру сгорания можно заранее поместить взрывчатое или горючее вещество, которое, будучи зажжено, образует внутри камеры газ под большим давлением. При истечении газа через сопло в атмосферу как следствие появится реактивная сила, и если наша камера не закреплена, то она начнет под действием этой силы двигаться.

Таким простейшим типом ракетного аппарата является обыкновенная, хорошо всем знакомая фейерверочная ракета.

Если в камеру сгорания подавать все новые и новые порции взрывчатого или горючего вещества, то можно не ограничиться только одной кратковременной вспышкой, а достичь установившейся работы двигателя в течение некоторого промежутка времени.

Ракетный двигатель, подобно двигателю внутреннего сгорания, может при изменении подачи горючего состава по желанию своего водителя уменьшать или увеличивать интенсивность работы, может быть остановлен и легко запущен снова^[19].

Особенностью большинства ракетных двигателей является то, что горючий состав, на котором они работают, будь то порох или какие-то жидкие топлива, подается в камеру сгорания одновременно с окислителем, т. е. с веществом, содержащим необходимый для горения кислород.

Таким образом, работа ракетного двигателя не зависит от плотности окружающего воздуха и может происходить даже в безвоздушном пространстве. Поэтому ракетный двигатель и является наиболее приспособленным для работы в разреженных слоях атмосферы — в стратосфере.

Ракетные двигатели, которые в качестве окислителя берут кислород из окружающего воздуха (так называемые «воздушные» ракетные двигатели), хотя и зависят от плотности атмосферы и, следовательно, не могут работать в безвоздушном пространстве, благодаря получающимся при этом большим скоростям полета все же имеют значительно более высокий потолок, чем, скажем, высотные авиамоторы с нагнетателями.

На рис. 7 изображена простейшая схема ракетного двигателя на твердом горючем. В качестве такого горючего могут быть использованы порох в различных видах или иные горючие составы, выделяющие значительное количество газов. Двигатель представляет собой камеру сгорания с толстыми стальными стенками, рассчитанными на то, чтобы выдержать давление газов при взрыве. Горючий состав закладывается в камеру предварительно и затем воспламеняется при помощи электрического запала, зажигающего сперва воспламенитель, а затем уже основную массу заряда. При взрыве камера сгорания под действием реактивной силы начнет быстро двигаться в направлении стрелки. Если камера сгорания укреплена в системе какого-то прибора (снаряда или летательного аппарата с крыльями), то последний также начнет двигаться.

Рис. 7. Схема порохового ракетного двигателя

На рис. 8 дана схема простейшего ракетного двигателя, работающего на жидком топливе. Здесь в качестве топлива^[20] могут быть применены самые различные вещества, например бензин, спирт, керосин и другие. В качестве окислителя может быть взят жидкий кислород или воздух. Вводя в камеру сгорания одновременно в соответствующей пропорции топливо и окислитель и воспламеняя смесь, мы приводим наш ракетный двигатель в действие.

Питание двигателя на схеме (рис. 8) изображено следующим образом.

Топливо находится в одном баке, а окислитель — в другом. Баки через запорные краны соединяются трубками с форсунками, установленными на камере сгорания и распыляющими поступающую в них жидкость.

Для того чтобы подать жидкие компоненты (топливо и окислитель) в камеру сгорания под некоторым давлением (а во время работы в камере сгорания все время держится давление), применена следующая схема. Взят баллон со сжатым воздухом, соединенный через редукционный вентиль с баками горючего и окислителя. Отрегулировав редуктор на определенное нужное давление, начинают пускать сжатый воздух в баки. Благодаря этому, как только открываются краны и форсунки, горючее и окислитель выжимаются из баков и начинают поступать в камеру сгорания^[21]. От свечи и пускового магнето дается искра, которая воспламеняет имеющуюся в камере смесь, и двигатель начинает работать. Зажигание достаточно дать только в первый момент, а затем вновь поступающие порции топлива будут воспламеняться сами^[22]. Регулируя подачу жидких компонентов, можно по желанию изменять силу тяги двигателя и даже совсем его остановить.

Описанная нами схема жидкостного ракетного двигателя понятно является простейшей, популярной схемой. На самом деле устройство ракетного мотора и всех его агрегатов не так просто и требует ряда различных устройств, приборов и пр. Но при всем этом ракетный двигатель неизмеримо более прост и в постройке и в эксплуатации, чем любой из иных существующих систем двигателей. Достаточно указать хотя бы на полное отсутствие у ракетного двигателя вращающихся частей или деталей, требующих особо точной пригонки и т. п. ^[23]

Рис. 8. Схема жидкостного ракетного двигателя

Наиболее сложным вопросом в работе жидкостных ракетных двигателей является необходимость применять жидкие газы. Как мы уже говорили, большинство ракетных двигателей работает на подающейся непосредственно в камеру сгорания смеси топлива с окислителем. Благодаря этому работа двигателя не зависит от плотности окружающего воздуха и может происходить даже в очень разреженной атмосфере. Но так как для горения топлива в двигателе требуется значительное количество кислорода, особенно в случае необходимости получить большую силу тяги (мощные двигатели требуют большего его расхода), то не представляется возможным применять кислород в каком-либо ином виде, кроме жидкого.

Если подавать кислород в сжатом виде, то для этого потребуются компрессор громадной производительности, требующий для своей работы энергии какого-то двигателя, или же целая батарея кислородных баллонов. Понятно, что никакой летательный аппарат не сможет оторваться от Земли с подобной нагрузкой. Работа же с жидким кислородом или другими подобными по свойствам окислителями сопряжена с целым рядом серьезных затруднений и требует большой осторожности.

Применение жидкого кислорода позволяет ракетному двигателю работать, не теряя мощности, в сколь угодно разреженной среде. Более того: чем меньше плотность последней, тем более благоприятны условия для работы двигателя, так как уменьшается противодавление вытекающим газам. Однако и теоретические расчеты и затем подтвердившие их опыты и исследования дают нам не совсем благоприятную характеристику жидкостных ракетных двигателей в отношении количества расходуемой ими горючей смеси. Так, установлено, что сила тяги двигателя растет прямо пропорционально количеству сжигаемого топлива, т. е. чем большую мы хотим получить силу тяги, тем большее количество топлива (горючего и окислителя) надо сжечь в 1 сек в камере сгорания. Кроме того, жидкий кислород сам по себе имеет довольно значительный удельный вес (1, 135). Поэтому всякий жидкостный ракетный двигатель требует для своей работы большого количества тяжелого топлива. Если обратиться к двигателям внутреннего сгорания, то у них в этом отношении дело обстоит значительно лучше. В качестве горючего они употребляют бензин, расход которого составляет у современных типов 220-250 г на 1 л. с. в час, а кислород берется из окружающего воздуха. При ракетном же двигателе в дополнение к горючему надо брать и жидкий кислород. Все это побудило искать какие-то новые пути. Как на один из них можно указать на сравнительно недавно предложенный Лореном новый тип двигателя, так называемый воздушный ракетный двигатель^[24]. Теория такого двигателя впервые была дана советским ученым профессором Стечкиным в 1929 г.^[25]

Принцип работы воздушного ракетного двигателя заключается в том, что окислитель берется не в виде жидкого кислорода, как у обычных ракетных двигателей, а засасывается из окружающего воздуха. Для этого сам двигатель должен перемещаться с большой скоростью, порядка, например, 100 м/сек (360 км/час) и более. На рис. 9 изображена схема воздушного ракетного двигателя в виде трубы, имеющей профилированный внутренний канал.

Через переднее отверстие воздух при полете двигателя засасывается внутрь канала, сжимается и, проходя в камеру сгорания, смешивается с подаваемым туда через специальную форсунку горючим. Смесь воспламеняется, сгорает и образовавшиеся продукты сгорания вытекают через сопло так же, как это происходит у всяких ракетных двигателей.

Скорость выходящих газов будет больше скорости засасываемого воздуха, и за счет этого система нашего двигателя или аппарата будет двигаться вперед.

Понятно, что поскольку воздушные ракетные двигатели для своей работы берут кислород воздуха, то они зависят от плотности окружающей атмосферы. Там, где атмосферы нет или она очень сильно разрежена, воздушные ракетные двигатели работать не смогут. Но так как на больших высотах летательный аппарат, снабженный воздушным ракетным двигателем, благодаря уменьшению сопротивления сможет развить очень большую скорость полета и, следовательно, количество кислорода, засасываемого в камеру сгорания, будет достаточным, то практически можно ожидать, что даже на очень больших высотах воздушный ракетный двигатель работать все же будет^[26].

Рис. 9. Схема воздушного ракетного двигателя

Для того чтобы воздушный ракетный двигатель начал работать, ему надо сообщить начальную скорость относительно воздуха. Находясь в неподвижном состоянии или при полете с малыми скоростями, такой двигатель работать не будет.

Естественным является вопрос, каким же образом осуществить для воздушного ракетного двигателя такие начальные условия, при которых он смог бы работать. Очевидно, что для этого нужно сообщить аппарату, снабженному подобным двигателем, некоторый начальный разгон до той скорости, на которой сможет уже заработать воздушный ракетный мотор.

После того как будет достигнута нужная скорость, пускается в ход воздушный ракетный двигатель, а двигатели, служившие для разгона, выключаются. Дальнейший полет производится на окислителе, берущемся из воздуха, что значительно облегчает вес самолета и, следовательно, условия его взлета^[27] и дальнейшего полета.

Надо отметить, что все эти предположения нуждаются в практической проверке.

Описанные схемы ракетных двигателей разделяют существующие типы в зависимости от применяемого топлива на три основные группы:

1) ракетные двигатели на твердом топливе, содержащем в себе и горючее вещество, и необходимый для горения кислород;

2) ракетные двигатели на жидком топливе и жидком окислителе;

3) воздушные ракетные двигатели, работающие на твердом, жидком или газообразном топливе и берущие нужный для горения кислород из окружающего воздуха.

Понятно, что все перечисленные системы могут иметь самые разнообразные конструктивные и эксплуатационные особенности. Они могут различаться продолжительностью своего действия, начиная от кратковременного реактивного выстрела до установившейся непрерывной работы двигателя в течение значительного промежутка времени. Различие может быть в принципе питания мотора, например: самотеком, под давлением сжатого воздуха или иного газа, при помощи специальных насосов и т. п. Могут быть применены самые разнообразные способы зажигания двигателей, управления и контроля за их работой и т. п.

Будучи установлены на соответствующие аппараты, ракетные двигатели могут быть подразделены по своему назначению на:

1) ракетные летательные аппараты (РЛА) или, как их просто называют, ракеты фейерверочные;

2) сигнальные (звуковые, дымовые, световые и т. п.);

3) боевые или ракетные снаряды (различных боевых назначений);

4) градобойные (для рассеивания градовых облаков);

5) фоторакеты для целей аэрофотосъемки и для подъема на высоту других приборов для научных исследований;

6) РЛА или ракеты для переброски почты или грузов;

7) метеорологические ракеты для подъема на высоту метеорологических приборов.

В дальнейшем изложении будут описаны наиболее интересные типы РЛА или, как их часто называют, ракет. По устройству своему РЛА могут быть разделены на:

1) бескрылые РЛА или ракеты, ракетные снаряды и др.;

2) крылатые РЛА;

3) РЛА цельные, т. е. представляющие какой-то аппарат, конструкцию с установленной на ней ракетной моторной группой (камера сгорания, баки и пр.);

4) РЛА составные, состоящие из ряда последовательно действующих ракет, причем ракета, уже отработавшая, в полете для облегчения отцепляется и сбрасывается;

5) РЛА одномоторные и многомоторные, в зависимости от количества установленных на них камер сгорания и сопел;

6) РЛА с различными типами двигателей из числа описанных нами или комбинациями и сочетанием их;

7) РЛА неуправляемые, т. е. имеющие неподвижные стабилизирующие поверхности, обеспечивающие устойчивый полет в заданном направлении;

8) РЛА управляемые, для чего у них должен быть специальный механизм для автоматического управления (в будущем у ракетных самолетов или ракетопланов управление, очевидно, будет осуществляться пилотом).

Несмотря на значительный интерес, возбуждаемый сейчас ракетной проблемой, и на то, что возможность полета при помощи двигателей, использующих реакцию струи вытекающих газов, в сущности говоря, известна давно, в настоящее время ракетчики еще не настолько широко и многообразно развернули свою работу и еще не достигли таких результатов, таких успехов, чтобы можно было говорить о сколь-либо серьезной возможности и тем более необходимости в классификации существующих ракетных двигателей и их систем.

Поэтому достаточно ограничиться приведенным кратким перечнем уже имевших место случаев применения ракетных аппаратов для тех или иных целей, оставляя все прочие вопросы в области фантастики, где им пока что и надлежит по справедливости быть.

Компоненты топлива (горючее и окислитель) поступают в камеру двигателя, воспламеняются и получившиеся продукты сгорания с большой скоростью вытекают через сопло, в результате чего двигатель даст силу тяги, равную реакции струи вытекающих газов.

Таким образом тепловая энергия топлива непосредственно преобразуется в живую силу, которая может быть использована для совершения полезной работы. Тяга ракетного двигателя равна секундному количеству движения струи

где Ф — тяга двигателя,

т = k/g — секундная масса,

к — секундный расход горючей смеси,

g — земное ускорение,

w — скорость истечения газов из сопла:

С подъемом на высоту плотность воздуха уменьшается, а следовательно, разность давлений в камере сгорания двигателя и в окружающей внешней среде увеличивается. Благодаря этому тяга двигателя Ф с подъемом возрастает.

На рис. 10 изображен характер изменения тяги небольшого ракетного двигателя. По вертикальной оси отложены величины Ф в килограммах, а по горизонтальной — высоты в тысячах метров. Из диаграммы видно, что прирост тяги на высоте около 20 км составит примерно 8% ^[80].

Па рис. 11 показана зависимость силы тяги от секундного расхода смеси, что, как мы видели из выражения для Ф, является одним из основных условий. Чем больше секундный расход, тем большую реактивную силу может дать двигатель.

Другим фактором, сильно влияющим на величину реактивной силы, является скорость истечения продуктов сгорания. Для увеличения полезной отдачи двигателя необходимо стремиться путем выбора соответствующего состава смеси к наибольшему значению w.

Рис. 10. Изменение тяги с высотой

На рис. 12 изображена зависимость коэффициента полезного действия ракеты от скорости полета, вычисленная для значения w = 2400 м/сек.

По горизонтальной оси диаграммы отложены величины v, а по вертикальной — η_p. Из диаграммы (рис. 12) ясно видно, насколько невыгодным будет; использование ракетного двигателя на малых скоростях движения, что как раз имеет место при полетах у земли и у всякого рода ракетных автомобилей и тому подобных аппаратов. Стремление многих изобретателей использовать ракетные моторы на малых земных скоростях свидетельствует об их полной неграмотности.

Далее, при расчете ракетного аппарата немаловажным условием является правильный выбор продолжительности горения мотора. Может случиться так, что, стремясь к достижению наилучших результатов, в ракету будет налито такое количество смеси, которое все равно не будет полезно использовано. Время горения может быть тем больше, чем больше отношение веса горючего к полному весу ракеты и чем больше скорость истечения продуктов сгорания. Характер этой зависимости от w показан на рис. 13, где по вертикальной оси отложены различные значения скорости w, а по горизонтальной — время в минутах.

Рис. 11. Изменение расхода горючей смеси в зависимости от тяги

Рис. 12. Кривая зависимости коэффициента полезного действия ракеты от скорости полета

Тяга воздушного ракетного мотора может быть подсчитана по следующей формуле^[32]

Подбор и расчет элементов ракетных моторов и их установок во многих случаях могут быть произведены известными приемами, употребляющимися в других соответствующих областях техники. Однако необходимо отметить, что конечный результат и достижение на практике удовлетворительной работы ракетной моторной установки могут быть получены только путем эксперимента и тщательного изучения работы двигателя в стационарных и лабораторных условиях. Необычайная простота и даже известная схематичность ракетных устройств не должны служить поводом к излишнему легкомыслию при работах в этой области.

Полет всякого ракетного летательного аппарата (РЛА) может быть разделен на ряд этапов. Первый — отрыв от земли и взлет, причем последний может быть произведен при помощи каких-либо приспособлений. Далее РЛА вступает во второй этап — полет вверх со все увеличивающейся скоростью и с работающим ракетным мотором. Такой полет может происходить как по вертикали, так и под углом к горизонту. При этом бескрылый РЛА будет

Рис. 13. Зависимость скорости истечения продуктов сгорания от времени горения

иметь некоторую криволинейную траекторию, а РЛА с крыльями, благодаря все увеличивающейся скорости полета и вес большей и большей подъемной силе, будет стремиться увеличить угол взлета и затем перейти на мертвую петлю. Поэтому в последнем случае, если действительно скорость взлета будет велика, необходимо устройство такого приспособления или управления для пилота, посредством которого аппарату была бы придала способность выдерживать прямолинейную траекторию набора высоты.

По окончании горения [в камере] мотора, когда реактивная сила больше уже на РЛА не действует, последний продолжает свой полет вверх по инерции. Как будет видно из последующего изложения, длина пути, проходимого по инерции, без мотора, может составить очень большую величину, в несколько раз превосходящую путь, пройденный с мотором.

Достигнув наивысшей точки, ракета переходит в свободное падение к земле. Если аппарат имеет крылья, то с достигнутой высоты он планирует. В общем виде уравнения движения могут быть представлены так:

Известными * методами численного интегрирования, решив уравнения, можно найти по времени все интересующие нас данные РЛА и построить его траекторию. Приближенными способами, сделав ряд допущений, можно найти основные интересующие нас характеристики ракетных летательных аппаратов.

* В задачу этой книги не входило подробное изложение расчетов РЛА, поэтому всех интересующихся отсылаем к специальным работам.

В случае прямолинейной траектории полета с мотором под углом θ к горизонту уравнение равновесия всех сил напишется так:

В случае вертикального подъема

Полученное значение скорости v₁ будет средним в случае, если при расчете брался средний вес за время от момента старта и до конца горения. Высота подъема с мотором будет

Для того чтобы учесть изменение плотности, можно, найдя высоту Z₁ и взяв соответствующую ей Δ, пересчитать снова значение v.

Для ракеты в случае вертикального подъема, ведя расчет без учета сопротивления воздуха, можно написать выражение для наибольшей скорости полета так:

Высота подъема с мотором будет

Высота подъема при полете по инерции

Если произвести расчет с учетом сопротивления воздуха, то полученные данные значительно изменятся в сторону ухудшения, причем для низко летающих ракет разница будет больше, чем для ракет с большим потолком. В качестве примера на рис. 14 приведены две траектории полета под углом одной и той же ракеты с учетом сопротивления воздуха и без него.

На рис. 15 показаны характеристики (с учетом сопротивления воздуха) для ракеты, достигающей высоты полета 133 км. По

Рис. 14. Траектории полета ракеты с учетом и без
учета сопротивления воздуха

---

Рис. 15. Характеристики ракеты

Скорость полета быстро возрастает, достигая на 25-й секунде 220 м/сек, на 50-й — превышая 350 м/сек. После этого, благодаря тому что ракета оказывается на высоте 90 км, где сопротивление полету ничтожно, скорость увеличивается еще быстрее и достигает своего максимума в 1340 м/сек на высоте около 100 км. Далее полет происходит по инерции до высоты 133 км, на которой теоретически скорость падает до нуля, и аппарат переходит на спуск. Ускорение сначала несколько уменьшается, кривая его в момент перехода ракетой звуковой скорости делает изгиб и затем круто растет вверх.

В заключение необходимо указать, что работы над ракетными моторами и аппаратами являются новой, мало изученной областью техники, и понятно, что немногие известные и заслуживающие внимания теоретические методы для предварительного определения характеристик нуждаются в дальнейшей доработке и в серьезной проверке на практике.

Обыкновенная фейерверочная ракета, пускаемая во время всевозможных празднеств, является простейшим типом летательного аппарата, двигающегося при помощи ракетного двигателя на твердом топливе. Обычно такая ракета представляет собой картонную гильзу, набитую порохом. Гильза закрыта со всех сторон, за исключением одной, где имеется отверстие, через которое после поджигания пороховой массы вытекают газы. Порох набивают в гильзу возможно плотнее, для того чтобы он горел с поверхности. Иногда для увеличения поверхности горения в массе заряда делают внутренний канал. Если по каким-либо причинам, например вследствие плохой прессовки пороха, он воспламенится весь сразу, то ракета будет разорвана. В качестве полезного груза к заряженной гильзе прикрепляется фейерверочный состав, а для придания устойчивости ракете при ее полете устраиваются стабилизаторы или просто длинная палка, играющая роль хвоста.

Рис. 16. Разрез пороховой камеры

Большое распространение пороховые ракетные двигатели получили в Германии, где был поставлен ряд разнообразнейших опытов.

Пороховые камеры в различных комбинациях и сочетаниях ставились на автомобили, сани, железнодорожные дрезины, планеры и т. п.

На рис. 16 изображена схема порохового двигателя, применявшегося немецким инженером Опелем на своем ракетном автомобиле. На рис. 17 изображен автомобиль Опеля с установкой 12 шт. таких двигателей в виде батареи. Воспламеняя их последовательно в желаемом порядке (рис. 18), автомобилю сообщали усилие, вернее толчок, под влиянием которого он катился. Скорость, достигнутая при испытании автомобиля в апреле 1928 г., равнялась 100 км/час. При дальнейших испытаниях была достигнута скорость свыше 200 км/час. Нарастание скорости происходило необычайно быстро, настолько, что водитель автомобиля после опытов ощущал болезненные явления, связанные с действием ускорения. Само собой разумеется, что после израсходования заряда своей батареи двигателей автомобиль продолжал катиться по инерции со все уменьшающейся скоростью.

Рис. 17. Ракетный автомобиль

Главным препятствием при осуществлении ракетной установки на автомобиле явились высокая температура взрыва и получающиеся при этом колоссальные давления газов. Потребовалась длительная работа по изысканию медленно горящих сортов пороха, а также по камерам сгорания, способным выдержать эти давления.

Управление автомобилем осуществлялось посредством обычного рулевого колеса, а контакты, включающие зажигание, были соединены с ножной педалью. При нажиме педали камеры включались поочередно, так что при резком нажиме до ограничителя возможно было почти мгновенно включить все двигатели сразу.

Конструктором пороховых двигателей, применявшихся на автомобиле Опеля, был немецкий инженер и пиротехник Зандер. После удачных опытов с автомобилями Опель и Зандер ставили опыты также с дрезиной, лодкой, мотоциклом и т. д.

Рис. 18. Демонстрация ракетного автомобиля

При постановке этих опытов были и неудачи; так, например, дрезина, пущенная без водителя, взорвалась и потерпела крушение, а лодка, которой управлял Опель, после взрыва затонула, и ему пришлось спасаться вплавь.

В Германии же были поставлены первые опыты и с летательными аппаратами, имевшими пороховые ракетные двигатели. Для первых опытов был взят бесхвостый планер типа «утка», т. е. с оперением, расположенным впереди крыла (рис. 19).

Рис. 19. Ракетный планер типа «утка»

Машины такого типа отличаются большой продольной устойчивостью, и существуют предположения, что они не способны потерять скорость. Для испытания в полете пороховых двигателей эти качества «утки» имели немаловажное значение, так как не исключена была возможность неожиданного воспламенения всех камер сразу, а тогда под действием сильного толчка самолет мог бы задраться, потерять скорость и свалиться на крыло или, наоборот, с углом врезаться в землю.

Так как первые опыты производились у самой земли, на высоте 10—15 м, то эти соображения приобретали большое значение. Кроме того, конструкция «утки» позволяла установить батарею ракет без всяких помех неподалеку от центра тяжести аппарата. Благодаря этому при работе двигателя и даже в случае взрыва всех камер сразу не возникало больших моментов, которые стремились бы вывести самолет из положения равновесия. Подобное расположение двигателей у самолета обычного типа было бы невозможно, так как этому помешало бы наличие фюзеляжа и хвостового оперения.

11 июня 1928 г. пилот Штаммер совершил на этом аппарате первый удачный полет продолжительностью около 1 мин при дальности до 2 км.

На рис. 20 и 21 изображен ракетный самолет Опеля (1929 г.) на старте перед полетом и в момент взлета.

Рис. 20. Ракетный планер Опеля

Для своих опытов Опель выбрал одноместный планер — моноплан с высоко расположенным крылом, укрепленным подкосами. Хвостовое оперение было приподнято и связано с крылом и окончанием фюзеляжа посредством простой фермы из труб и проволочных расчалок. Фюзеляж заменен небольшой кабиной, в передней части которой расположено место пилота, а в задней установлена батарея пороховых камер. Благодаря тому что оперение приподнято, а крепящие его трубы разнесены в стороны, вытекавшие из двигателя газы не встречали на своем пути каких-либо препятствий. Двигатель, как и на самолете Штаммера, был расположен близко около центра тяжести аппарата. Управление зажиганием камер осуществлялось сектором, расположенным слева от места пилота. Пилот имел возможность воспламенить каждую ракету отдельно. Опелю удалось пролететь около 2 км, продержавшись в воздухе 45 сек. Наибольшая высота полета не превышала 15 м. Из 12 ракет, установленных на его планере, Опель успел зажечь во время первого полета только 9 ракет.

Рис. 21. Взлет планера Опеля

Рис. 22. Вид одной из ракет Тилинга	Рис. 23. Взлет ракеты Тилинга

Говоря о попытках немецких исследователей применить для полета пороховые ракетные двигатели, необходимо остановиться на работах летчика-инженера Тилинга. Свои опыты он производил с небольшими моделями разных типов, на которых были установлены пороховые ракетные двигатели (рис. 22 и 23).

Это в значительной степени упрощало всю работу и позволяло с наименьшей затратой средств широко поставить эксперименты и разрешить множество неясных вопросов, неизбежных в первой стадии любой научно-исследовательской работы и особенно в совершенно новой и неизученной области, какой в то время являлась проблема ракетного полета.

Несомненно, что модели пороховых ракет, так сказать чисто пиротехнический уклон в его работе, не были для Тилинга самоцелью. Его основной задачей было осуществление полета большой пассажирской или грузовой (боевой) ракеты на большие высоты и расстояния.

Не оставляя мысли о том, что в конце концов в его ракете сможет полететь человек, Тилинг, стремясь в своих работах к достижению возможно большей высоты подъема моделей ракеты, одним из условий ставил постепенное, достаточно медленное нарастание ускорения при взлете. Это условие в случае, если бы ракета имела живую нагрузку, является решающим. Как известно, человеческий организм переносит ускорения с трудом и только незначительные (порядка 3—5 земного), да и то в течение весьма непродолжительного времени.

Ракеты, которые строил Тилинг, мало походили на пиротехнические игрушки. Размеры их достигали довольно значительной величины. Размах крыльев в отклоненном положении достигал 3 м, почти такой же величины достигала и длина ракеты. Несомненно, что в дальнейшем, по приобретении опыта, конструктор рассчитывал перейти к значительно более крупным образцам. Модели Тилинга представляли собой веретенообразное, сужающееся к концу, хорошо обтекаемое воздухом тело, к которому крепились стабилизирующие поверхности (хвосты). Два из четырех хвостов после достижения ракетой максимальной высоты подъема могли автоматически отклоняться и таким образом превращаться как бы в крылья, при помощи которых аппарат мог бы достигнуть земли. Тилинг придавал вопросам безопасности посадки своих аппаратов большое значение. Ракеты Тилинга поднимались на высоту до 2 км, откуда благодаря крыльям планировали и сохранялись при посадке в целости. В некоторых случаях отклонившиеся лопасти сообщали ракете вращение около продольной оси, благодаря чему падение ее было замедлено, и она также благополучно возвращалась на землю.

В качестве материала для камер сгорания и сопел применялась сталь, а для стабилизаторов и обтекателя корпуса — легкие сплавы цветных металлов по типу употребляющихся в авиации. У некоторых ракет корпус представлял собой деревянную болванку, к которой были прикреплены камера с пороховым составом и стабилизаторы.

На рис. 24 изображена ракета американского профессора Р. Годдарда. В качестве горючего для двигателя ракеты также был применен прессованный порох. Камера ракеты и сопло были изготовлены из хромоникелевой стали. По своей конструкции ракета — составная из двух частей. Это сделано для того, чтобы в полете, после того как большой двигатель отработает, можно было его сбросить, оставшаяся же маленькая ракета при этом получала возможность развить большую скорость благодаря тому, что ко времени начала ее действия весь агрегат в целом должен был находиться уже в разреженной среде, поднятый на высоту силой тяги большого двигателя.

Идея составной ракеты, как уже упоминалось, заключается в том, чтобы, используя ракеты по очереди и сбрасывая уже отработавшие части, пройти с наименьшей скоростью, а следовательно, и с меньшими потерями нижние плотные слои воздуха, все время облегчая вес. Далее, уже в разреженной среде, это давало возможность развить большие скорости и достичь максимальной высоты подъема. Другой отличительной чертой ракеты Годдарда было устройство в головной части ракеты специальных, косо расположенных каналов, также заряженных пороховым составом. Каждый из этих каналов являлся по существу небольшим ракетным двигателем. При их воспламенении верхняя часть ракеты под действием реактивной силы начинает быстро вращаться, играя роль как бы волчка, стремящегося сохранить неизменным положение оси своего вращения. Придание ракетам вращения наподобие вращения орудийных снарядов было значительным шагом в увеличении устойчивости полета ракет.

Рис. 24. Схема пороховой ракеты Годдарда

---

Рис. 25. Схема моделей аппаратов с пороховыми ракетными двигателями

Параллельно с разработкой и испытанием бескрылых летательных аппаратов или ракет, приводимых в движение пороховыми ракетными двигателями, в ряде стран ставятся опыты над применением подобных двигателей к самым разнообразным моделям самолетов с целью их использования в военном деле.

Была поставлена серия опытов с летающими ракетными торпедами конструкции Унге на полигоне Круппа (Германия) и затем с морскими торпедами, так как оказалось, что пороховой ракетный двигатель, будучи воспламенен, хорошо работает и под водой.

На рис. 25 показаны схемы моделей, испытанных на Вассеркупе в 1928 г., к которым прикреплялись пороховые камеры с различной силой тяги*. Тяга была от 3 до 300 кг, а размеры моделей не превышали 3 м в размахе. Большое внимание было обращено на достижение плавного, устойчивого взлета модели, что было задачей весьма нелегкой. Под действием порохового двигателя, сообщавшего сразу значительную скорость, модель имела тенденцию перейти в мертвую петлю или, взлетев с большим углом, потерять скорость и свалиться на крыло. В случае удачного разгона и взлета модель набирала высоту под действием тяги ракетного двигателя, затем после окончания его работы продолжала подниматься вверх по инерции и, наконец, переходила на планирование, покрывая довольно значительные расстояния. Для успешности полетов большое значение имели правильная центровка всего аппарата и взаимная уравновешенность моментов, создаваемых, с одной стороны, реактивной силой двигателя, а с другой — составляющей сопротивления воздуха.

*Более подробно см. «Z.F.M.» за 1928 г.^[33]

Кажущаяся необычайной на первый взгляд выгодность применения пороховых ракетных двигателей ко всякого рода аппаратам как движущимся по земле, так и летающим по воздуху, не раз привлекала внимание изобретателей, и на протяжении последних лет были разработаны и построены самые разнообразные конструкции. В сущности ни один из работников ракетного дела в своей работе не прошел мимо пороховых ракетных двигателей, которые, таким образом, явились своего рода школой будущих исследователей.

Но необходимо отметить, что очень быстро стали ясными вся невыгода, трудность и опасность применения пороховых ракетных двигателей к различного рода земным экипажам или даже самолетам, но движущимся с ничтожными земными скоростями.

В этих условиях из затрачиваемой ракетным двигателем энергии расходуется производительно едва ли 3—5%, т. е. коэффициент полезного действия практически равен ничтожной величине.

Тем самым применение пороховых ракетных двигателей потеряло смысл, и если довольно обширные работы над автомобилями и иными конструкциями, движимыми пороховой ракетой, и продолжали производиться, то исключительно вследствие новизны проблемы вообще и необходимости на практике разрешить и изучить целый ряд сопутствующих вопросов. Помимо того лучшей агитацией за ракетную проблему, особенно первое время, был показ хотя бы того же ракетного автомобиля, несомненно двигавшегося при помощи двигателя, работавшего на совершенно новом принципе, вопреки мнению скептиков.

Далее, одной из отличительных черт ракетных двигателей на твердом топливе является чрезвычайная кратковременность их действия^[34]. В течение 2 сек двигатель сообщает аппарату в виде сильнейшего толчка максимальную скорость, которая затем постепенно затухает до нуля или до вспышки следующей камеры. Понятно, что получающиеся при этом ускорения достигают огромных величин со всеми вытекающими отсюда последствиями для экипажа ракетного аппарата и прочности его конструкции.

Вообще говоря, работа ракетного двигателя на твердом топливе представляет собой не что иное, как реактивный выстрел или серию таких выстрелов, если последовательно включается ряд камер.

Попытки устраивать такие двигатели в виде больших многозарядных батарей или устройство перезаряжающих приспособлений натолкнулись на конструктивную сложность, громоздкость и весьма значительный вес таких установок. Если же пойти по пути децентрализации ракет, т. е. их распределения по всей конструкции данного аппарата, то это неминуемо вызовет его утяжеление, так как потребуется солидное упрочение деталей, для того чтобы они могли выдержать действие ракет. Кроме того, необходимо обеспечить полную безотказность и синхронность действия двигателей, так как в противном случае равновесие аппарата, например, самолета, в случае укрепления ракет на его крыльях будет нарушено.

Работа с пороховыми ракетными двигателями помимо прочего отличается чрезвычайной опасностью. Известен ряд случаев взрыва пороховых ракетных установок, и как на пример можно указать на гибель немецкого инженера Тилинга со своей лабораторией, происшедшую в результате взрыва 10 октября 1933 г.

Одним из основных недостатков систем, снабженных ракетными двигателями на порохе, кроме всего, является сравнительно невысокая теплопроизводительность последнего. Так, для пороха мы имеем около 900 кал с 1 кг, между тем, как, например, некоторые из существующих жидких топлив имеют теплотворную способность до 2000 кал с 1 кг.

Все эти обстоятельства достаточно убедительно говорят за то, что пороховые ракетные двигатели в качестве двигателей для различного рода земных или воздушных аппаратов непригодны ^[35].

И действительно, если обратиться к работам последних лет в области ракетных движений, то ракетный автомобиль с пороховыми камерами или иная аналогичная конструкция уже нигде не встретятся.

Необходимо еще раз подчеркнуть, что даже в случае удачного преодоления всех технических и эксплуатационных затруднений и достижения каким-либо образом безопасности экспериментов с пороховыми ракетными двигателями все же применение их к аппаратам, движущимся с земными (т. е. с точки зрения ракетчиков — ничтожными) скоростями, было бы очень невыгодным. Достаточный коэффициент полезного действия аппарата был бы достигнут только на огромных скоростях, измеряемых сотнями метров в секунду.

Поэтому если и можно говорить о применении пороховых ракетных двигателей к самолетам, то только в качестве вспомогательного средства и в первую очередь как мощного кратковременно действующего источника силы для облегчения взлета.

Задачей ракетного разгона самолета * является использование тяги ракетного двигателя для сообщения самолету дополнительных ускорений и тем самым сокращения длины и времени разбега. Ракетный разгон обычного самолета имеет значительные выгоды. Во-первых, облегчается и, следовательно, становится возможным взлет перегруженных самолетов с большим полетным весом и недостаточной мощностью моторов (мощностью, достаточной для полета, но которой мало для взлета). Становится возможным взлет мощных и тяжелых самолетов с уменьшенных аэродромов или с аэродромов с частично испорченной площадкой. Ракетный ускоритель сделает взлет возможным, например, в гористой местности или с палубы корабля, и т. п.. Наконец, после отрыва самолета от земли можно использовать пороховые ракетные двигатели для более быстрого набора высоты. Установки, служащие для ракетного разгона, могут быть сделаны сбрасываемыми после их использования для облегчения веса и уменьшения вредного сопротивления самолета.

* Более подробно см. «Техника воздушного флота», № 1 за 1934 г., стр. 64— 75.

Надо, однако, особо отметить, что если для полетов или передвижения человека по земле, как установлено, пороховые ракетные двигатели могут сыграть роль исключительно вспомогательного средства (ракетный разгон), то будучи установлены на ракетах или крылатых моделях, не несущих на себе живой нагрузки, они являются весьма удобным и грозным оружием.

Несомненно, что пороховые ракеты Тилинга и многих других изобретателей, если отбросить их скромное «почтовое» или «пассажирское» назначение, легко могут быть и конечно будут использованы в виде боевых средств, т. е. в качестве ракетных снарядов и торпед.

Роль ракеты в военном деле как средства сигнализации и освещения ненова и общеизвестна. В дальнейшем, совершенствуясь, ракета стала применяться и как зажигательный снаряд. Такие ракеты имели широкое распространение и раньше (в английской армии в эпоху наполеоновских войн и даже русская армия при завоевании Туркестана располагала ракетной артиллерией), но с середины минувшего столетия, благодаря значительным успехам артиллерии, ракеты были почти вытеснены из употребления и лишь в последнее время одновременно с развитием всей ракетной проблемы опять обрели признание в качестве чисто боевого средства *.

* Боевое применение ракет как зажигательных снарядов до момента усовершенствования зажигательных пуль имело место в воздушных силах периода первой половины мировой войны в качестве средства уничтожения привязных аэростатов.

Говоря о боевых реактивных летательных аппаратах (без живой нагрузки), приводимых в движение пороховыми двигателями, мы фактически имеем дело опять с ракетным разгоном, с той только разницей, что объектом разгона является не самолет, а специальный снаряд или аппарат, и величина сообщенных ему ускорений почти ничем не ограничена. Допустимый предел перегрузок задается соображениями только прочности и, следовательно, может быть практически очень большим. Вопросы безопасности также приобретают гораздо меньшее значение, коль скоро аппарат не несет живой нагрузки. Несомненно, что именно в этом направлении использование пороховых ракетных двигателей может дать известные результаты.

Оценивая же в целом возможность и целесообразность применения пороховых ракетных двигателей для полета или передвижения по земле, приходится прямо сказать, что летать или передвигаться при их помощи на каком-либо аппарате по земле опасно и невыгодно. И не в силу принципиальных причин, а из-за частично описанных выше особенностей и недостатков, присущих пороху как горючему составу двигателя, а также еще и потому, что человек пока еще никак не может быть приспособлен для передвижения в условиях, в которых быть может пороховые двигатели и оказались бы выгодными.

В обычных же условиях можно говорить об их использовании при ракетном разгоне самолетов (или иных аппаратов) и для целей ракетной артиллерии ^[36].

Русский ученый Константин Эдуардович Циолковский свыше 20 лет назад впервые предложил применять в качестве компонентов топлива для ракетных двигателей жидкие горючие вещества и окислители.

Несколько ранее, при разборе работ с объектами, снабженными пороховыми двигателями, нами уже указывались многочисленные недостатки и характерные присущие порохам особенности, значительно ограничивающие их применение для полета.

Необходимо было перейти к каким-то иным топливам, к другим методам питания ракетных двигателей, с тем чтобы получить их работу в виде непрерывного цикла и иметь возможность по желанию изменять режим работы мотора.

Таким образом, переход от порохов к жидким топливам, переход, который рано или поздно сделали все без исключения экспериментаторы и работники ракетного дела, был естественным, логичным и неизбежным.

Ракета, действующая на жидком топливе, была предложена К. Э. Циолковским еще в 1903 г. как средство для полета человека в межпланетном пространстве ^[37].

В то время К. Э. Циолковский еще не дает конструктивного проекта своего звездолета, считая необходимой предварительную, более детальную разработку его идеи с принципиальной стороны. Приводим краткие описания схем ракет Циолковского, изображенных на рис. 26 ^[38].

«Ракета (1903 г.) представляет металлическую продолговатую камеру, имеющую форму наименьшего сопротивления, снабженную светом, кислородом, поглотителями углекислоты и других животных выделений. Ракета предназначена не только для хранения различных физических приборов, но и для управляющего камерой человека. Камера имеет большой запас веществ, которые при своем смешении тотчас образуют взрывчатую смесь. Вещества эти, правильно и довольно равномерно взрываясь в определенном месте, текут в виде горячих газов по расширяющимся к концу трубам, наподобие рупора или духового музыкального инструмента. Трубы эти расположены вдоль стенок камеры по направлению ее длины. В одном, узком, конце трубы совершается смешение взрывчатых веществ, тут получаются сгущенные и пламенные газы. В другом, расширенном, ее конце они, сильно разредившись

Рис. 26. Схемы ракет К. Э. Циолковского

Для того чтобы ракета при полете не вращалась, сила реакции должна проходить через центр ее инерции. Для восстановления случайно нарушенной инерции можно или перемещать какую-либо массу внутри ракеты, или поворачивать конец раструба или руля перед ним. Если управление устойчивостью вручную окажется затруднительным, то можно применить различные автоматические приспособления (жироскопы, магнитную стрелку, силу солнечных лучей и т. д.). Когда нарушается равновесие ракеты, изображение Солнца, полученное с помощью двояковыпуклого стекла, меняет свое относительное положение в ракете и возбуждает сначала расширение газа, потом электрический ток и затем передвижение масс (которых должно быть две), восстанавливающих равновесие ракеты. Жироскоп может состоять из двух быстро вращающихся в разных плоскостях кругов и также служит для устойчивости ракеты, действуя на пружинки, которые при деформации возбуждают электрический ток и влияют на передвижение масс.

Толщина стенок трубы в случае стали будет не более 5 мм, однако она может расплавиться (температура плавления — 1300° R), поэтому следует применить более тугоплавкое вещество, например вольфрам с температурой плавления до 3200° С».

В дальнейших работах К. Э. Циолковский более подробно развивает и совершенствует свои проекты, не оставляя мысли о полетах в межпланетном пространстве.

«Ракета (1914 г.*) в своей кормовой части состоит из двух камер, разделенных не обозначенной на чертеже перегородкой. Одна камера содержит жидкий свободно испаряющийся кислород. Он имеет очень низкую температуру и окружает часть взрывной трубы и другие детали, подверженные высокой температуре. Другое отделение содержит в жидком виде углеводороды. Две черные точки внизу означают поперечное сечение труб, доставляющих взрывной трубе взрывчатые материалы. От устья взрывной трубы (см. вокруг двух точек) отходят две ветки с быстро мчащимися газами, которые увлекают и вталкивают жидкие элементы взрывания в начало трубы подобно инжектору. Свободно испаряющийся жидкий кислород в газообразном и холодном состоянии обтекает промежуточное пространство между двумя оболочками ракеты и тем препятствует нагреванию внутренности ракеты при быстром движении ее в воздухе. Взрывная труба делает несколько оборотов вдоль ракеты параллельно ее оси и затем несколько оборотов перпендикулярно. Цель этого устройства — уменьшить вертлявость ракеты или облегчить ее управляемость. Эти обороты быстро движущегося газа заменяют массивные вращающиеся диски. Правое носовое изолированное, т. е. замкнутое со всех сторон, помещение заключает в себе:

1) газы и пары, необходимые для дыхания;

2) приспособления для сохранения живых существ от упятеренной или удесятеренной силы тяжести, например человек может находиться в лежачем положении в футляре с водой;

3) запасы для питания;

4) приспособления для управления, несмотря на лежачее положение в воде;

5) вещества, поглощающие углекислый газ, миазмы и вообще все вредные продукты дыхания.

* Описана К. Э. Циолковским в «Исследование мировых пространств реактивными приборами (Дополнение)». Калуга, 1914 г.

Внутренняя часть взрывной трубы может быть выложена каким-нибудь огнеупорным материалом: углеродом, вольфрамом или тигельным веществом. Для сохранения устойчивости служат ранее описанные приспособления».

Надо сказать, что позднее в своей работе «Космическая ракета. Опытная подготовка», 1927 г. К. Э. Циолковский отказался от идеи устройства изогнутой взрывной трубы.

Следующую свою ракету (1915 г.) К. Э. Циолковский описывает так:

«Труба А и камера В из прочного тугоплавкого металла покрыты внутри еще более тугоплавким материалом, например вольфрамом. С и Д — насосы, накачивающие жидкий кислород и водород в камеру взрывания. Ракета еще имеет вторую, наружную, тугоплавкую оболочку. Между обеими оболочками есть промежуток, в который устремляется испаряющийся жидкий кислород в виде очень холодного газа. Он препятствует чрезмерному нагреванию обеих оболочек от трения при быстром движении ракеты в атмосфере. Жидкий кислород и такой же водород разделены друг от друга непроницаемой оболочкой (на чертеже не изображена). J — труба, отводящая испаренный холодный кислород в промежуток между двумя оболочками; он вытекает наружу через отверстия К — К. У отверстия трубы имеется не показанный на чертеже руль из двух взаимно перпендикулярных плоскостей для управления ракетой. Вырывающиеся разреженные и охлажденные газы благодаря этим рулям изменяют направление своего движения и таким образом поворачивают ракету».

С развитием своих проектов К. Э. Циолковский все больше и больше уделяет внимания самому источнику движения ракеты — ракетному двигателю, вопросам подачи топлива, управления двигателем и т. д. Это вполне естественно, так как только имея двигатель, работающий на совершенно новом принципе, притом достаточно надежный и совершенный, можно совершить полет на высоте и возможно когда-нибудь даже и в межпланетном пространстве.

Перед всяким исследователем, перед каждым работником в этой области должен в центре внимания стоять мотор. Достаточно убедительным примером может в этом отношении служить история развития авиации. До тех пор пока не было мотора, все проекты оставались в области фантазии, а практические попытки не шли дальше эпизодически совершаемых прыжков на небольшие расстояния, очень часто оканчивавшихся катастрофой. Еще и сейчас, несмотря на огромный прогресс техники авиационного моторостроения, многие задачи не решены из-за несовершенства моторных агрегатов.

Все остальные, пусть даже самые сложные, вопросы в процессе работы с летающими моделями объектов и целыми объектами (а летать они будут наверняка в том случае, если есть надежный двигатель) несомненно будут своевременно и достаточно полно разрешены.

В качестве горючих для ракетных двигателей были предложены в основном хорошо известные жидкости: бензин, спирт, керосин, нефть, жидкий водород и другие. Окислителем чаще всего служили жидкий воздух или жидкий кислород, а в некоторых случаях взамен последнего употреблялись кислоты.

Жидкий воздух представляет легко подвижную прозрачную жидкость бледно-голубоватого (небесного) цвета с температурой —190° С ^[39] при атмосферном давлении и —210° С в пустоте. При добывании полученный воздух бывает мутным вследствие примеси твердой углекислоты, но после профильтровывания он становится прозрачным, а твердая углекислота отлагается на фильтре в виде осадка. Из жидкого воздуха, содержащего 21% кислорода и 79% азота, вначале выделяются при испарении «пары воздуха», содержащие 7% кислорода и 93% азота, потом аргон. По мере испарения остающийся жидкий воздух становится поэтому все более богатым кислородом, вследствие чего его бледно-голубоватый цвет принимает густой оттенок. По испарении ¾ всего количества жидкого воздуха в остатке содержится уже 50% кислорода, а когда останется ¹/₂₅ доля, то в таком остатке будет содержаться до 90% кислорода. Таким путем нельзя получить чистого кислорода, и для этой цели применяют способы такие же, как на ректификационных винокуренных заводах для очистки спирта. Сохраняют жидкий кислород или воздух в стеклянных сосудах Дюара или специальных баках. Сосуды и баки имеют двойные стенки, из пространства между которыми выкачивается воздух. Это делается для того чтобы устранить нагревание вследствие проводимости материала, из которого сделаны сосуды. Стенки сосудов для отражения лучистой теплоты серебрятся. Тем не менее жидкий кислород очень быстро испаряется, и поэтому нельзя закрывать сосуды или баки герметически, так как может произойти разрыв их вследствие высокого давления паров, образующихся при испарении. Жидкий кислород можно переливать из одного сосуда в другой, но для избежания разрыва сосуда сначала пускают в него холодные газы, а уже затем вливают жидкость. Лучше всего переливание делать, соединяя оба сосуда трубкой, один конец которой глубоко погружен в кислород. Затем посредством сжатого воздуха в сосуде с жидким кислородом создается небольшое (1—1½ атм) избыточное давление, и жидкость по трубке перетекает в другой сосуд. Можно и не пользоваться сжатым воздухом, а после соединения сосудов трубкой герметически закрыть кислород, тогда через короткий промежуток времени благодаря испарению в сосуде создается давление, и жидкость по трубке будет перетекать в другой сосуд. Обращение с жидким кислородом очень несложно и в основном требует только аккуратности и внимания. Однако при пользовании им, транспортировке, хранении и т. п. надо принимать все меры предосторожности, так как ожоги его чрезвычайно опасны.

Рис. 27. Схема жидкостного ракетного двигателя

На рис. 27 представлена в простейшем виде схема жидкостного ракетного двигателя, работающего на жидком кислороде и бензине ^[40]. Жидкий кислород находится в медных баках, имеющих грушевидную форму. Баки имеют двойные стенки, между которыми создан вакуум. Горловина бака служит одновременно седлом для посадки головки с клапаном, закрывающим бак герметически. Клапан удерживается в прижатом состоянии посредством пружины которая может быть по желанию отрегулирована на нужное давление. Таким образом, если по каким-то причинам давление в баке превзойдет заданную величину, то клапан отожмет пружину, выпустит избыток газов и, как только давление уменьшится, снова герметически закроет бак. Клапан помимо пружины снабжен еще рычагом, благодаря которому возможно, независимо от давления в баке, нажав этот рычаг, открыть горловину и, следовательно, быстро спустить давление до нуля. Возможность такой манипуляции весьма существенна, так как позволяет управляющему мотором в случае каких-либо неполадок в работе очень быстро освободить баки от давления, открыв свободный доступ испаряющимся газам в атмосферу и тем самым предупредить возможный взрыв. Заливка в бак кислорода производится через горловину, для чего вся головка вместе с клапаном снимается. Подача кислорода в камеру сгорания происходит при помощи негорючего газа, подаваемого в бак под некоторым давлением. Газ выжимает жидкий кислород и по трубке, доходящей почти до самого дна бака, подает его в трубопровод. Аналогично с описанным и устройство бензинового бака, с той только разницей, что бак имеет одинарную стенку. Из баков компоненты (кислород и бензин) подаются каждый по своему трубопроводу в моторные агрегаты. Кислород в жидком виде поступает в жиклеры испарителей, а бензин — в жиклер, установленный непосредственно на камере сгорания. В испаритель кислород попадает в распыленном виде, проходя его, испаряется и затем через обратный клапан проходит в камеру сгорания. Испаритель имеет двойные стенки, между которыми циркулирует теплая вода. Для того чтобы в случае сильной вспышки в камере сгорания взрывная волна не попала в бак, на пути прохождения кислорода после испарителя установлен обратный клапан. Он представляет трубку с двигающимся в ней сердечником. В зависимости от направления движения газов сердечник будет прижат к одной из крышек клапана. При этом в одном направлении газы могут проходить свободно, а в обратном им будет препятствовать сердечник, перекроющий отверстие трубопровода и прижимаемый к нему давлением газов. Камера сгорания представляет цилиндр, имеющий двойные стенки. Пары кислорода омывают внутреннюю трубу и через овальные прорезы попадают внутрь камеры непосредственно около жиклера, распыляющего бензин. В этом же месте помещена свеча электрического зажигания, посредством которой и производится воспламенение смеси.

Огромные температуры, получающиеся в камере сгорания жидкостных ракетных двигателей, являются причиной того, что не удается добиться сколько-нибудь продолжительной их работы. После нескольких секунд работы самые огнестойкие металлы начинают плавиться, и камера сгорания мгновенно превращается в бесформенный ком железа. Поэтому особенно сложной проблемой в ракетном двигателе является проблема охлаждения. Приведенная на рис. 27 система охлаждения внутренней рубашки камеры парами кислорода применялась во время многочисленных опытов профессором Обертом, которому после многих лет работы удалось добиться продолжительности работы своих камер без разрушения все же не более чем в течение 5—7 мин. Несомненно, что одним из главнейших затруднений на пути развития ракетной техники является вопрос о нахождении таких огнестойких материалов, которые, будучи применены для изготовления камер сгорания, выдерживали бы температуры свыше 3000° в течение продолжительного времени ^[41].

Подача компонентов топлива в камеру, как уже говорилось, осуществляется посредством создания избыточного давления нейтрального газа. Для этой цели применяется азот, который посредством специального устройства поддерживает давление подачи (в баках) постоянным в течение всего времени работы двигателя до полного опорожнения баков. Азотный компенсатор представляет собой сосуд с жидким азотом. В него входит другой цилиндрический сосуд, в который все время подается горячая вода, подогревающаяся при прохождении через кожух сопла. Одновременно эта же вода охлаждает сопло. Если давление в системе начинает падать, то находящийся на левой стороне азотного компенсатора, в маленьком цилиндре, поршенек начинает ползти вверх и посредством рычага погружает сосуд с горячей водой глубже в азотный бачок. Благодаря этому азот испаряется более интенсивно, и давление в трубопроводах и баках системы снова повышается. В случае, если почему-либо давление слишком велико, то поршенек отжимается газами книзу, приподнимает воду и тем самым уменьшает испарение азота и снижает давление. На случай, если давление будет расти слишком быстро, азотный компенсатор снабжен автоматически действующим предохранительным клапаном, а также рычагом для быстрого спуска давления.

Количественное [и качественное] регулирование подачи компонентов, т. е. пропорция горючей смеси, осуществляется в процессе работы двигателя посредством управления жиклерами, подающими кислород в испарители и бензин в камеру сгорания.

Управление двигателем сосредоточено на специальной доске, где размещены и контрольные приборы. Оба кислородных жиклера управляются одновременно и от одного сектора. Другой сектор служит для управления бензиновым жиклером. Рядом на доске находятся рукоятки управления запорными кранами бензиновой и кислородной проводки, а также рычаги для открытия клапанов бензинового и кислородных баков. Помимо регулирования подачи путем управления жиклерами немаловажным условием является достижение во всей системе двигателя равномерного давления. Для наблюдений за этим на доске управления расположены манометры, показывающие давление в каждом из баков в отдельности, в азотном компенсаторе и в камере сгорания. Понятно, что давление в баках во время установившейся работы двигателя больше, чем в камере сгорания. Если вдруг давление подачи станет меньшим, чем рабочее давление в камере, то подача прекратится, и двигатель перестанет работать.

Необходимо отметить, что надежное и удобное управление всеми устройствами двигателя, а также безотказно работающая контрольная и измерительная аппаратура и приборы, быстро сигнализирующие экспериментатору о величине давления, температурах и пр., являются обязательным условием и залогом успешности работы.

Запуск двигателя в ход производится следующим образом: сперва создается нужное давление в баках с окислителем и горючим, затем открываются краны и жиклеры и образовавшаяся в камере смесь воспламеняется электрической искрой ^[42]. Интенсивность работы двигателя (сила тяги) может быть изменена по желанию в ту или другую сторону посредством управления жиклерами, а также изменением давления подачи.

Характерным для любого ракетного двигателя является то, что привычное для нас определение мощности в данном случае неприменимо.

Интенсивность работы ракетного двигателя характеризуется другой величиной, а именно развиваемой им силой тяги. Для того чтобы замерить силу тяги авиационного мотора, надо привести в движение воздушный винт. Ракетный же двигатель сообщенную ему тепловую энергию отдает непосредственно в виде силы реакции. Тяга ракетного двигателя может быть легко замерена, если соединить камеру сгорания, например, с динамометром.

Иногда применяют и другой способ. Неподалеку от сопла ставится экран, соединенный посредством коромысла с чашкой весов (рис. 28). Струя вытекающих из сопла газов ударяется об экран, отклоняет его и тем самым приводит в движение весы. Положив на чашку весов гири таким образом, чтобы вернуть экран в исходное положение, можно узнать силу тяги двигателя.

Принцип действия такого измерителя реактивной силы будет ясен, если вернуться к описанной выше схеме (рис. 6) работы ракетного двигателя. Давление на боковые стенки камеры сгорания взаимно уравновесится, а давление на днище (реактивная сила) равно давлению вытекающих через сопло газов и воспринимается экраном весов. Кстати сказать, распространено неверное мнение о том, что выходящие из сопла газы отталкиваются от окружающего воздуха, благодаря чему ракета и может двигаться. Такое представление вызвано полным непониманием принципа действия ракетного мотора, который сообщает силу тяги летательному аппарату по совершенно иной причине, как это и было указано при описании схемы на рис. 6 (глава III).

Для испытания описанного выше двигателя был выбран бесхвостого типа планер (рис. 29, 30 и 31), имевший форму треугольника ^[43]. Крыло деревянной конструкции из трех частей, толстого

Рис. 28. Весы для измерения реактивной силы

---

Рис. 29. Схема ракетного планера

профиля посредине образовывало утолщение, в котором расположено место пилота. В центроплане же установлены камеры сгорания, баки, испарители и вся проводка двигателя. Для крепления баков к крылу между ланжеронами установлены дюралевые шахты, а сами баки могли быть по желанию пилота сброшены. Управление планером осуществлялось ручкой и педалями. Рули направления и кили находились на концах крыла, причем при нажиме педали руль отклонялся только с одной стороны (с той же стороны, в которую надо было сделать разворот). К задней кромке крыла на кронштейнах подвешены: у концов крыла — элероны, а в центре — рули высоты.

Рис. 30. Взлет ракетного планера

---

Рис. 31. Ракетный планер в полете

Данные планера следующие:

Размах, м Длина, м Высота, м Площадь крыла, м2

12,1 3,09 1,25 20

Удлинение, м Вес без ракетного двигателя, кг Максимальное качество

7,3 200 16

Табл. 2 показывает, насколько тяжело решается задача полета с жидкостным мотором в таком простейшем виде. В случае тяги 50 кг полет происходит фактически с большим трудом. Для взлета требуется продолжительный разбег, а набор высоты происходит очень медленно и до ничтожного потолка в 810 м. Немногим лучше обстоит дело, если форсировать работу двигателя и снимать 100 кг тяги. В этом случае для того чтобы лететь со скоростью 120 км/час, требуется расходовать около 200 г/сек горючей смеси, что составит за 1 мин 12 кг и за 1 час 720 кг (считая скорость все время неизменной), т. е. фактически с такой нагрузкой планер не сможет оторваться от земли. Если же установить обыкновенный авиационный мотор, например «АБС», мощностью только в 24 л. с, то при скорости 100 км/час самолет сможет свободно летать свыше 3 час, а практический потолок его составит около 3000 м.

Таблица 2 Полетные данные планера с ракетными двигателями   Тяга мотора 50 кг 100 кг Разгон, сек Вертикальная скорость у земли, м/сек Максимальная скорость у земли, км/час Потолок, м Расход топлива, г/сек Продолжительность полета, мин Дальность полета, км 60 2,2 139 810 250 6 13 20 7,1 198 1400 420 4 20

Рассматривая весовые характеристики аппаратов с жидкостными ракетными двигателями и не ограничиваясь только приведенным в качестве примера бесхвостым планером, а исследуя вопрос несколько более подробно, нужно признать, что по состоянию ракетной техники на сегодняшний день полет человека на самолете с жидкостным мотором пока еще может быть отнесен только к области фантастики^[44]. Понятно, что при этом следует различать два понятия: принципиально не вызывающий сомнений и, вообще говоря, возможный подъем человека при помощи жидкостного ракетного летательного аппарата (РЛА) на некоторую высоту от земли и пока еще неосуществимый полет в течение более или менее продолжительного промежутка времени и по заданному маршруту. В последнем случае подразумевается исключительно высотный полет, так как в плотных слоях атмосферы, у земли, невозможно достичь настолько больших скоростей полета, чтобы получить достаточную полезную отдачу двигателя.

Посмотрим, из чего будет складываться полетный вес высотного самолета с жидкостным ракетным двигателем.

Во-первых, экипаж. Здесь речь может идти об одном, двух или даже трех человеках. Вес экипажа является величиной вполне определенной и составляет от 100 до 300 кг (включая сюда парашюты, теплую одежду и пр.).

Далее, жизненный запас. Сюда войдут все установки, приборы и приспособления для поддержания жизненных условий экипажа при его работе на высоте.

Затем, кабина, которая будет очевидно герметической; будем считать, что вес ее составит около 300 кг.

И наконец, конструкция РЛА, которая должна в основном отвечать трем задачам: допускать 1) взлет и набор высоты в низших слоях, в тропосфере; 2) полет с большими скоростями в стратосфере и 3) планирование и посадку. В нашу задачу не входит изложение здесь конкретного проекта того или иного типа РЛА, но из сказанного выше можно сделать вывод, что такой аппарат вряд ли будет легче по весу, чем известные нам некоторые авиационные конструкции.

Вес аппарата с экипажем, оборудованием, приборами и пр. (только без горючего) будет измеряться не десятками, не 2—3 сотнями килограммов, а тысячей и может двумя тысячами килограммов.

Каковы будут условия взлета такого аппарата? Опять-таки, продолжая наши рассуждения, можно сказать, что независимо от способа, которым будет произведен взлет, он будет происходить, по крайней мере в первой своей части, достаточно медленно. Это нужно потому, что организм человека не переносит больших ускорений. Кроме того, низшие, более плотные, слои атмосферы выгодно пройти с небольшими скоростями, так как в противном случае пришлось бы преодолевать весьма значительное сопротивление воздуха, которое, как мы видели, начиная с некоторой скорости, растет необычайно быстро.

Мы видим, что ракетные самолеты в период взлета и набора высоты весьма далеки от тех сказочных скоростей, которые обычно так охотно им приписываются.

В таком случае можно прийти к заключению, что порядок цифр веса РЛА не будет особенно сильно отличаться от таких же величин для соответствующих самолетов. При этом следует помнить, что все время речь идет о весе аппарата, не считая веса горючего для ракетного двигателя. Условия взлета, как мы видели, до некоторого момента также будут аналогичны условиям, присущим вообще самолету. Следовательно, и потребные для полета тяги двигателей будут порядка, близкого к самолетным. Посмотрим, каковы в этом случае получаются расходы топлив.

Как известно, состав смеси описанного нами типа ракетного двигателя, работающего на жидком топливе и окислителе, составляется в пропорции около 1 : 4. Теплотворная способность смеси будет около 2000 кал и теоретическая величина тяги, снимаемой с 1 кг расхода смеси, равняется около 200 кг.

В табл. 3 приведены величины расходов по тягам в 1 сек, 1 мин и 1 час *. Величины тяг двигателей взяты чисто условно и в данном случае равны 100, 500 и 1500 кг. В пределах этих величин или комбинируя двигатели попарно и т. д., возможно, как раз и будет находиться потребная для полета нашего аппарата сила тяги.

* Из доклада автора на I Всесоюзной конференции по изучению стратосферы 5 апреля 1934 г.

Таблица 3 Расходы топлива по тягам ЖРД (в кг) Тяга, кг Время работы двигателей 1 сек 1 мин 1 час 100 500 1500 0 ,42 2,10 6,30 25,2 126,0 378,0 1500 7550 22 600

К сожалению, цифры, приведенные в таблице, не обещают ничего хорошего (на практике они еще хуже).

Если к весу нашего аппарата приложить вес топлива, даже в самом скромном количестве, то такой самолет не сможет сам себя поднять. Это обстоятельство следует серьезно учесть при всевозможных работах в данном направлении.

Правда, необходимо оговориться, что метод оценки осуществимости полета по продолжительности для ракетных аппаратов будет не совсем правильным. Порядок скоростей, так сказать, практически выгодного ракетного аппарата будет значительно отличным от тех величин, которые мы получаем у самолетов.

Кроме того, значительная часть пути будет пройдена аппаратом на планировании, т. е. без мотора, причем дальность планирования возрастет за счет инерции.

Далее, при установившемся полете на высоте потребуется незначительная тяга для полета, для чего будет нужен ничтожный расход горючего. Таким образом, общий баланс веса и, в частности, та его доля, которая падает на горючее, если, вести расчет, исходя из пройденного пути (пусть даже в короткий промежуток времени), могут оказаться намного утешительнее, чем в разобранном нами примере.

Но несомненно, что проблема уменьшения рахода на единицу тяги еще долгое время будет стоять перед ракетчиками в качестве первоочередной задачи^[45].

У ракетного двигателя под величиной веса следует понимать вес только камеры сгорания с соплом. Все остальное может быть отнесено к питанию, т. е. бакам, проводке и пр. Таким образом, сам по себе вес двигателя очень невелик, а вес агрегатов питания зависит от ряда факторов, например емкости, схемы расположения, применяемого материала и пр.

Одним из существующих факторов, значительно влияющих на вес баков и всей системы питания, является способ подачи топлива в камеру сгорания. В описанном нами двигателе подача происходит под давлением, под которым и находятся вся проводка, арматура и баки. Это значительно увеличивает вес установки, так как приходится упрочнять баки, для того чтобы они выдержали нужное давление. Такая система, хотя и является наиболее простой и легко осуществимой, но, как правило, особенно при емких баках, получается довольно тяжелой. Кроме того, поскольку вся арматура, трубопроводы, все соединения и баки находятся под давлением, требуется очень тщательная сборка и пригонка всех частей, так как в противном случае из-за негерметичности какого-нибудь места нельзя будет поднять давление в системе.

У некоторых двигателей давление подачи достигает весьма значительных величин (60—80 атм), и поэтому вес всей моторной установки получается большим. Для того чтобы избегнуть этого, могут быть применены насосы или инжектирующие устройства.

Баки с окислителем и горючим свободно соединяются с атмосферой, а топливо в камеру сгорания подается одним из указанных способов под соответствующим давлением. В этом случае баки делаются тонкостенными и рассчитываются только на то, чтобы выдержать вес заключенной в них жидкости, а все соединения трубопроводов должны быть достаточно плотными во избежание протекания. Под повышенным давлением находятся сам насос, камера сгорания и соединяющая их проводка.

В смысле эксплуатации такая схема питания много проще, а главное безопаснее, так как горючие компоненты не имеют избыточного давления и продукты испарения их могут быть отведены непосредственно в атмосферу.

На практике вследствие целого ряда различных затруднений и, в частности, большого потребного секундного расхода жидкости система подачи при помощи насосов получила малое распространение, хотя работы в этом направлении ведутся и по-видимому могут дать положительные результаты^[46].

Если обратиться к рассмотрению других типов ракетных летательных аппаратов, предназначенных для достижения больших высот, а именно к аппаратам, не несущим людей, т. е. живой нагрузки, то, применяя для них в качестве движителя жидкостные ракетные моторы, можно ожидать получения несколько более благоприятных результатов по сравнению с самолетами.

Причины этого кроются в том, что таким ракетам можно сообщить значительно большие ускорения и быстрее достичь больших скоростей полета, на которых, как известно, коэффициент полезного действия двигателя увеличивается.

Кроме того, целый ряд сложнейших вопросов, присущих самолету, и налагающих известные ограничения, в данном случае отпадают. Сюда могут быть отнесены управление РЛА как самолетом, его взлет и посадка, получение ускорений в допустимых пределах и многое другое. Понятно, что конструкция ракет получается гораздо более простой, легче осуществимой и выгодной.

Достижение высот в 20; 50; 100 км при помощи, например, бескрылых ракет с жидкостным мотором является делом вполне реальным. Сегодня эти высоты еще не взяты, но это несомненно не замедлит последовать. Достаточным подтверждением этому могут быть ведущиеся в настоящее время усиленная работа и многочисленные эксперименты в этой области.

Известны проекты подъема ракет на большие высоты для производства различных наблюдений, для чего в качестве полезного груза берутся регистрирующие приборы. Продолжительность полета такой ракеты с мотором может составить в зависимости от высоты подъема и других факторов 30—100 сек.

В первые же моменты полета ракета пробивает нижние слои атмосферы, развивая огромнейшие скорости в несколько сот метров в секунду, а после выгорания топлива продолжает подъем, двигаясь по инерции. Достигнув верхней точки, ракета при помощи каких-то приспособлений спускается на землю.

Учитывая изложенные обстоятельства и на основании расчетов, базирующихся на реальных технических и производственных возможностях, надо сказать, что жидкостная ракета может выполнить ряд заданий науки, стремящейся к изучению стратосферы. При этом надо оговориться, что приведенные для иллюстрации цифры ни в коем случае не являются предельными и, вообще говоря, теоретически ракета потолка не имеет.

Из рассмотрения диаграммы строения стратосферы, изображенной на рис. 1, видно, какое исключительное значение имеет ракета как средство исследования стратосферы. Все иные способы, применяющиеся для полета или подъема приборов, захватывают лишь начало ее, и, безусловно, не смогут дать в большинстве случаев достаточно исчерпывающих результатов.

Наряду с большими техническими трудностями, которые необходимо преодолеть для осуществления полета ракеты на большую высоту и затем ее благополучного спуска на землю, имеется ряд немаловажных побочных вопросов. Главнейшие из них — это создание специальной совершенно новой регистрирующей и сигнализирующей аппаратуры для производства тех или иных наблюдений в условиях нахождения прибора внутри ракеты, затем устройство такого приспособления, которое позволило бы ракете совершать спуск на землю достаточно медленно, так как в противном случае сохранение в целости приборов или хотя бы произведенных ими записей будет невозможно.

Понятно, что в империалистических странах ракета меньше всего будет использована для научных и исследовательских целей. Ее главной задачей будет военное применение, причем значительная высота и дальность ее полета как раз и являются для этой цели наиболее ценными качествами.

Рис. 32. Ракета «Мирак-1»

С конца прошедшего десятилетия работы над РЛА на жидком топливе усиленно велись во многих странах. В Германии серия опытов была поставлена с небольшими опытными образцами ракет «Мирак».

Первая ракета «Мирак-1»* (рис. 32) была сделана из алюминия и имела три части: верхнюю — с баком для жидкого кислорода, нижнюю — для бензина и среднюю — камеру сгорания. Последняя имела конусообразную форму и была изготовлена из сплавов меди без всякой облицовки внутри. Два бака были сделаны из дюраля: верхний заключал в себе около 1 л кислорода, а нижний — около ½ л бензина. Кислород подавался в камеру сгорания давлением своих же паров, которые быстро образовывались благодаря испарению при закрытии бака герметически. Бензин подавался давлением углекислоты, вследствие чего удалось избежать применения насоса, который в данном случае был бы невыгодным. Вес ракеты с горючим составлял около 3 кг. Опыты, произведенные с нею на весах, дали подъемную силу в 4,5 кг; иными словами, если бы ракета во время опытов не была привязана, она улетела бы.

* По данным профессора Н. А. Рынина.

Предполагалось, что кислород нуждается в некотором подогревании, для того чтобы он развил достаточное давление; камера же сгорания, наоборот, требует охлаждения. По этим соображениям камера сгорания была вдвинута в бак с кислородом. Однако это устройство оказалось неудовлетворительным: кислород чрезмерно нагревался, в то время как его согревать совсем не следовало, а охлаждение камеры было недостаточно. Коническая форма последней оказалась плохой, так как углы ее нижней части мешали быстрому выходу газов и сильно понижали силу тяги. Кроме того, оказалось необходимым увеличить объем посредине и вверху камеры для лучшего образования смеси и горения. В результате в баке с кислородом развивалось настолько сильное давление, что бак разрывался, и это показало, что ракета нуждается в предохранительном клапане.

Тогда была построена следующая ракета, «Мирак-II» (рис. 33), имевшая клапан, отрегулированный таким образом, что он открывался при таком давлении, которое еще выдерживали стенки бака. Бак для бензина и его приспособления остались прежними, камера же сгорания подверглась коренному изменению. Она по-прежнему осталась в баке с кислородом, но была сделана из стальной оболочки, обертывающей керамиковую рубашку, которая препятствовала свободной передаче тепла кислороду и предохраняла камеру от прогорания. Форма камеры была цилиндрической и соответственно большего объема, чем у первой ракеты.

Причинами взрывов «Мирак-I» был кислородный бак, а «Мирак-II» — камера сгорания, которая вследствие непрочности керамики начала размягчаться; высокая температура сообщилась кислороду, в результате чего и произошел взрыв всей ракеты.

Опыты производились в глубоком овраге, на дне которого была установлена небольшая стальная башня. С обеих сторон ее помещались баки с горючим, прикрытые землей. Краны баков открывались издалека при помощи проволочных тяг. Станок для испытания двигателя на месте состоял из стального рычага длиной около 300 мм с осью вращения посредине. На одном конце его устанавливался испытуемый ракетный мотор, а другой конец упирался в измеритель силы с часовым механизмом, вращающим барабан с зачерненной бумагой. Стрелка, укрепленная на рычаге, чертила диаграмму изменения силы тяги двигателя. При соответствующей тарировке прибора можно было на основании диаграммы прочесть величину реактивной силы в любой момент работы.

Рис. 33. Ракета «Мирак-II»

В первые моменты работы мотор немного брызгал и давал перебои, но затем по мере его нагревания работа становилась устойчивой, пламя выходило из сопла на расстояние 1—1½ м в виде ровной желтой струи и сопровождалось сильным свистом. Далее длина пламени укорачивалась, цвет его переходил в голубоватый и шум усиливался. Минута работы казалась присутствовавшим на опытах необычайно долгим временем.

Во время опытов на станке камера помещалась в небольшой жестяной бак с проточной водой. При работе не более 1½ мин вода в баке из замерзшего состояния переходила в кипяток, но медная рубашка мотора не плавилась, а лишь слегка окислялась. Когда следовало остановить горение, то сначала выключался кислород, а затем бензин. В обратном случае чистый кислород, встречая раскаленный металл, мог бы его расплавить или вырезать.

В полете подобные небольшие моторы должны были бы работать не более 30—40 сек, в течение которых перегрев камеры не мог бы быть чрезмерным. Во время опытов на станке маленькие моторы работали по 5 мин при охлаждении рубашки камеры водой.

При более продолжительной работе, до 10 мин, они сами взрывались или прогорали, что указывало на значительный перегрев Наблюдения за опытами вследствие большой опасности велись с большими предосторожностями из-за надежного прикрытия и при помощи системы зеркал.

Ракета «Мирак-III»(Рис.34) была изменена в части устройства бака с бензином, формы и положения мотора. Вместо одного нижнего бака было устроено два, взаимно уравновешивающих друг друга. В одном из них помещался бензин, а в другом — азот под давлением. Трубка соединяла оба бака так, что газ, оказывая давление на бензин, при открытии клапана нагнетал его в камеру сгорания. Азот был применен вместо углекислоты, потому что он оказался более надежным и давал сразу требуемое давление. Камера имела цилиндрическую форму с шаровидными концами. Изготовлена она была из дюраля с внутренней прокладкой из меди. Критическое (наиболее узкое) сечение сопла было сделано несколько большим, само сопло — длиннее, чем у прежних двигателей, и изнутри по всей длине выложено медью толщиной около 2 мм.

При опытах иногда наблюдалось интересное явление. В то время как давление в камере достигало 12—20 атм, давление подачи было меньшим и двигатель продолжал работать. Возможно, что это объясняется токами газа в камере, образующими подсасывание около входного отверстия трубки, подводящей в камеру горючее, а может быть — явлением детонации.

Сила тяги двигателя — около 10 кг и продолжительность действия — 32 сек, при расходе кислорода по объему в 4 раза более, чем бензина.

Рис. 34. Ракета «Мирак-III»

Ракета должна была подняться на высоту до 5000 м, и хотя эта высота и невелика, но необходимо помнить, что данная ракета, как говорит ее название, представляет минимальную ракету, а при сравнительно небольшом ее увеличении и установке другого мотора можно рассчитывать на достижение весьма значительной высоты.

На рис. 35 изображена схема большой составной ракеты Оберта*, заключающей в себе одну ракету, работающую на спирте, и вторую, использующую в качестве горючего жидкий водород. В нижних слоях атмосферы, где плотность воздуха велика, предположено применить спиртовую ракету, скорость извержения газов которой и скорость полета относительно малы. В более же высоких слоях, где плотность незначительна, следует применять меньшую водородную ракету, у которой скорость истечения газов и скорость полета больше.

Назначение аппарата — исследование высоты, состава и температуры земной атмосферы, определение закона сопротивления воздуха при разных высотах и скоростях, а также исследование работы самой ракеты.

*Для сокращения подробное описание ее нами не приводится.

Для облегчения старта предусмотрена еще вспомогательная ракета, а также есть проект отправки ракеты с некоторой высоты, на которую она поднимается при помощи дирижабля. Таким образом, начало подъема по расчетам будет на высоте 7700 м; из них 5500 м проходится дирижаблем и 2200 м — при помощи вспомогательной ракеты. Общая высота подъема спиртовой ракеты по расчетам Оберта должна достигать 56 км.

Верхняя часть представляет как бы шапку над обеими ракетами и удерживается от раскрытия пружинами. Когда в спиртовой ракете горючее истощится, связь между верхушкой и корпусом прерывается, верхушка раскрывается, распадаясь на две части, и из внутренности спиртовой ракеты вылетает водородная ракета. Бак с кислородом находится под давлением около 20 атм, причем имеется устройство, при помощи которого поддерживается соответствие расходов горючего и кислорода.

Водородная ракета начинает свой полет с высоты 56 км, достигая в течение 8 сек высоты 84 км. Дальнейший полет происходит по инерции, причем, сбросив движущую часть водородной ракеты, головка ее с приборами должна достигнуть высоты в тысячу девятьсот шестъдесят километров. Скорости полета при этом будут следующие: по окончании горения вспомогательной ракеты в течение 8 сек — 500 м/сек, по окончании горения спиртовой на высоте бб км (через 40 сек) — 3000 м/сек и наибольшая развиваемая скорость — 5100 м/сек (еще через 8 сек). Продолжительность полета от момента старта до возвращения оболочки на землю около 35 мин, ускорение на взлете — около 10 g.

Рис. 35. Составная ракета Оберта

Рис. 36. Приспособление для взлета ракеты Оберта и парашют для ее спуска на Землю

Не вдаваясь в глубокую критику данного проекта, достижения которого на практике будут, возможно, меньшими, а трудности — большими, чем это в своем кратком изложении дает профессор Оберт, необходимо отметить, что идея устройства составной ракеты для достижения большой высоты принципиально заслуживает внимания. Если система ракет будет технически грамотно и рационально разработана и осуществлена, то при наличии надежного мотора достижение таких огромных высот является вполне реальной и разрешимой задачей.

Если достижением столь огромных высот не задаваться, а поставить себе задачей подъем приборов до 100 км, что, как говорил на I Всесоюзной конференции по изучению стратосферы академик Иоффе, уже даст очень многое для изучения тех же космических лучей и пр., то, понятно, такие сложные устройства, как описанная составная ракета, не потребуются.

Организация исследований стратосферы именно и может быть простой и доступной только благодаря ракетам и уже на таких высотах, куда ни шар-зонд, ни стратостат подняться не смогут.

Работа в этом направлении, несомненно, может дать плодотворные результаты. Полет же в стратосферу человека при помощи аппаратов, снабженных жидкостными ракетными двигателями, в настоящее время, по ряду указанных выше причин, еще невозможен.

Полет на высоте возможен при условии, что он будет происходить со значительной скоростью, тем большей, чем меньше плотность окружающего воздуха.

Если обратиться к рассмотрению скоростей, то, начиная с определенной величины, вредное сопротивление, мешающее полету самолета, с увеличением скорости у земли очень быстро возрастает, а при полете на высоте благодаря малой плотности воздуха имеет значительно меньшую величину.

Для каждой данной скорости имеется такое значение плотности и, следовательно, соответствующая ей высота полета, при которой сопротивление будет минимальным.

Таким образом, высота и скорость тесно связаны между собой условием наименьшего сопротивления самолета при полете на высоте, и основным принципом последнего является приспособление высоты к скорости, с тем чтобы достичь минимума сопротивления, а значит наименьшей затраты мощности, горючего и пр. Некоторые цифры, характеризующие эту зависимость, были приведены в табл. 1.

Всякое представление о высотном полете (может быть не всегда обоснованное и правильное) неразрывно связывается с возможностью достижения громаднейших скоростей.

Из предыдущего изложения видно, что применение для этих целей ракетных аппаратов ограничено целым рядом условий, на сегодняшний день практически исключающих возможность полета человека (ракетного самолета).

Причина этого в основном одна — наш аппарат, несущий на себе человека, не может достаточно быстро развить скорость до нужной величины. Следствием этого являются малые коэффициенты полезного действия ракетных двигателей, громаднейшие расходы потребного для полета топлива, так перегружающего аппарат, что он не может оторваться от земли.

Создавшееся положение заставило техническую мысль, неустанно работавшую над проблемой ракетного полета в стратосфере, искать какое-то иное решение задачи. В частности, если обратиться к топливам, которые применяются для жидкостных ракет, то все, так сказать, «зло» происходит оттого, что для образования горючей смеси необходимо возить с собой большое количество тяжелого жидкого кислорода. Естественной, поэтому, была мысль об использовании кислорода воздуха, подобно тому, как это делается у обычных авиационных моторов.

Ракетные аппараты при своем полете должны развивать громаднейшие скорости, и следовательно, благодаря этому представляется возможным использовать получающийся скоростной напор, для того чтобы подвести нужное количество кислорода в камеру двигателя. Тем самым отпадает необходимость в специальном жидком окислителе, который, помимо своего большого удельного веса, должен браться, как это мы видели из предыдущего, в количестве, в несколько раз превышающем количество горючего. Таким образом, идея воздушных ракетных моторов заключается в том, чтобы производить работу последних на смеси, образующейся во время полета со значительной скоростью из некоторого горючего компонента и кислорода воздуха, засасываемого в камеру сгорания мотора. Вот что по этому поводу говорит итальянский исследователь инженер Дж. А. Крокко:

«Речь идет о том, что при движении захватывать окружающий воздух, сжимать его под давлением, достаточным для создания хорошего коэффициента полезного действия мотора, затем, подавая туда же распыленное топливо, сжигать его при постоянном давлении и, наконец, дать возможность расширяться продуктам сгорания для достижения ими скорости, превышающей скорость засасываемого воздуха. Произведение массы воздуха, проходящего в данный промежуток времени, на этот выигрыш скорости и даст необходимую движущую силу нашему аппарату»^[47].

В работе с воздушными ракетными двигателями имеет большое значение ряд специфических моментов.

Вопрос: почему в книге нет рисунка 38? У кого есть книга изд. 1934? Есть ли там? - Хл

Рис. 37. Заливка кислорода в ракету

Первый из них — предварительный разгон аппарата, необходимый для того, чтобы двигатель начал работать ^[48]. При этом, как указывалось выше, величина начальной скорости, на которой может быть получено достаточное количество кислорода для двигателя, равна около 100 м/сек. Достижение такой скорости обычными методами авиационной техники на сегодня принципиально хотя и возможно, но по ряду причин будет неудобным. По-видимому, потребуется устройство специального разгона при помощи жидкостного ракетного двигателя или нескольких ракет на твердом топливе.

Рис. 39. Взлет ракеты М. К. Тихонравова[49]

Вообще ожидать большого внешнего сходства между самолетом и ракетным двигательным аппаратом с воздушным мотором не приходится, так как основные параметры машины (размах, удлинение и пр.), далее, схема расположения моторного агрегата и устройство для него приемников большого сечения для воздуха, который затем попадает в камеру сгорания, агрегаты для разгона и пр.— все это, будучи собрано в одно целое, представит совершенно иную картину.

Говоря о приспособлениях для засасывания и подачи воздуха в мотор, необходимо отметить, что сечения этих отверстий или, что то же, размеры самих воздушных ракетных двигателей в случае, если потребуется получить большую силу тяги, будут достигать довольно значительных величин. Как показали опыты, это обстоятельство ухудшает аэродинамику аппарата, повышая его вредное сопротивление, т. е. опять-таки требуется увеличение силы тяги. В целом задача сводится к получению такого выгодного соотношения между этими величинами, чтобы аппарат мог лететь.

Крокко в своих работах теоретически доказал возможность осуществления подобного аэродинамического тела, в котором имелся бы просвет для засасывания внешнего воздуха при температуре и давлении, соответствующих скорости, и совершалось бы вытекание струи в противоположном направлении после подогрева. Скорость вытекания струи будет больше, чем скорость засасывания (вследствие подогрева), в результате чего и получается реактивное усилие, которое может нейтрализовать сопротивление тела и превратить его в тело движущееся.

Если обратиться к расходам топлив воздушных ракетных моторов, то получается более благоприятная картина. Расход топлива (табл. 4) примерно в 3 раза меньше, чем у жидкостных двигателей на ту же силу тяги. Даже при наличии каких-то вспомогательных устройств, расходующих топливо для сообщения аппарату начальной скорости, общий весовой баланс будет в этом случае также значительно лучшим.

Таблица 4 Расходы топлива по тягам ВРД (в кг) Тяга, кг Время работы моторов 1 сек 1 мин 1 час 100 500 1500 0,14 0,70 2,0 8,4 42,0 120,0 500 2520 7500

Необходимо указать, что воздушные ракетные двигатели должны иметь ограниченную высоту применения, потому что тяга их изменяется пропорционально плотности окружающего воздуха. Практически это будет 30—35 км. Однако по сравнению с высотными винтомоторными группами, у которых мощность также падает с уменьшением плотности, преимущество останется за ракетными моторами помимо несколько большего потолка еще и потому, что последние могут обеспечить на высоте значительно большие скорости полета, а у аппаратов с высотной винтомоторной группой, как уже указывалось, пределом достижимого будет скорость до 700 км/час.

Ренэ Лорен предложил ряд схем воздушных ракетных моторов и устройств для их испытания. На рис. 40 изображена первоначальная схема трубы Лорена, имеющей профилированный внутренний канал. Схема действия этого двигателя аналогична показанному на рис. 10. Если его поместить в воздушный поток большой скорости, то он будет работать в стационарных условиях. На рис. 41 изображена такая схема. Здесь b — компрессор, нагнетающий воздух, А — камера сгорания, В — приспособление для воспламенения образующейся смеси горючего и воздуха и Т — сопло, через которое происходит истечение продуктов сгорания. Следует отметить, что для успешной постановки более или менее значительных опытов потребуется воздушный компрессор большой производительности. На рис. 42 показана схема двигателя, у которого воздух поступает в помещенную в носовой части аппарата полость М и далее в камеру. Истечение продуктов сгорания происходит через сопла, расположенные по окружности на боковой поверхности ракеты. В полости М должно происходить сжатие воздушной струи вследствие большой скорости полета, после чего она попадает в камеру.

Идея использования подсасываемого воздуха была предложена не только для образования горючей смеси в камере двигателя. Французский инженер Мело изобрел керосиновый двигатель прямой реакции, в котором энергия газа превращается непосредственно в энергию отдачи без помощи каких-либо промежуточных устройств. На рис. 43 изображена схема двигателя Мело^[50]. После воспламенения газ вырывается через узкое отверстие с громадными скоростями. Для того чтобы повысить коэффициент полезного действия, необходимо увеличить вырывающуюся массу при помощи прибавки к ней массы подсасываемого воздуха. Этим и объясняется присутствие в схеме четырех инжекторов. Газы, образовавшиеся в двигателе, проходят через трубки и встречают приток подсасываемого воздуха в четырех инжекторах, каждый раз все больших размеров.

На рис. 44 изображена схема прибора, работающего по круговому циклу, исследованному инженером Ф. А. Цандером*. Через трубу Н движется газ (продукты сгорания) под большим давлением. Этот газ расширяется в раструбе и сжимается опять до давления наружного воздуха в обратном конусе Л. Через отверстие О он уходит наружу. Присасываемый воздух движется в промежутке между наружным кожухом А и трубой H. На протяжении от В до С воздух подогревается ребрами, причем труба Н также может иметь форму подогревающей спирали или радиатора. От С до Д воздух расширяется, а затем опять сжимается и выходит через Е. Устройство К представляет маленькую трубку, взамен которой можно сделать просто отверстие в стенке внутренней трубы, которая в период пуска в ход служит в качестве воздушного насоса, который она заменяет, для установления низкого давления в месте ДР — охлаждающие ребра или охлаждающая среда, как например жидкий воздух или вода.

* Ф. Цандeр. Проблема полета при помощи реактивных аппаратов. 1932 г.

Описанное устройство может дать большое давление сжатого воздуха, причем в том случае, когда он выпускается через Е в направлении, обратном полету, можно использовать его реактивную силу, а если его отвести в сторону через трубку Е, то он может быть применен для других целей.

В заключение приведем траекторию полета аппарата, рассчитанного инженером Крокко. В качестве двигателя в данном случае взят воздушный реактивный мотор, а сам аппарат принимался в виде тела, имеющего наилучшие аэродинамические формы. Полетный вес в момент старта равен 1000 кг, из которых 40%, т. е. 400 кг, занимает горючее, а остальные 600 кг относятся к конструкции и полезной нагрузке. Взлет происходит в предположении, что начальная скорость в 80 м/сек (288 км/час) сообщается аппарату каким-то посторонним источником силы или приспособлением и что для этого взятое в полет горючее не расходуется.

Рис. 45. Траектория полета

На рис. 45 изображена в масштабе траектория полета аппарата с наибольшей скоростью 1000 м/сек (кривая 1). То же, для большей ясности чертежа, показано в искаженном масштабе в виде кривой 2. Кривая 3 показывает расход горючего от момента включения воздушного ракетного мотора до его остановки и перехода на планирование. Высота полета выбрана наивыгоднейшей для данной скорости. Точки траектории соединены с соответствующими точками на кривой расходов таким образом, что в каждый момент известны величина достигнутой аппаратом скорости и количество израсходованного горючего. Полет рассчитан так, что, набирая высоту и все увеличивая скорость полета, аппарат, израсходовав около 300 кг топлива, достигает высоты немного более 30 км, затем плавно переходит на горизонтальный полет со скоростью 1000 м/сек, который и продолжает до полного выгорания горючего. Дальность первого участка полета на наборе высоты составляет около 200 км. Горизонтальный участок достигает протяжения в 1000 км, а дальность планирования — 600 км. Продолжительность всего полета будет около 43,5 мин, что дает среднюю скорость примерно в 690 м/сек или 2500 км/час.

Надо сказать, что отношение веса горючего к общему полетному весу в этом примере теоретически получилось вполне удовлетворительным. И даже больше того, если произвести сравнение с обычным самолетом, то результаты будут не в пользу последнего. Так, в нашем примере ракетный аппарат расходует 400 кг топлива и проходит дистанцию 1800 км в 43½ мин.

Самолет весом в 1000 кг с мотором в 200 л. с, имеющий значительную путевую скорость в 200 км/час, пройдет ту же дистанцию в течение 9 час полета и израсходует также около 400 кг топлива.

Понятно, что за самолетом остается только временное преимущество, а именно в том, что в настоящий момент полет его есть дело простое и реальное, а полет ракетного аппарата принадлежит к области будущего.

Если же предположить, что все весьма многочисленные трудности на пути осуществления такой работы будут успешно преодолены, то задача такого полета может быть реально осуществлена.

В заключение можно сказать, что применение воздушных ракетных моторов для полетов человека в стратосфере (в комбинации с другими типами двигателей, служащих для разгона) несомненно имеет перед собой интересные перспективы.

Перспективы применения ракетных двигателей для летательных аппаратов нередко понимаются и обсуждаются в духе чрезмерного оптимизма, причем последний относится в особенности к авиации на высоте стратосферы. Принято считать, что будущее завоевание стратосферы, а сегодняшнее расширение границ земной авиации зависят исключительно лишь от того, как скоро мы захотим поставить на самолет ракетный двигатель. И как только выясняется, что другие способы не дают полного и достаточно удовлетворительного ответа и что высоты свыше 35—40 км почти совершенно недоступны для исследований, взоры всех с излишней легкостью обращаются к ракетам. Описанию последних, вплоть до мельчайших подробностей конструкции, посвящено немало работ авторов и изобретателей.

Более того, очень прочно укрепилось убеждение о пригодности ракетных аппаратов для полетов в межпланетном пространстве. На эту тему имеется особенно много импровизаций и иногда столь неграмотных предложений и схем, каких, кажется, до сих пор еще ни одна новая идея не порождала.

А если повнимательнее вглядеться в сущность вопроса, то дело обстоит далеко не так просто и ясно.

Ракетный мотор и аппарат, независимо от их устройства, имеют определенные границы выгодного и невыгодного, возможного и невозможного. Выгодным для ракетного аппарата является скорость. Только на больших, на огромных по сравнению с известными нам, скоростях ракетный аппарат оправдает себя. В этом случае все будет в полном порядке: и хороший коэффициент полезного действия, и незначительный расход топлива на единицу пройденного пути, и пр. Безусловно, следует отказаться от попыток использовать ракетные моторы для передвижения по земле на автомобилях, глиссерах и других тихоходных экипажах. Современный самолет с его кажущимися нам громадными скоростями также непригоден для установки ракетных моторов. Достаточно посмотреть на разобранные в предыдущем изложении примеры ракетного планера и высотного самолета и сравнить их с составной ракетой Оберта и др. В первом случае — неуклюжий тяжелый взлет перегруженного аппарата, полет в течение коротких минут на практически ничтожной высоте и затем посадка туда, куда придется, так как мотор остановлен из-за израсходования всего горючего. В другом случае — мгновенный легкий взлет, скорости во много сотен метров в секунду и громаднейшие высоты.

Отсюда можно сделать два вывода.

Первый — это необходимость и целесообразность применения ракет, сразу развивающих достаточные скорости и испытывающих поэтому весьма значительные ускорения. Это — задача сегодняшнего дня.

Второй — полет человека в таких аппаратах в настоящее время еще невозможен. Повторяем еще раз, что в данном случае имеется в виду не подъем, а полет по некоторому заданному маршруту с работающим мотором.

Понятно, что ракета, благодаря своим исключительным качествам, т. е. скорости и большому потолку (а значит и большой дальности полета), является очень серьезным оружием. И именно это надо особенно учесть всем интересующимся данной областью, а не беспочвенные пока фантазии о лунных перелетах и рекордах скорости несуществующих ракетных самолетов.

Как решить задачу полета человека? Несомненно, что если говорить о полетах на высоте свыше 30 км, то здесь без ракеты не обойтись. Мы уверены, что в самом недалеком будущем и эта часть проблемы будет решена. Если, как мы видели, задача неразрешима с двигателями на твердом топливе и трудно разрешается современными жидкими, то несколько более благоприятные данные могут дать воздушные ракетные моторы, а в дальнейшем, конечно, появятся и будут разработаны какие-то новые схемы.

Вопросы физиологии полета и приспособления человеческого организма к перенесению значительных ускорений должны исследоваться с тем, чтобы добиться успешных результатов, которые позволили бы человеку летать при помощи РЛА. Может быть, здесь придется пойти по линии создания таких приспособлений, таких приборов, которые дали бы возможность в течение некоторого промежутка времени переносить значительные перегрузки.

Итак, поставим себе вполне конкретные и реальные задачи в намеченных нами границах и обратимся к рассмотрению тех путей, по которым должна производиться работа.

Подавляющее большинство всех работ, помимо отмеченного нами неверного принципиально направления, страдает еще одним из серьезнейших недостатков: в них не уделяется достаточного внимания мотору. А для успеха дела нужен в первую очередь надежный и высококачественный по своим данным ракетный мотор. Поэтому здесь следует ясно отдавать себе отчет в том, что в каждом отдельном случае делается: аппарат и его части или мотор.

Здесь можно сделать наш третий вывод, что без надежного ракетного мотора, продуманного и разработанного во всех своих деталях и частях и испытанного на практике, говорить о каких-то сверхъестественных достижениях нельзя.

В центр внимания — ракетный мотор!

Значит ли это, что всеми остальными сопутствующими вопросами не следует заниматься? Конечно, нет. Ими заниматься следует и нужно. И такие вопросы, как, например, достижение устойчивого полета, рациональная система управления РЛА, приспособления для взлета, контрольные и измерительные приборы для регистрации различных данных на очень больших высотах и многие другие, надо разрешать. Но в каждом таком случае, работая над одной из подобных задач, надо помнить, что это будет работа не над ракетой, а над каким-то ее частным вопросом и что хорошо разработать, например, управление — еще не значит иметь хорошую ракету.

Наш четвертый вывод: работать конкретнее и серьезнее, дорабатывая до совершенства поставленные вопросы.

От общих мест, рисунков и схем — к глубокой научной проработке каждой отдельной темы!

Среди них почетное место должно принадлежать всем задачам, имеющим непосредственное отношение к мотору. Сюда могут бьггь отнесены: вопросы физики и химии мотора; создание таких горючих смесей, которые давали бы наибольшие скорости истечения продуктов сгорания, что, как мы видели, имеет большое значение для ракетных двигателей; затем подача топлива в мотор; разработка подающих насосов, инжекторов и других устройств; огнестойкие материалы, которые обеспечивали бы длительную работу моторов без разрушения камеры, и многое другое.

Мы уверены, что в самом недалеком будущем ракетное летание широко разовьется и займет подобающее место в системе социалистической техники. Ярким примером тому может служить авиация, достигшая в СССР такого широкого размаха и успехов. Ракетное летание, несомненно, может претендовать в своей области применения вряд ли на меньшее, что со временем должно стать привычным и заслуженным.