Экспериментальный комитет Американского ракетного общества произвел с 1932 по 1934 гг. несколько попыток запуска стратосферных ракет, из которых лишь две оказались удачными. Это побудило Комитет предпринять в 1935 г. четыре серии испытаний ракет на станке. В процессе испытаний более 25 ракетных двигателей были получены данные о величинах и продолжительности реакции, о давлениях топлива и жидкого кислорода и т. д., на основании которых были выведены нижеприводимые формулы для расчета ракеты.

Фиг. 1. Типичная диаграмма давлений, полученная при испытании ракеты. А — кривая давлений спирта, Б кривая давлений жидкого кислорода, В — кривая давлений в камере сгорания, Г — реакция истечения через сопло

Построенные на основании этих формул метеорологические ракеты позволяют достигнуть высоты в 12 км.

Записи показаний манометров давления в камере сгорания, давления топлива и жидкого кислорода, силы реакции и времени производились помощью замедленной киносъемки. Кроме того, производилась запись расходов топлива и жидкого кислорода. Процесс испытаний состоял в следующем:

1. Загрузка в топливный резервуар определенного количества спирта или газолина с последующим впуском газообразного азота под давлением 21 кг/см².

2. Заполнение другого резервуара потребным для сгорания топлива количеством жидкого кислорода с учетом объема, необходимого для испарения.

Благодаря поглощению тепла от окружающего воздуха давление газообразного кислорода над жидким возрастает до 21 кг/см².

4. После этого открывается быстродействующий клапан; обе жидкости текут в камеру сгорания. Одновременно замыкается контакт зажигания.

На фиг. 1 приведены кривые давлений, полученные в процессе испытаний. Из равенства реакции произведению массы на скорость определяется скорость в сопле. Средняя величина силы реакции из фиг. 1 равна 25,9 кг, средняя скорость истечения горючего равна 0,191 кг/сек, скорость в сопле определена в 1320 м/сек. Максимальная сила реакции, как видно из фиг. 1, равна 40,9 кг при диаметре сопла около 12,7 мм.

Фиг. 2. Стратосферная ракета. 1 — парашюто-выбрасывающий механизм, 2 — парашют, 3 — метеорологические инструменты, 4 — газообразный кислород, 5 — жидкий кислород, 6 — азот, 7 — топливные резервуары, 8 — автоматически стабилизирующие ребра, 9 — маятниковый выключатель, 10 — деталь магнето	Фиг. 3. Ракетный двигатель. 1 — топливо, 2 — кислород, 3 — смесительная камера, 4 — алюминиевый корпус, 5 — свеча, 6 — камера сгорания, 7 — упорная облицовка, 8 — азот, 9 — входные отверстия для воды, 10 — обмотка для подогрева, 11 — вход жидкого топлива, 12 — вход жидкого кислорода, 13 — резервуар для воды, впрыскиваемой в камеру сгорания, 14 — сопло

Эффективный к. п. д., т. е. отношение кинетической энергии реакции к теплу топлива, равен 8,5 %. Этот коэфициент не характеризует количества энергии, затраченной непосредственно на продвижение ракеты. Автор для этой цели применяет «скоростной к. п. д.», понимаемый как отношение скорости ракеты к скорости истечения газов.

Из испытаний, проведенных с ракетой, заряженной порохом (0,34 кг при весе ракеты в 2,73 кг), была получена реакция истечения, равная 12,2 кг при продолжительности ее в 1,12 сек., скорость в сопле, равная 395 м/сек, и к. п. д., равный 2,6%. Поскольку ракета, работающая на жидком кислороде в смеси со спиртом, имеет к. п. д., равный 8,5%, и обладает втрое большим теплосодержанием на 1 кг, ясно теоретическое преимущество ее применения. Практические преимущества спирто-кислородной ракеты превосходят теоретические.

Для ракеты с диаметром сопла в 12,7 мм были получены из кривых зависимости силы реакции от давления в камере сгорания следующие формулы:

Р_с — давление в камере сгорания в кг/см²,

А — диаметр сопла в см².

Количество вытекающего в единицу времени топлива:

Следующая формула дает зависимость между давлением в питательном резервуаре и давлением в камере сгорания:

P_f — необходимое давление в питательном резервуаре.

Из уравнений (1) и (2) получаем:

Последняя формула действительна для скоростей порядка 1125 м/сек и к. п. д. порядка 7%.

При соответствующей конструкции сопла можно ожидать значительно более высоких к. п. д. и скоростей истечения.

Относительное расположение деталей ракеты представлено на фиг. 2. Объем для газообразного кислорода, предусмотренный над жидким кислородом, равен объему последнего, так что при адиабатическом расширении давление с 31,6 падает до 15,8 кг/см².

Согласно вышеприведенным формулам, давление в камере сгорания меняется с 23,7 до 11,9 кг/см².

Сила реакции меняется с 47,4 до 23,8 кг при диаметре сопла в 12,7 мм; при длительности реакции в 45 сек. потребный вес топлива составляет 14 кг, из которых 4,5 кг составляет спирт и 9,5 жидкий кислород.

Размеры резервуара дли жидкого кислорода следующие: внутренний диаметр 127 мм, длина 1,21 м; для топлива: внутренний диаметр 88,5 мм, длина 905 мм, при длине ракетного двигателя и корпуса парашюта, равной 600 мм; полная длина ракеты составляет 2,73 м. Разрез ракетного двигателя представлен на фиг. 3. Собственный вес ракеты равен 9 кг, вес ракеты с топливом, таким образом, составляет 23 кг.

Минимальная высота, которая может быть достигнута ракетой без учета сопротивления воздуха, равна 32.2 км; с учетом сопротивления воздуха — 12,1 км, из которых 9 км ракета пролетает под действием сил реакции и 3,1 км по инерции. Максимальная скорость движения ракеты равна 304 м/сек; скоростной коэфициент при скорости газов в 1120 м/сек равен при этом 0,27. Если принять отношение работы, потребной для подъема конечного веса (пустой) ракеты на максимальную высоту, к количеству энергии, выделяемой за 45 сек. сгорания, за к. п. д. вертикального подъема, то этот коэфициент в данном случае будет 11%. С учетом эффективного к. п. д. ракетного двигателя получаем конечный к.п.д ракеты равным около 1%.

Автор отмечает громадное военное значение работ над разрешением проблемы создания ракетного двигателя, в частности для артиллерии.

(„Journ. of the Aeron. Sciences" v. 3, № 8)
В. Ф.