¹) ReicheI R., Zeitschrift des Vereines Deutscher Ingenieure, 92, № 32 873-882, 1950.

В настоящее время может быть поставлен вопрос о возможности полета в мировое пространство. Путешествие на другие планеты можно осуществить с помощью реактивного аппарата. Для привода ракеты в движение могут быть использованы энергии: химическая топлива, атомарная, выделяющаяся при соединении атомов в молекулы, и внутриатомная, получающаяся в результате ядерного распада.

С точки зрения эффективности полета ракет, кроме вида энергии, существенное значение имеет конструктивное оформление ракеты. Так, например, одноступенчатая ракета с использованием молекулярного топлива имеет невыгодное соотношение между запасами горючего и мертвым грузом.

Многоступенчатые ракеты являются более выгодными в данном случае, чем одноступенчатые, так как они позволяют по мере необходимости во время полета сбрасывать опорожнившиеся баки и отработавшие механизмы (мертвый груз).

В настоящее время при оценке возможности осуществления полета в мировое пространство считают, что имеется только одна трудность, которую нужно преодолеть — это сооружение промежуточных воздушных станций. Однако в случае применения молекулярной, атомарной или даже внутриатомной энергий для полета ракеты в мировое пространство до намеченной цели (например, до Луны) и обратно требуется огромный стартовый вес ракеты, который исключает пока осуществление проекта.

Таким образом, до тех пор, пока не будут найдены совершенно новые пути для решения вопроса о приводе в движение летательного устройства, полет в мировое пространство неосуществим.

Сенсационные сообщения некоторых американских фирм о подготовке полета экспедиций на Луну не имеют под собой никакой реальной почвы и являются по меньшей мере фантазией. Однако успехи, которые достигнуты в различных областях науки и техники за последние годы, не исключают возможности осуществления многолетней мечты человечества.

Ниже приводим некоторые теоретические соображения, показывающие трудности осуществления межпланетных сообщений в настоящее время.

Для отделения ракеты от Земли нужно сообщить ей такую кинетическую энергию, которая необходима для преодоления силы земного притяжения. Если пренебречь вращением Земли и влиянием других небесных тел, то можно написать следующую формулу для кинетической энергии, необходимой для того, чтобы ракета вышла из сферы действия земного притяжения:

(1)

Следует указать, что ускорение земного притяжения, если пренебречь географическим местоположением ракеты, является функцией квадрата расстояния от ракеты до средней точки Земли. Связь между g_x и ускорением земного притяжения, соответствующим поверхности земли, устанавливается следующим соотношением:

(2)

Подставляя это соотношение в уравнение (1) и пренебрегая сопротивлением воздуха, после интегрирования получим формулу скорости, которая необходима для обеспечения вылета ракеты: (3)

Из этого соотношения следует, что при поставленных условиях начальная скорость ракеты должна быть равна 11 200 м/сек. Естественно, что в условиях земной атмосферы такая скорость технически недопустима; при полете ракеты она автоматически должна быть достигнута в верхних слоях атмосферы; при взлете же ракета должна иметь минимально допустимую скорость.

На определенной высоте, где ракета достигнет соответствующей скорости w_c, она будет спутником Земли и приобретет круговое вращение, чтобы не упасть на Землю.

Из равенства центробежного ускорения и ускорения силы тяжести имеем:

(4)

Сравнивая формулу (3) с формулой (4), мы видим что круговая скорость w_C меньше в раз, чем скорость w_E; вблизи Земли она составляет 7900 м/ceк.

Предполагается, что ракета запускается в горизонтальной плоскости, тогда в зависимости от соотношения между действительной скоростью полета ракеты и скоростями w_E и w_C траектория полета ракеты принимает различную геометрическую форму. Так, например, при скорости ракеты меньше скорости w_C она должна упасть да Землю. Если же действительная скорость ракеты больше скорости w_C, но меньше скорости w_E траекторией полета будет эллипс и ракета станет спутником Земли. При достижении скорости, равной скорости w_E, траектория полета из эллипса переходит в параболу. При дальнейшем увеличении скорости путь ракеты будет иметь вид гиперболы. Простейшая форма траектории полета получается в случае запуска ракеты в направлении радиуса Земли; для обеспечения вылета ракеты из сферы действия земного притяжения необходимо создать скорость, равную w_E.

Рассмотрим полет ракеты в пространстве, в котором отсутствуют силы тяжести. Для получения основного уравнения ракеты воспользуемся законом живой силы.

Энергия, которая должна быть сообщена ускоренно движущейся ракете в течение времени dt на бесконечно малом пути ds, равна

(5)

где М и w — соответственно масса и скорость ракеты в момент времени t. С другой стороны, работу dA можно выразить так:

(6)

Одноступенчатые ракеты обладают существенным недостатком: по мере использования горючего остающиеся пустые баки и отработавшие механизмы являются мертвым грузом, на который нецелесообразно тратится энергия, Поэтому строят многоступенчатые ракеты, ступени которых действуют независимо друг от друга, последовательно.

В такой ракете мертвый груз сводится к минимуму, так как после отработки освободившиеся баки и механизмы сбрасываются и автоматически включается в работу следующая ступень. В этом случае работа следующей ступени начинается при наличии определенной скорости ракеты, полученной от работы предыдущей ступени.

На фиг. 2 представлен схематический чертеж большой трехступенчатой ракеты, рассчитанной на комбинированное горючее, состоящее из газойля (С₃Н₄) и тетранитрометана C(NO₂)₄. Такая ракета обеспечит полет на Луну с полезным грузом в 10 кг, при начальном ее весе в 50 000 кг, или для того, чтобы отправить на Луну 1 кг полезного груза, необходимо снарядить такую ракету, стартовый вес которой должен быть равен 5000 кг. Исходя из полученного соотношения между полезным грузом и стартовым весом ракеты, можно оценить возможность полета человека на Луну и обратно с помощью ракеты на молекулярном горючем. Для снаряжения такой экспедиции потребуется специальное оборудование ракеты. Полезный груз ракеты будет состоять из суммы весов: 1) человека, 2) установки для кондиционирования воздуха, 3) кислорода, 4) снаряжения, инструментов и т. д. Предполагается, что вес полезного груза такой экспедиции составит несколько сот килограммов. Если этот вес обозначить через G, то только для подъема на Луну стартовый вес ракеты составит величину 5·10³ G. Следовательно, стартовый вес ракеты нашей экспедиции, которая решила слетать на Луну и обратно, должен составить величину 5·10³·5 — 10³G=2,5·10⁷G.

Эти результаты показывают, что полет на Луну и обратно человека с помощью ракеты на молекулярном горючем пока еще является сомнительным. Однако вопрос о полете в мировое пространство становится реальным при условии использования идеи возможности создания ряда воздушных пересадочных станций, представляющих собой малых спутников Земли, вращающихся по своим орбитам вокруг Земли. Такие воздушные станции позволили бы построить большое количество различных ракет, которые были бы связаны между собой; суммарный вес такой станции составит около 5·10⁵ кг. Если принять высоту станции 500 км, то, пользуясь уравнением

Какие затраты потребуются для постройки воздушной станции?

Если исходить из трехступенчатой ракеты с начальным весом в 50 000 кг, то расчет показывает, что полезный груз в такой ракете составит 220 кг. Для постройки станции потребуется 2275 ракет. Естественно, что ориентироваться на рассматриваемую ракету в постройке воздушной станции ни в коем случае нельзя.

Попытаемся оценить реальность поставленной задачи, пользуясь ракетами, которые могут нести полезный груз не 220, а 1000 кг. Стартовый вес такой ракеты составит 225 000 кг. Для постройки воздушной станции потребуется тогда 500 ракет со стартовым весом каждая в 225 000 кг. Ракета в 225 000 кг потребует тягу в 500 т. При среднем удельном расходе упомянутого выше горючего в 4,5 кг/м·сек секундный расход горючего на одну ракету составит 2250 кг. С технической точки зрения эта задача чрезвычайно трудная.

Мы оценили, какие затраты потребуется произвести для того, чтобы соорудить воздушную ракетную станцию. Естественно, что при эксплоатации такого сооружения потребуется обслуживающий персонал спускать на землю. Оценим, какие же затраты нужно произвести для того, чтобы воздушную станцию спустить на землю.

Установлено, что для подъема 1000 кг полезного груза стартовый вес ракеты должен быть равен 225 000 кг. Для спуска на землю полезного груза в 1000 кг потребуется затратить энергию, равную энергии, затраченной на подъем; т. е. для спуска указанного полезного груза с воздушной станции потребуется стартовый вес ракеты в 225 000 кг. Таким образом, для того, чтобы поднять на воздушную станцию, а затем спустить на землю груз в 1000 кг, потребуется начальный стартовый вес ракеты при полете с Земли 225 000 X 225 000 = 5,06Х10¹⁰ кг. Стартовый вес в 225 000 кг, необходимый для обратной доставки полезного груза в 1000 кг с воздушной станции на Землю, показывает, что предположенный вес воздушной станции в 500 000 кг кажется достаточно низким.

Мы дали техническую оценку возможности полета экспедиции в мировое пространство. Однако существует целый ряд других вопросов, также весьма существенных с точки зрения осуществления идеи полета на другие планеты, как-то: поведение человеческого организма в условиях пространства, лишенного сил тяжести, влияние высокоинтенсивного излучения на организм человека и др.

Оценочные расчеты показывают, что если даже вести рассуждения только с точки зрения возможности осуществления техники полета, оставляя в стороне другие трудности, то мы должны придти к выводу, что полет на реактивном аппарате в мировое пространство на базе химического горючего на сегодняшний день является пока утопией.

Фиг. 2. Трехступенчатая ракета для полета на Луну.

Полезный груз 10 кг. а — полезный груз, б — пусковое устройство, в — горючее, г — реактивный двигатель с тягой 1т, д — окислитель, е — взрыватель, ж — рули управления в струе, з — регулирующее устройство, и — реактивный двигатель с тягой 10 т, к — рули, л — подвижной руль управления, м — патрубки для наполнения, н — крепление баков, о — турбина и насос, п — камера для электрических приборов и испарителя, р — реактивный двигатель с тягой 100 т, с — топливные трубопроводы для охлаждения стенок камеры сгорания.

Для улучшения технических показателей ракеты необходимо пользоваться высококонцентрированной энергией. В качестве такой энергии может служить атомарная и атомная энергия.

Атомарная энергия может получаться, например, в результате реакции соединения двух атомов водорода в молекулу водорода или в результате образования молекулярного газа из атомарного любого другого газа. Водород в атомарном состоянии является неустойчивым, поэтому получение запасов атомарного водорода невозможно. Получение атомарного водорода можно осуществить непосредственно на ракете, используя атомную энергию для расщепления молекулярного водорода в атомарный. Последний может быть использован затем в реактивной камере с получением атомарной энергии и дополнительного теплового эффекта за счет соединения молекулярного водорода с кислородом.

Приведение ракет в движение с помощью атомной энергии мыслится в двух направлениях: 1) выделяющаяся атомная энергия служит для нагревания теплоносителя, например воды или жидкого водорода, до паро— или газообразного состояния с последующим использованием в сопле; 2) атомная энергия используется непосредственно для получения реактивной силы; здесь используется энергия излучения управляемых цепных реакций.

Какие результаты можно ожидать, если в качестве горючего использовать атомную энергию с теплоносителем?

Современное состояние техники позволяет увеличить скорость истечения из сопла по крайней мере в два раза. Принимая во внимание, что с ростом диссоциации скорость истечения растет быстрее, чем , температуру водорода можно значительно повысить. Одноступенчатая ракета на атомной энергии с использованием в качестве теплоносителя жидкого водорода при перегреве его до 6000°К может преодолеть сферу земного притяжения. Однако практически добиться этого пока невозможно.

Технические характеристики трехступенчатых ракет (см. фиг. 2), использующих атомную энергию для нагрева воды и перегрева водяного пара: до 3370°К, аналогичны тем, которые получаются при использовании горючего из жидких водорода и кислорода. Такая ракета может быть создана. Для того чтобы перебросить на Луну 115 кг полезного груза, стартовый вес ракеты должен быть равен 35 620 кг.

Данные трехступенчатой ракеты, полученные для двух видов горючего, приведены в табл. 3.

Чтобы проблема полета экспедиции на Луну и обратно на ракете с атомной энергией и теплоносителем была близка к разрешению, необходимо значительно повысить температуру теплоносителя.

Наиболее заманчивым для полета ракеты является использование атомной энергии в чистом виде, т. е. непосредственное использование кинетической энергии излучающих частиц. Такое использование атомной энергии можно представить себе следующим образом: в нижней части ракеты имеется слой с излучающим веществом. Половина частиц излучается в одном направлении, а другая — в противоположном. На пути движения частиц в одном из этих направлений располагается специальный слой, проходя через который частицы притормаживаются, в результате чего возникает импульс, который и должен быть использован для перемещения ракеты.

Если в качестве горючего взять уран-235 и если коэфициент полезного действия его принять равным 30%, то для получения тяги в 1 т в течение 1 сек необходимо всего лишь 0,00152 кг урана-235; молекулярного горючего для этих целей требуется 4,5 кг. Применение внутриатомной энергии, добываемой из урана-235, в энергетическом отношении значительно упрощает решение проблемы полета ракеты в мировое пространство, однако и в этом случае возникают трудности, которые в техническом отношении связаны главным образом с площадью поперечного сечения, на которой нужно располагать излучающий слой.

На основании изложенного следует, что главная трудность при полете в мировое пространство заключается в преодолении сил земного притяжения. Эта трудность преодолевается, если решен вопрос о горючем для привода в движение ракеты.

В настоящее время практическое применение нашло только химическое горючее. На таком топливе полет в мировое пространство не может быть осуществлен даже на многоступенчатой ракете. Основной трудностью в данном случае является малая тепловая емкость горючего, что приводит в итоге к малой величине фактора е. Кроме этого, из-за сильного охлаждения и диссоциации горючее используется с малой эффективностью.

Атомарное горючее также пока не может дать радикального решения вопроса, так как при использовании его получаются слишком высокие тепловые нагрузки двигателя.

В настоящее время большие надежды возлагают на использование атомной энергии. Если пользоваться атомной энергией в комбинации с теплоносителем, то можно достигнуть такого результата, который получается при использовании химического горючего (жидкие кислород и водород).

Использование атомной энергии в чистом виде в принципе радикально решает задачу; технические показатели полета на ракете в мировое пространство увеличиваются во много раз. Однако и такое значительное улучшение условий не дает возможности пока осуществить полет в мировое пространство.

Предложение об устройстве воздушных станций пока фантастично.

1. Himpan I and Reichel R., Am. I, Phys., 17, 251-263, 1949.

2. Zeunert G., Z. VDJ, 91, 57-64, 1949.

3. Malina F. and Sammerfield M. J. Aeron. Soc. 14, 471-480 1947.

4. Ackeret J., Helvetica Physica Acta, 19, 103-107, 1946

5. Seifert H.. Mills M. and Sammerfield M., Am. J. Phys., 15, 255-272, 1947.