Для ракетных двигателей характерна малая продолжительность действия их при большой тяге. Кратковременность работы Р. Д. обусловливается большим удельным расходом горючего. Учитывая это, а также принимая во внимание меньший сухой вес двигателя, можно сказать, что полный вес всей установки будет меньше, чем вес любого другого двигателя той же мощности. Кроме того, удельный расход топлива на единицу тяги для ракет не зависит от скорости полета. Отсюда следует, что с ростом скорости растет эффективность двигателя. Наибольшая дальность полета достигается в том случае, если летательный аппарат использует для последующего планирования ту кинетическую энергию, которую он получил за короткое время работы двигателя.

Материалы, из которых изготовляются камеры сгорания ракетных <...>

Конечной целью всех исследований является улучшение летных характеристик ракеты. При этом необходимо обратить внимание на такие вопросы, как оптимальный режим изменения тяги [2], рациональность- тех или иных усложнений конструкций и т. д.

Фиг. 5.

Наиболее важным вопросом является исследование траектории ракеты (особенно для ракеты дальнего действия). Как уже было отмечено, наиболее выгодной является динамическая траектория. Чтобы избавиться от высокого сопротивления в плотных слоях атмосферы, запуск ракеты следует производить в вертикальном положении. Кроме ракеты, вертикальный подъем можно осуществить также и с помощью прямоточного двигателя, сообщив ему предварительно достаточную скорость. Такой двигатель имеет больший вес, но значительно меньший расход топлива на единицу тяги по сравнению с ракетами. Как показали исследования, эта экономичность с избытком компенсирует увеличенный вес. Поэтому установка на последних ступенях многоступенчатой ракеты прямоточных двигателей достаточно эффективна.

Рассмотрим безмоторную траекторию полета. Так как ракета вылетает за пределы атмосферы в вертикальном или близком к нему положении, то начало траектории безмоторного полета должно иметь эллиптическую форму. При опускании к границам атмосферы ракетный аппарат имеет примерно ту же скорость, что и при выходе из нее. Дальнейший подъем ракеты можно обеспечить за счет создания определенного угла атаки, причем последний должен изменяться таким образом, чтобы дальность планирования была максимальной. Ниже приведены параметры ракеты дальнего действия (фиг. 5), полученные в предположении устойчивого планирования ракетного аппарата, аэродинамическое качество которого принималось равным 4.

Длина Максимальный диаметр Общий вес Вес топлива Вес ракеты к концу сгорания топлива Доля топлива в общем весе Скорость газов на выходе	24 м 2,70 м 43 700 кг 32800 кг 10900 кг 75% 3660 м/сек
Горючее: жидкий О2 с жидким Н2 жидкий F2 с жидким Н2
Максимальная скорость Дальность полета к концу эллиптической части траектории Дальность планирующего полета Начальная высота планирования Скорость приземления Угол приземления Продолжительность полета	14700 м/сек 1930 км 2890 км 43,4 км 241 км/час 20° менее 1 часа

Таким образом, создание трансконтинентального ракетного самолета вполне возможно.