Ю. Кондратюк. Завоевание межпланетных пространств. 1929

Юр. КОНДРАТЮК

ЗАВОЕВАНИЕ

МЕЖПЛАНЕТНЫХ

ПРОСТРАНСТВ

ПОД РЕДАКЦИЕЙ ПРОФ.

В. П. ВЕТЧИНКИНА

ИЗДАНИЕ АВТОРА

НОВОСИБИРСК, у л. Державина, 7

К статье Ю. В. Кондратюка

Предлагаемая книжка Ю. В. КОНДРАТЮКА, несомненно, пред-ставляет наиболее полное исследование по межпланетным путеше¬ствиям из всех писавшихся в русской и иностранной литературе до последнего времени. Все исследования проделаны автором совершен¬но самостоятельно, на основании единственного полученного им све¬дения, что на ракете можно вылететь не только за пределы земной атмосферы, но и за предел земного тяготения. В книжке освещены с исчерпывающей полнотой все вопросы, затронутые и в других со¬чинениях, и, кроме того, разрешен целый ряд новых вопросов перво¬степенной важности, о которых другие авторы не упоминают. К чис¬лу последних относятся:

1. Предложение пользоваться горением различных веществ в озоне, а не в кислороде, что повышает теплоту горения.

2. Предложение пользоваться твердыми горючими (литий, бор, аллюминий, магний, силиций) в дополнение к газообразным, как для повышения теплоты сгорания, так и для применения сжигаемых ба¬ков, которые после опорожнения от жидкого горючего сами обра¬батываются и направляются в печь. Такое же предложение было высказано инженером Ф. А. ЦАНДЕРОМ на докладе в теоретической секции Московского общества любителей астрономии в декабре 1923 г., но в рукописи Ю. В. КОНДРАТЮКА это предложение фи¬гурировало раньше доклада ЦАНДЕРА.

3. Он первый дал формулу, учитывающую влияние веса баков для горючего и кислорода (пропорциональный пассив по терминоло¬гии автора) на общий вес ракеты, и доказал, что ракета, не сбра¬сывающая и не сжигающая своих баков во время движения, выле¬теть за пределы земного тяготения не может.

4. Ему же принадлежит предложение делать ракету с крылья¬ми и летать на ней в воздухе, как на аэроплане. В иностранных работах подобное предложение отсутствует вовсе (там вместо него фигурируют парашюты для спуска на землю), а в русских работах — было высказано Ф. А. ЦАНДЕРОМ на том же заседании и затем напечатано К. Э. Циолковским — все же после того, как появилось в рукописи автора. Но исследование Ю. В. КОНДРАТЮКА идет далее, так как он не только указывает на необходимость применения крыльев, но и,приводит довольно подробное исследование, при каких ускоре¬ниях крылья будут полезны, какие при этом будут углы наклона траектории ракеты к горизонту, и дает наивыгоднейшую силу реак-

ции ракеты при полете в воздухе; она оказывается порядка перво-начального веса ракеты.

Вообще динамика взлета ракеты представляет труднейшую часть вопроса, и Ю. В. КОНДРАТЮК разрешил ее с наибольшей полнотой сравнительно со всеми другими авторами.

Здесь же приведено исследование нагревания передней части ракеты о воздух с учетом как адиабатического сжатия воздуха, так и лучеиспускания поверхности ракеты и самого нагретого воздуха. Этим вопросом также никто не занимался.

При этом все числа даны у Ю. В. КОНДРАТЮКА, хотя и до¬вольно грубо (об этом он сам упоминает в предисловии), но всегда с погрешностью в невыгодную для конструктора сторону.

Даже такой вопрос, как устройство промежуточной базы меж¬ду землей и другими планетами и ее ракетно-артиллерийское снаб¬жение, который у других авторов отдает чистой фантазией поэта, у Ю. В. КОНДРАТЮКА поставлен вполне основательно, с большим предвидением технической и ориентировочной стороны дела; и са¬мая база мыслится им, как спутник не Земли (как у всех осталь¬ных авторов), а Луны, что в значительно большей мере гарантирует базу от потери скорости, вследствие длительного торможения, хо¬тя бы ничтожными остатками земной атмосферы и от падения на Землю.

Также весьма продуманным является и заключительный параг-раф—о подготовительных работах по осуществлению межпланетных путешествий.

Книжка написана совершенно своеобразным языком, с своеоб-разными обозначениями, и настолько сжато, что прочесть ее без затруднения можно, лишь доверяя заключениям автора и отсутствию опечаток. Интересуясь результатами своих исследований, автор опу¬стил в тексте почти все выводы и сохранил только окончательные формулы, вывод которых не всегда элементарен и требует иногда большого напряжения мысли и вполне ясного понимания механиче¬ской сущности трактуемых вопросов.

Некоторые из формул мы снабжаем своими примечаниями, об-легчающими чтение и уточняющими результат; но существенных исправлений результатов автора или дополнений к ним не получи¬лось, так как в основе все решено правильно, а точность до сотых долей не нужна там, где не ясны десятые.

Принимая во внимание, что Ю. В. КОНДРАТЮК не получил высшего образования и до всего дошел совершенно самостоятельно, можно лишь удивляться талантливости и широте взглядов русских механиков-самоучек.

Предлагаемая книжка будет служить настольным справочником для всех, занимающихся вопросами ракетного полета.

Профессор В. ВЕТЧИНКИН.

Москва, 4/XII-27 г.

Настоящая работа в своих основных частях была написана в 1916 г., после чего трижды подвергалась дополнениям и коренной переработке. Автор надеется, что ему удалось представить задачу завоевания солнечной системы не в виде теоретических основ, раз¬витие которых и практическое применение подлежит науке и тех¬нике будущего, а в виде проекта, хотя и не детализированного, но уже с конкретными цифрами, осуществление которого вполне воз¬можно и в настоящее время для нашей современной техники после серии экспериментов, не представляющих каких-либо особых затруд нений. Осуществление это при том, от предварительных эксперимен¬тов начиная и кончая полетами на Луну, потребовало бы, насколь¬ко об этом можно судить заранее, меньшего количества материаль¬ных средств, нежели сооружение нескольких крупных военных судов.

О существовании на ту же тему труда инж. ЦИОЛКОВСКОГО автор узнал лишь впоследствии и только недавно имел возможность ознакомиться с частью статьи: «ИССЛЕДОВАНИЕ МИРОВЫХ ПРО-СТРАНСТВ РЕАКТИВНЫМ ПРИБОРОМ», помещенной в журнале «ВЕСТНИК ВОЗДУХОПЛАВАНИЯ» за 1911 г., при чем убедился в приоритете инж. ЦИОЛКОВСКОГО в разрешении многих основных вопросов. Из приводимой статьи, однако, не были выброшены пара-графы, заведомо уже не представляющие новизны, с одной стороны, чтобы не нарушать цельности изложения и не отсылать интересую¬щихся к очень редким теперь и трудно разыскиваемым номерам «ВЕСТНИК ВОЗДУХОПЛАВАНИЯ», с другой же стороны потому, что иногда те же самые теоретические положения и формулы, лишь несколько иначе освещенные, дают иное освещение и всему вопросу. При всем том автор работы так и не получил возможности озна¬комиться не только с иностранной литературой по данному вопро су, но даже и с второй частью статьи инженера ЦИОЛКОВСКОГО, по мещенной в журнале за 1912 год.

Многие из приводимых в этой работе формул и почти все циф¬ры даны с упрощениями и округлениями, часто даже довольно гру¬быми; причина этого то, что необходимый для детальной разработ¬ки вопроса опытный материал еще отсутствует в настоящее время, вследствие чего для нас нет смысла копаться в сотых долях, раз пока мы не можем еще быть уверены и в точности десятых; целью некоторых выкладок настоящей работы было лишь дать представле¬ние о порядке физических величин, с которыми нам придется иметь дело, и об общем характере их изменения, так как вычисление их

точных значений до соответствующих экспериментальных исследо¬ваний невозможно. По аналогичной причине в работе отсутствуют и конструктивные рисунки и чертежи:—общие принципы конструк¬ций легко могут быть выражены и словесно, частности же нами пока разрабатываемы быть не могут, всякий чертеж поэтому, как заключающий в себе по необходимости некоторые частные формы, вместо пособия, явился бы скорее помехой к научному пониманию.

В виду относительной новизны предмета, автору пришлось вве¬сти довольно много собственных терминов, замененных почти везде для краткости буквенными обозначениями, применение которых та¬ково: те же самые буквы, которые в формулах и выкладках обоз¬начают численные значения физических величин,—в тексте заменя¬ют собой соответствующие общеупотребительные физические или специальные термины данной работы. Для облегчения чтения в кон¬це статьи дается отдельный перечень всех буквенных обозначений, употребляемых повторно в нескольких местах статьи. Во всех слу¬чаях, когда не дано особых указаний, буквы обозначают физиче¬ские величины, выраженные в абсолютных (cm. grs.) единицах.

Июнь. 1925 г. ЮР. КОНДРАТЮК.

Коснусь основного общего вопроса этой работы, совершенно неосвещенного в первоначальном изложении—вопроса об ожидаемых результатах для человечества от выхода его в межпланетные про-странства.

Пионер исследований данного предмета проф. ЦИОЛКОВСКИЙ видит значение его в то*м, что человечество сможет заселить своими колониями огромные пространства солнечной системы, а когда солн¬це остынет, отправится на ракетах для поселения в еще не остыв¬ших мирах.

Подобные возможности, конечно, отнюдь не исключены,—но это все предположения отдаленного будущего, частью чересчур уже отдаленного. Несомненно, что еще долгое время вложение средств в улучшение жизненных условий на нашей планете будет более рентабельным, нежели основание колоний вне ее; не нужно забы¬вать, что по сравнению с общей поверхностью нашей планеты лишь незначительная ее часть как следует заселена и эксплоатируется. Посмотрим на проблему выхода человека в межпланетные простран¬ства с более «сегодняшней» точки зрения:—чего мы можем кон¬кретно ожидать в ближайшие—максимум—десятилетия, считая от первого полета с Земли.

Если не вдаваться в более или менее необоснованные фантазии то наши ожидания будут заключаться в следующем:

1) Несомненное огромное обогащение наших научных знаний с соответствующим отражением этого и в технике.

2) Возможное, более или менее вероятное, хотя и не достовер¬ное, обогащение нашей техники ценными веществами, которые мо¬гут быть найдены на других телах солнечной системы и которые отсутствуют, или слишком редки на земной поверхности.

3) Возможные иные дары солнечной системы, которых мы сей¬час частью не можем и предвидеть, и которые могут быть и не быть, как, например, результаты общения с предполагаемым органическим миром МАРСА.

4) Несомненная возможность для человечества овладеть ре¬сурсами, с помощью которых можно будет самым коренным образом улучшать условия существования на земной поверхности,—прово¬дить мелиорацию ее в грандиозных размерах, осуществляя в неда¬леком будущем предприятия и такого порядка, как, например, из¬менение климата целых континентов.

Я говорю, конечно, не о чем ином, как об утилизации неис-черпаемых запасов энергии солнечного света, которая так затруд¬нительна в условиях земной поверхности, делающих ее менее рен¬табельной, чем эксплоатация топлива, воды и ветра, и которая, на¬оборот, будет неизмеримо рентабельнее в пространствах, где от¬сутствуют атмосфера и кажущаяся тяжесть. Именно в возможности в ближайшем же будущем начать по-настоящему хозяйничать на нашей планете и следует видеть основное огромное значение для нас в завоевании пространств солнечной системы.

* *

Перебирая в уме удивительные достижения науки и техники последних лет и невольно задаваясь вопросом, почему не решена на практике до сих пор задача межпланетных сообщений,—задача по существу, по сравнению с другими достижениями, не столь уж трудная, если подходить к ней научно, а не с заранее выпученными от удивления и ужаса глазами, и отнюдь не грандиозная в смысле потребных технических средств,—но в то же время имеющая столь неизмеримо огромное значение,—задавая себе этот вопрос, прихо¬дишь к выводу:—от недостатка дерзости и инициативы, с одной сто¬роны, и непонимания практического значения этой задачи—с другой. Если бы цель этой задачи при той же трудности яснее выража¬лась бы в долларах, да не так бы поражала своей экстраординар¬ностью, американцы, наверное, уже владели бы ею, а не вели бы так же, как и немцы, лишь весьма предварительных опытов, направлен¬ных при том, насколько можно судить по нашим газетным сведени¬ям, по не совсем верному пути.

* *

*

В 1921 г. я пришел к весьма неожиданному решению вопроса об оборудовании постоянной линии сообщения с Земли в про¬странства и обратно, для осуществления которой применение такой ракеты, как рассматривается в этой книге, необходимо только один раз; в 1926 г.—к аналогичному разрешению вопроса о развитии ра¬кетою начальных 1500-2000 м/с. ее скорости улета без расходова¬ния заряда и в то же время без применения грандиозного артилле¬рийского орудия-тоннеля, или сверх-мощных двигателей или вообще каких-либо гигантских сооружений. Указанные главы не вошли в настоящую книгу; они слишком близки уже к рабочему проекту овладения мировыми пространствами,—слишком близки для того, чтобы их можно публиковать, не зная заранее, кто и как этими данными воспользуется.

* *

*

В заключение должен выразить глубокую признательность про-фессору В. П. ВЕТЧИНКИНУ—редактору настоящей работы и пер¬вому ее ценителю.

Октябрь. 1928 г.

ГЛАВА I.

ДАННЫЕ РАКЕТЫ. Основные обозначения.

Механическое определение ракеты, как реактивного прибора, таково:—«снаряд, который, последовательно отбрасывая с некоторой скоростью частицы своей массы, сам развивает скорость в противо-положном направлении за счет их реактивного действия». Примем следующие термины и обозначения, касающиеся ракеты, как таковой: „М“ — масса ракеты в данный момент,

„ М0 “ — » » начальная,

„Мк “ — » » в момент окончания ее функционирования,

как таковой—«конечная масса»,

„ MjQ“ — » » в момент прохождения ею начальной точ¬

ки данного участка (i) ее траектории,

„ Mik“ — » » в момент прохождения ею конечной точки

данного участка (i) ее траектории.

«Выделение»—совокупность частиц, отбрасываемых ракетою, реакция которых и сообщает ракете скорость.

„и» — «скорость выделения» — скорость отбрасываемых частиц относительно ракеты в тот момент, когда они начинают двигаться независимо от нее, если не считать практически ничтожной силы тяготения к ракете. Мы будем полагать, что в течение каждого дан¬ного промежутка времени «и» постоянна. Если различные частицы выделения, из отбрасываемых одновременно, обладают различными скоростями при отделении от ракеты, то за «и» мы будем прини¬мать такую среднюю скорость, которая могла бы заменить собою все действительные различные скорости частиц, не изменив суммы их реактивного действия на ракету: это будет скорость центра тяжести выделения за бесконечно малый промежуток времени, равная:

£ (сои а)

где „а“ и „иаи соответственно массы и скорости отдельных частиц Не трудно видеть, что при одной и той же сумме живых сил, равной: £ (auа) , «и» будет наибольшей (ф. 1) в том случае,

когда скорости всех отдельных частиц будут равны между собой.— 

„j0« — „собственное ускорение ракеты» = ускорению, какое ракета имела бы при наличии одной лишь действующей на нее силы

о — dM ...»

реакции выделения. Не трудно видеть, что. ,,j0“ = ■ и, где „dM—

at. М

Ф. 3. n = па. пь . nc nj ... • nz , где „а44, b, с i Z —

суть все участки троектории ракеты.

tk

„W44— „ракетная скорость44 = ^ jodt, где „ tk“ ~ момент

конца горения, иными словами: — „ракетная скорость44,— это та скорость, какую бы развила ракета, не подверженная действию никаких внешних сил и сообщающая себе ускорение все в одном и том же направлении.

Под „ jQ“ мы разумеем, следовательно, в данном случае, одну лишь абсолютную величину ускорения независимо от его направления.

„ракетная скорость участка44 = ^ jо dtсоответ¬ственно предыдущему обозначению, если и ,,t2“ суть моменты начала и конца прохождения данного участка.

ГЛАВА 11.

ФОРМУЛА НАГРУЖБННОСТИ (Отношение началь-

ной и конечн. масс ракеты).

Основная формула теории ракеты, связывающая величины «W» «и» и «п», была еще раньше дана инженер. Циолковским (лишь в несколько иной форме).

ф 4 jv\jQ 0 — основание натураль-

= п; = 0и ных логарифмов.

Под индексом «\» мы можем здесь разуметь, как любой из участков траектории ракеты, так и всю траекторию.

Вот элементарный вывод этой формулы:

Пусть ракета первоначальной массы „ М0 “ отбрасывает со скоростью .,и“ в одном и том же направлении последовательно частицы своей М0 Mj М2 Mi

массы, равные —— >—Q.— » —г? тг~ » где М01ЛХ ...Mj

I\0 IVi 1^2 *4

соответственно ее массы после каждого отброса. Мы будем иметь:

О vK1^Х10»"(1 к0'"':

предел, последнего выражения при К0, , К2 ... Kj... — оо

—-— <<1 количество требуемого заряда незначительно, прибли¬зительно пропорционально требуемой ракетной скорости и обратно

Wj

пропорционально скорости выделения. При >» 1 п;

и ” '

растет, как показательная функция относительно „ Wj“, и быстро

может достичь значений, которые сделали бы невозможным практи¬ческое осуществление полета человека в межпланетные пространства; если бы, например, для совершения полета требовалось бы ,,W“ вдесятеро больше той „и“, какой нам удалось бы на практике до¬биться, то „п“ получило бы значение около 22.000; при „ Мк “ = 1000 кг. для всей массы ракеты потребовалось бы чудо¬вищное в данном случае значение в 22.000 тонн. Практическая воз¬можность полета в межпланетные пространства и завоевания других тел солнечной системы зависит, таким образом, от того, насколько большой „и“ нам удастся добиться и насколько малой „W* нам удастся обойтись для совершения полетов.

ГЛАВАIII.

СКОРОСТЬ ВЫДЕЛЕНИЯ. ХИМИЧЕСКИЙ МАТЕРИАЛ.

Запас энергии для сообщения скорости выделению может быть взят на ракету в весьма различных видах, но из них только скры¬тая химическая энергия соединения некоторых наиболее легких и активных элементов и энергия разложения находится в таком от¬ношении к массе содержащего их вещества, что получается «и», достаточная для осуществления полета на практике. Мы обладаем слишком ничтожными запасами радия и при том не умеем упра¬влять выделением его скрытой энергии, протекающим чересчур медленно для наших целей; поэтому из всех возможных видов «ра¬кеты» мы должны остановиться на «ракете» в обыденном смысле этого слова, т.-е. на ракете термо-химической, обладающей еще и тем весьма большим специальным преимуществом, что в ней скры¬тая энергия может быть превращена в живую силу выделения в боль¬ших количествах и с большим коэффициентом полезного действия при относительно небольшом весе и несложности всех служащих этому превращению приборов.

Теоретически возможен еще один особый вид ракеты—раке¬та, черпающая энергию извне—от солнечного света; на практике, однако, такой способ действия ракеты для нас сейчас неприменим или почти неприменим, вследствие чисто технических затруднений:

1) трудность сообщить даже и при наличии необходимого за¬паса энергии частицам выделения большую скорость, чем им может дать расширение раскаленных газов в термо-химической ракете и

2) трудность построить необходимые зеркала с таким отноше¬нием их площади к массе, чтобы улавливаемой ими солнечной энер¬гии хватало бы для сообщения достаточной скорости выделению при

достаточной интенсивности его ( стр. 10). Вследствие этих загруд-

Mdt

нений ракету, функционирующую за счет энергии солнечного излу¬чения, мы также оставляем пока в стороне.

Преобразование теплоты химической реакции в живую силу выделения основано на расширении газов; газы, следовательно, в со¬ставе выделения термо-химической ракеты необходимы; мы, однако, не обязаны ограничивать своего выбора химического состава выделе¬ния одними лишь газообразными соединениями. Ракета может исправ¬но функционировать и в том случае, если только часть выделения га-зообразна, а другая представляет собой распыленные в газе более плотные вещества; газы, расширяясь в трубе ракеты, вследствие сво¬ей упругости, и приобретая при этом скорость, будут увлекать с собою и частицы плотных веществ, черпая в то же время от этих последних теплоту, взамен теплоты, теряемой ими при расширении. 

Для того, чтобы этот процесс закончился с наибольшим полезным эффектом, необходимы: 1) возможно более полное увлечение плот¬ных частиц газами и 2) возможно более полная передача тепла от плотных частиц к газам; и то, и другое требует достаточно тон¬кого и равномерного распыления в газе плотных веществ и доста¬точного промежутка времени, в течение которого они будут друг с другом соприкасаться, т.-е. достаточной длины трубы ракеты. Решить вопрос о том, каковы должны быть степень распыления, длина тру¬бы и процентное содержание плотных веществ в выделении для удо¬влетворительного функционирования ракеты, может лишь серия об¬стоятельных экспериментов. Выбор веществ для заряда сводится, следовательно, в основе своей к выбору такой группы, чтобы выде ляющееся при химической реакции между ее членами количество- теплоты было бы наибольшим при расчете на 1 дг. получающегося со¬единения, вследствие чего мы могли бы получить наибольшую «и». Если бы при этом оказалось, что продукты реакции сжижаются или отвердевают при температурах, еще далеких от абсолютного нуля, и теряют при этом необходимую нам упругость, то мы должны бы¬ли бы к выбранной группе веществ присоединить еще и другую, про¬дукты реакции между элементами которой сохраняют газообраз¬ное состояние при более низких температурах и способны поэтому на превращение теплоты выделения в его живую силу с большей полнотой. В простейшем случае вместо второй газовой группы мо¬жет быть применен легчайший из газов—водород.

Далее мы приводим таблицу химических соединений, обладаю¬щих наибольшею теплопроизводительностью на 1 дг. их массы.

Первый столбец цифр содержит в себе теплоты соединений а больших калориях на 1 дг. уже за вычетом скрытых теплот испа¬рения жидких 02, Оз, Н2, СН4, С2Н2 и жидкого воздуха.

Второй столбец содержит скорость выделения в метрах в се¬кунду, соответствующие данным первого столбца, т.-е. такие ско¬рости, какие получила бы масса 1 дг., если бы ее живая сила рав¬нялась бы энергии теплоты, показанной в первом столбце.

Третий столбец содержит значения «пх» для «Wi»^22370— =-

s

11185-— вычисленные по ф. 4 соответственно дан

sJ

ным второго столбца. О значении скоростей 22370 -—и 14460—

S S

будет ниже в §§ VI, IX и XII.

Так как элемент кислород участвует в каждом из интересую¬щих нас соединений, то, соответственно двум видам кислорода — «02 » и «03 » каждое из соединений приведено в двух строчках: в верхней—данные по расчету на кислород; в нижней—на озон, кото¬рый обладает значительно большим запасом энергии. В дальнейшем мы будем именовать группы актива по их некислородным членам.

Мы видим из таблицы, что наибольший тепловой эффект дают литиевые и. борные группы; применение лития в заряде ракеты отпа¬дает заранее в виду того, что он несравненно дороже бора, лишь немного превосходя его своей теплопроизводйтельностью. Затем сле¬дуют почти наравне друг с другом группы: аллюминиевая, силицие- вая, магниевая и водородная, если рассчитывать на сжижение паров воды, но при расчете на газообразное состояние воды, водородная группа несколько уступает металлической, при расчете же на сжи¬жение паров воды одновременно с применением озона—несколько превосходит их. Затем следуют дающие смесь углекислоты с водою углеводородные группы: болотная, ацетиленная и нефтяная; еще

меньший эффект дает чисто угольная группа и, наконец, группа из нефти и воздуха. В виду дешевизны более удобной для нас нефти, дающей при том больший эффект, применение угольной группы от¬падает заранее. Что касается водородной группы, то вопрос об ее применении приходится считать открытым, в виду затруднительно¬сти хранения и дороговизны жидкого водорода; весьма вероятно, что применение кремне и боро водородных групп окажется лучшим во всех отношениях, тем более, что добиться сжижения паров воды в трубе ракеты, т.-е. утилизации ее скрытой теплоты испарения, нам безусловно не удастся во время развития ракетою большей части ее скорости, когда мы не можем довольствоваться сколь . « dM

угодно малыми ,,j0и—, а, по всей вероятности, не удастся и во¬обще, так как сжижение паров веды потребовало бы расширения их от выхода из камеры сжигания до выхода из трубы в сотни тысяч раз и более. Применение металлических или борной групп требует для наличия в выделении газа одновременного применения водород¬ной, боро-водородной или одной из угле-водородных групп, или же присутствия избыточного водорода. Если критерием при составле¬нии заряда будет служить наименьшая его стоимость, то руководя¬щим принципом должен быть следующий: применение наиболее дешевых групп (т.-е. дающих наиболее дешевое реактивное действие: стои-

-Уг У

мость реакции определяется произведением Цц m' где „ Ц “

стоимость заряда, „т“—его вес и „q“—его тепловой эффект) для частей заряда, расходуемых первыми, и переход от них к группам

более теплопроизводительным ^jp=max^ для частей заряда, расходуе¬мых следующими. Согласно этого принципа и таблицы на стр. 15, заряд ракеты должен состоять из групп, следующих в таком по¬рядке:

I. Нефтяная группа; если жидкий кислород окажется значи¬тельно дороже жидкого воздуха, то этой группе должна предше¬ствовать группа из нефти и воздуха.

II. Болотная группа; если окажется возможным получать де¬шевый и безопасный жидкий ацетилен, то ей может предшествовать ацетиленная группа.

III. Водородная группа; применение ее находится в зависимо¬сти от стоимости производства и хранения жидкого водорода; весь¬ма возможно, что водородная группа окажется неудобной и невы¬годной и на ее месте будут совместно применяемые группы болот¬ная, металлическая (Я1, Si, Mg) и кремне-водородная.

IV. Борная группа; совместно с ней водородная или боро-водо-родная.

Относительно применения металлических групп будет еще и ниже в § V и § IV.

Будет ли применяться озон и начиная с какой группы, зави¬сит от того, насколько дешевый, а главное, безопасный жидкий озон нам удастся получать; от этого же в значительной степени зависит и применение водородной группы, так как для нее разница между кислородом и озоном наиболее ощутительна.

Ог, Оз, Н2, CFU, С2Н2, SiH4, ВНз могут быть взяты на ра¬кету, разумеется, только лишь в жидком виде, так как в газооб¬разном они потребовали бы сосудов огромного об‘ема и веса: бор должен быть взят в виде аморфного порошка, который пульвери¬зируется в камеру сжигания струей водорода или болотного газа, или примешивается к нефти перед ее поступлением в камеру сжи¬гания. BiSiи Нг могут быть взяты в виде ВНз, В2Н3 и SiH4, а также в виде боро и кремне-углеводородов; автор, к сожалению, не имел возможности разыскать термохимических данных относительно этих, чрезвычайно интересных для данного вопроса, соединений. Ме¬таллы могут быть употреблены в расплавленном виде или, как и <бор, в виде порошков.

О коэффициенте полезного действия ракеты, т.-е, об относи¬тельном количестве теплоты, которая будет превращаться в живую силу выделения, трудно составить себе заранее точное представле¬ние; он зависит больше всего от степени расширения газов в трубе ракеты, т.-е. от соотношения начальной и конечной упругостей, по-

/ dМ\

следняя же зависит от отношения массы выделения I ^ ^ 1 к по¬

перечному сечению извергающей трубы и, кроме того, не может быть меньшей, чем упругость окружающей атмосферы. Коэффициент полез-ного действия ракеты будет поэтому большим в те периоды полета, когда ракета будет свободным космическим телом в безвоздушном пространстве, когда для нее будет достаточным сколь угодно ма-

лое „10 и . — и меньшим в те периоды полета, когда ракета бу- dt

дет находиться в пределах атмосферы значительной плотности и когда ей будет необходимо не меньшее некоторой определен¬

ной величины (§§ VI и VIII); при последних условиях коэффициент полезного действия будет, повидимому, иметь величину от 50% до 75%. В целях повышения полезного действия мы должны иметь воз¬можно большее начальное давление (в камере сжигания) и возможно меньшее конечное (в конце трубы); чтобы достичь последнего, не увеличивая поперечного сечения трубы и, вместе с тем, поперечного

2 я. «Завоев. межпл. простр.»

сечения всей ракеты и сопротивления атмосферы, может оказаться более выгодной замена одной извергающей трубы несколькими, по-следовательно расположенными и выходящими под небольшим углом к боковой поверхности ракеты; задний конец ракеты в подоб¬ном случае можно сделать заостренным—обтекаемой формы; пи¬таться эти извергающие трубы могут из одной или из нескольких же камер сжигания—как окажется конструктивно удобнее.

Вследствие неполной утилизации теплоты химической реакции действительные значения «и» будут меньшими, нежели вычисленные в- таблице; если бы коэффициент полезного действия равнялся соот-ветственно 50 и 75 проц., то действительное значение «и» было бы соответственно равно около 3/4 и 7/в его вычисленного значения,

соответственно чему «п» имело бы значение и п^7 от вычислен¬ных значений.

ГЛАВА IV.

ПРОЦЕСС СГОРАНИЯ. КОНСТРУКЦИЯ КАМЕРЫ

СЖИГАНИЯ И ИЗВЕРГАЮЩЕЙ ТРУБЫ.

Весьма существенным является вопрос о температурах в каме¬ре сжигания и в извергающей трубе. Если бы полное соединение компонентов выделения могло произойти сразу, то в камере сжига¬ния температура должна была подняться до

Ф- 5. 7=208 Qm, где Q средняя теплотворная способность

дг

грамма соединения, а «ш»—средний молекулярный вес выделения, если считать его газообразным. При твердых или жидких продуктах тем-пература должна была бы быть и еще выше. Происходящая при высо¬ких температурах диссоциация молекул не даст, однако, пройти хи¬мической реакции сразу полностью; при некоторой температуре (вы¬ше 3.000°) для всех реакций наступит химическое равновесие, после чего дальнейшее их течение возможно будет лишь по мере потери тепла газами при их расширении в извергающей трубе. Таким образом тепловая энергия реакций будет реализоваться первоначально не адиа¬батическим процессом, а процессом более близким к изотермиче¬скому; адиабатический процесс наступит, когда газы, расширяясь в трубе, потеряют столько тепла, что реакции смогут пройти до кон¬ца, не поднимая температуры смеси до температуры значительной диссоциации ее компонентов. Для конструкции ракеты эти явления имеют следующее значение: для реализации того же количества те¬плоты соединений при постепенном сгорании мы должны иметь боль¬шее отношение конечного об'ема газов к начальному, т.-е. больших размеров извергающую трубу. С другой стороны, в камере сжигания и в начале извергающей трубы мы будем иметь меньшую темпера¬туру, чем та, какая была бы при полном сгорании в камере. Из ф. 5 видно, что, задавшись по конструктивным соображениям некоторой предельной температурой в камере сжигания, мы получим значитель¬но более полное первоначальное сгорание и меньшую длину процес¬са догорания для соединений с меньшим молекулярным весом. С этой точки зрения наиболее удобными являются группы с Н2, СН4, С2 Н2, нефтью и Li, несколько менее SiH4, ВНз и наименее удобными чисто металлич. группы Si, Mg, борная и особенно—аллюминиевая.

Конструировать камеру сжигания и извергающую трубу придет¬ся следующим образом: те поверхности, которые будут подвержены действию температур более высоких, чем может выдержать самый огнеупорный материал, нужно сделать металлическими (медными или из одного из тугоплавких металлов, как хром или ванадий) и подвер-гнуть интенсивному охлаждению снаружи жидкими газами, подающи-мися в камеру сжигания; произвести расчет этого охлаждения до со-ответствующих экспериментов относительно количества тепла, какое будут получать поверхности камеры лучеиспусканием и теплопро-водностью горящей смеси, не представляется возможным. Остальные поверхности можно облицевать извнутри достаточно огнеупорными материалами, по возможности изолировав их от наружной кон¬струкции, которой можно дать, в случае надобности, умеренное охлаж- дене. Если окажется неудобным или невозможным доводить темпе¬ратуру в камере сжигания и в начале трубы до той, при которой происходит уже значительная диссоциация компонентов выделения, мы можем искусственно поддерживать ее на некотором заданном уровне, подавая одно из веществ заряда (металлы или кислород) не сразу все в камеру сжигания, а только часть, остальное же его количество подводить в разных местах трубы по мере потери тепла первоначально заданной смесью.

ГЛАВА V.

ПРОПОРЦИОНАЛЬНЫЙ ПАССИВ*

В пассивных массах ракеты, т.-е. в массах, не относящихся к заряду «Г-», мы можем различить две существенно различные части.

1) абсолютный пассив «т», к которому относятся люди со всем необходимым для их жизни и выполнения заданной им операции и благополучного спуска на земную поверхность по окончании функ-ционирования ракеты, как таковой.

2) пропорциональный пассив «mj»—массы всех предметов, об-служивающих функционирование ракеты, к каковым относятся: а) со-суды для заряда, б) камеры сжигания, в) извергающая труба, г) при¬боры и машины, перемещающие вещество заряда в камеру сжигания, и д) все части, связывающие предметы первых четырех категорий и придающие прочность всей конструкции ракеты. Эту часть массы мы назовем «пропорциональным пассивом», в виду того, что по кон¬структивным законам он в общем должен быть по своей массе при¬близительно пропорционален массе обслуживаемого им заряда, пока этот последний не превосходит некоторой величины; при больших

значениях «а» отношение-^-растет. Исходной точкой конструиро-

V-

dt

Обозначим отношение —=qи предположим, что все время

Iх

у нас функционирует один и тот же несменяемый пропорциональ¬ный пассив «mi». Тогда m1==p,q; Mk— m-j-mi—m-ffxq. Подставив это значение «М^» в ф. 26, получаем: (п—1), откУДа

ф. 6. иь= ■ — тогда как при пц=0 мы имели бы: Г=т(п—1!)

^ 1—q(n—1),

Мы видим из формулы что, пока q« ——-, мы получим для «р. значения, лишь немногим отличающиеся от тех, какие мы имели

превращаясь в бесконечность при q= —^—7 что означает

п 1,

теоретическую невозможность построить ракету при подобных дан¬

ных. Практическая же возможность наступает ранее; при q=-^ гг

мы уже получили бы удвоение заряда. Для того же, чтобы масса ра¬кеты не увеличивалась бы значительно из-за присутствия в ней масс «mi», и необходимости сообщать им скорость наравне с «т»,

1

Ф. 7. желательно иметь примерное отношение q<r<TF7

5 (ni—1)

где «п j».—нагруженность того участка, на протяжении которого бессменно функционирует один и тот же «mi» и по окончании ко¬торого он может быть отброшен, чтобы не обременять ракету своей излишней массой, после чего и начинает функционировать другой комплект «mi», меньших размеров и меньшей массы, соответствен¬но уменьшившимся массам заряда и выделения. Обе стороны нера¬венства (ф. 7) неодинаково способны поддаваться нашим усилиям к их изменению: величина «q» определяется степенью технического совершенства в построении предметов «mi» и, хотя и может быть большею или меньшею в зависимости от различных условий, но имеет все же некоторый жесткий минимум, которого мы при дан¬ных имеющихся в нашем распоряжении материалах и при данном развитии строительной техники преодолеть не в состоянии. Величи¬ну «п{ » мы можем уменьшать по произволу вплоть до «1», деля траекторию ракеты на большее число участков с меньшею »W\ » Д каждого. Число участков и соответственно число комплектов «mi» определяется в зависимости от той относительной величин расхо¬дуемого заряда, какую мы найдем удобным обслуживать одним бес¬сменным комплектом «mi», а именно это число должно быть равно ]gnlgnjsгде «nj—нагруженность каждого из участков траектории.

довательно, при q=—'масса заряда по формуле (6) уже превра- УУ

щалась бы в бесконечность, при Ч==200 Удваивалась бы, междУ тем

1

2QQ|A—это величина очень и очень тесная, вернее вовсе невозмож¬ная для массы всего комплекта «mi*. Даже, если мы примем W=14460 — и возьмем соответственно п2=20 (стр. 15), то и то

S

1

получаем удвоение заряда при трудно выполнимом отношении mi=^Q|i.

Практически наилучшей системой будет поэтому двухкомплектная для машин и приборов и трехкомплектная для сосудов, как более громоздких частей «т^. Если мы опять положим п=100, то абсо¬лютный предел «q* поднимается с ~ (при однокомплектной систе¬ме) до при двухкомплектной и до при трехкомплектной си¬стемах. Несколько комплектная система, хотя и дает больший про¬стор в конструировании предметов «mi» и избавляет нас от прова¬ла всего предприятия из-за невозможности сконструировить доста¬точно легким «mi», но все же не совершенно ликвидирует вредное влияние масс «mi» на величину массы ракеты: значение «|л» по ф. (6) получается все же большим того, какое бы мы имели при полном отсутствии «mi».

Если мы применим несколько-комплектную систему, разделив траекторию на несколько участков с равными «Wj» для каждого из

них; то для всего полета получится увеличение массы в

1 \К

ф. 6а.

раз (где «К»—число участков) сравнительно с массой, какую раке¬та должна была бы иметь при отсутствии «mi».

ПРИМЕЧАНИЕ: Основание степени этой формулы мы по-лучаем, если к правой части уравнения (6) прибавим m-fmjи затем вынесем тп} за скобки.

ПРИМЕЧАНИЕ РЕДАКТОРА: В пределе при К= оо дробь (ф. 6)принимает значение:

Можно предложить такое решение вопроса об «гп!», при кото¬ром вредное влияние присутствия масс «mi» устраняется почти со¬вершенно; решение это заключается в следующем: как и при несколь- ко-комплектной системе, конструируется несколько комплектов «mi» постепенно убывающей величины; материалом для конструкции слу¬

жат по возможности преимущественно аллюминий, кремний, магний; части, требующие особой огнеупорности (внутренняя поверхность камеры сжигания), делаются из подходящих сортов графита, карбо¬рунда корунда. Комплекты, становящиеся по своей величине излишними вследствие уменьшившейся массы ракеты, не отбрасываются, а раз¬бираются и поступают в камеру пилота на переплавку и раздробле¬ние, чтобы затем быть употребленными в качестве химических ком¬понентов заряда. Такое решение является идеальным, так как при нем в качестве вредных масс «mi» остается лишь последний, самый меньший комплект, все же предыдущие являются зарядом, временно исполняющим функции «mjB. Так как разборка и дальнейшее пре¬образование предметов «mi» требует некоторого времени, то при такой системе деление траектории ракеты на участки, обслуживае¬мые бессменными комплектами «mi», уже не является произвольны¬ми: первая смена комплектов не может быть произведена ранее до¬стижения ракетою состояния свободного спутника Земли; последняя смена не может быть произведена позднее того, как ракета при возвращении потеряет скорость настолько, что не сможет быть уже свободным спутником Земли. Этими двумя сменами удобнее всего и ограничиться, тем более, что они соответстуют делению траектории на три участка с приблизительно равными «Wj» для каждого. Для разборки предметов «тр в безвоздушном пространстве и преобра¬зования их в вещества заряда потребуются некоторые добавочные приспособления; тем не менее, следует приложить все усилия имен¬но к такому решению вопроса об «mi», так как оно облегчает основ¬ную трудность всего предприятия, уменьшая необходимую массу ра¬кеты, весьма большая величина которой лишь и является практиче¬ски трудно преодолимым материальным препятствием к завоеванию межпланетных пространств и тел солнечной системы, что теорети¬чески не представляет каких-либо особых трудностей.

ГЛАВА VI.

ТИПЫ ТРАЕКТОРИИ И ТРЕБУЕМЫЕ РАКЕТНЫЕ

СКОРОСТИ.

Примем следующие обозначения:

„Jj“—участки траетории ракеты, на которых она функциони¬рует, т. е. сообщает себе ускорение;—

„Wy“—„скорость улета» для данного состояния ракеты—та ско¬рость, на которую нужно увеличить имеющуюся скорость ракеты, чтобы она приобрела движение по параболической орбите относи¬тельно центра земли;

„WB»—„скорость возврата для данного состояния ракеты, та скорость, которой ракета обладала бы, когда, продолжая двигаться по своей орбите, она достигла бы земной поверхности (уровня моря);

,,w“—„полная скорость улета» и „п. с. возврата»—„Wy“, вы-численной для состояния неподвижности на уровне земной поверхно- CTH=„WB“>вычисленной для состояния неподвижности в бесконеч¬ном удалении от Земли, или для ракеты, движущейся по параболи¬ческой орбите=„параболическая скорость “==]/2Rg(где ,,R“—радиус

Земли, а „д“—ускорение силы тяжести на земле) = 11185 —.

“V»—скорость ракеты относительно центра Земли (а не земной поверхности) в данный момент;

“г»—расстояние от ракеты в данный момент до центра Земли;

Под „полетом» мы будем подразумевать движение ракеты до некоторой, бесконечно удаленной от Земли, точки и возвращение обратно, при чем скорости ракеты у точки назначения и у земной поверхности должны быть равны нулю. Мы будем пока игнорировать сопротивление атмосферы и присутствие в пространстве иных тел, кроме Земли, так что наши выводы этого параграфа будут прибли¬зительно верны лишь для участков траектории, лежащих вне атмос¬феры ощутимой плотности, не приближающихся к Луне, и для тра¬екторий, размеры которых значительны в сравнении с радиусом земной орбиты. 

В том случае, когда орбита не касается и не пересекает зем¬ной поверхности, как напр. всякая круговая орбита, наше опреде¬ление величины ,,WB“ является фиктивным; в подобных случаях под „WB“ МЫ должны разуметь ту скорость, которою ракета обла¬дала бы, если бы к живой силе ее движения была прибавлена энер¬гия, обусловленная ее массой и разностью потенциалов силы зем¬ного тяготения между точками ее пребывания в данный момент и точкой на уровне земной поверхности, вне зависимости от того, мо¬жет ли это суммирование энергий произойти в действительности при движении ракеты по данной ее орбите, или нет. Не трудно за¬тем видеть, что “Wy“ имеет различные значения для различно уда¬ленных от Земли точек одной и той же орбиты (если только орбита не параболическая, для которой Wy=0), наоборот „WB“ имеет по¬стоянное значение для всех точек одной и той же орбиты. Величи¬ны „Wy“ и ,,WB“имеют для нас следующее значение:

1) „Wy“, взятая для перигея (ближайшей к центру земли точки орбиты) есть теоретический минимум „W» (т. е. вычисленный лишь на основании закона сохранения энергии) необходимый для того, чтобы двигающаяся по данной орбите ракета приобрела движение по параболической орбите, следуя по которой, ракета может выпол¬нить первую половину „полета”—движение до бесконечно удален¬ной точки.

2) ,,WB“ есть теоретический минимум ,,W“, необходимый для того, чтобы двигающаяся по данной орбите ракета достигла зем¬ной поверхности с нулевой скоростью и тем завершила вторую по¬ловину полета.

Для доказательства первого положения мы сравним между со¬бою ,,Wyi“ и „Wy2“, вычисленные для двух точек „atuи „а2“одной и той же орбиты, разность между потенциалами силы земного тяго¬тения в которых равна бесконечно малой Если для более да¬

лекой из точек—точки „aУ‘, мы имеем по формуле (8);

более близкой точки „а2“

f2а — V'V2 н~ 2« , НО 

и скобка положительна.

Таким образом, по абсолютной величине, которая нас сейчас только и интересует, Wy2<;WyСледовательно „Wy“ имеет минимум в точке перигея данной орбиты, который и является теоретическим минимумом ракетной скорости, необходимой для перехода на пара¬болическую орбиту, что и требовалось доказать.

Для доказательства второго положения мы сравним между со¬бой ,,WBi» и ,Шв2‘, получающиеся в двух случаях: в первом раке¬та, двигаясь по некоторой орбите, получила приращение скорости „и» в точке „ах*,« во втором двигаясь по той же орбите с тою же скоростью, ракета получила той же величины отрицательное прира¬щение скорости в другой точке „а2% при чем разность потенциалов силы земного тяготения между точкам „ах“ и „а2“ равна беско¬нечно малой „а». Если в первом случае мы по формуле (8) будем 

Таким образом WB2<^WBi, следовательно мы получим тем меньшую ,,WB“, чем ближе к Земле будут находиться точки, в ко¬торых ракета сообщает себе замедления. Минимум „WB“ мы полу¬чим, сообщая ракете отрицательные приращения скорости на уровне земной поверхности; чтобы ракета завершила полет, мы должны погасить на уровне земной поверхности всю скорость, какою ракета будет обладать и которая будет равна ,,WB“ данной орбиты,—что и требовалось доказать.

Оба предыдущие положения можно пояснить следующим образом.

Некоторый данный расход заряда ракеты сообщает ей некото¬рое определенное положительное или отрицательное приращение скорости независимо от состояния покоя или движения самой раке¬ты, но так как энергия ракеты относительно Земли—ее живая си¬ла—пропорциональна квадрату ее скорости относительно Земли же, то некоторое данное приращение скорости представляет собою большее положительное или отрицательное приращ. живой силы, тогда, когда оно происходит при большей первоначальной скорости ракеты; например, приращение скорости= 4, приложенное к скорости = 2,

62— 22

представляет собою приращение живой силы — = 16, тогда как

тоже приращение скорости = 4, приложенное к скорости = 20, пред-

242 202

ставляет собою приращение живой силы = 88. Таким

образом, с точки зрения энергии ракеты относительно земли, реак¬ция выделения действует на ракету тем сильнее, чем больше ско¬рость самой ракеты. Но скорость свободно движущейся ракеты бу¬дет наибольшей в точке наибольшего приближения ее к земле— следовательно и действие реакции в этой точке будет наиболее выгодным, как в тех случаях, когда необходимо сообщить ракете достаточную энергию для улета от земли, так и в тех, когда нуж¬но лишить ее энергии для благополучного спуска на землю.

Таким образом, мы видим, что ,,W“ может достичь минималь¬ного значения 2wлишь при том обязательном условии (но еще не¬достаточном), чтобы все ускорения и замедления производились бы на уровне земной поверхности: поскольку это невозможно, „W» бу¬дет тем меньшей, чем ближе к уровню земной поверхности будут

расположены Итак, близость к земной поверхности всех участ¬ков собственного ускорения ракеты—„Jj“ является первым требова¬нием, какое мы должны пред‘являть к траектории ракеты во избе¬жание излишнего возрастания необходимой ракетной скорости—„W“. Разность W—2wмы назовем „перерасходом ракетной скорости» и обозначим через „Л“; под „Л\«, „перерасходом данного участка», будем разуметь ту часть всего перерасхода „Л“, которая явилась неминуемым следствием условий прохождения ракетою данного участ- 

дет обозначать тот физический фактор, следствием которого явил¬ся перерасход, например в ф. 10 мы имеем перерасход являет¬

ся последствием ускорения силы тяжести; индекс „s“ будет обозна¬чать суммированное влияние всех факторов; „с» — влияние сопроти¬вления атмосферы с двумя подразделениями «сн“ и „св“, о кото¬рых будет ниже в § VIII. Согласно изложенного из всех форм тра¬екторий обязательно дают „Л “ те, в которые входят в качестве элементов элементы свободных орбит, не касающихся и не пересе¬кающих земной поверхности, так как при наличии в траектории по¬добного элемента „первое требование» (см. выше) оказывается заве¬домо невыполнимым. Наибольший „Л* дает присутствие в траектории элемента круговой орбиты некоторого конечного радиуса.

Вторым требованием, какое, мы должны пред'являть к траекто¬рии ракеты для достижения возможно меньшего „Ли>является воз¬можно меньший угол между направлением силы реакции и каса¬тельной к траектории; абсолютное значение „Vй изменяется в зави¬симости не от всего собственного ускорения ракеты „]0“, а лишь от его тангенциальной слагающей, равной j0cos[3; мы получаем сле-

ф. II. довательно Лф —Wj(i—cosP).

Траекторию всего полета мы разделим условно на три участка.

1) „Ту»—„траектория улета» = участок траектории, начинаю¬щийся на земной поверхности и оканчивающийся в некоторой бес¬конечно удаленной точке. 

2) „Тс“—«связывающая траектория» = участок траектории,

начинающийся в конце „Ту» и оканчивающийся в некоторой другой, бесконечно удаленной точке.

3) „Тв“ — „траектория возврата» = участок, начинающийся в конце “Тс„ и оканчивающийся в точке на земной поверхности.

Соответственно указанным обозначениям примем и обозначения»

»WyJI,WCB, WB03•

Обозначим:

„0“ mугол между траекторией в данной точке и плоскостью горизонта;

— угол между направлением собственного ускорения ,,j0“ и траекторией в данной ее точке;

яХ'* zzz0 —j— р = угол между направлением „j0“ и плоскостью

горизонта. Углы „0“ и „Р“ считаются положительными, когда касательная к траектории направлена вверх от плоскости горизон¬та, a ,,j0“ направлено вверх от касательной к траектории.

Смысл нашего деления траектории такой: в бесконечном уда¬лении от земли сила земного тяготения ничтожна, а сопротивление земной атмосферы отсутствует; вследствие этого „Тс“, поскольку

она вся находится в бесконечном удалении от земли, может иметь произвольную форму и при всякой форме ее может быть проделана ракетою со сколь угодно малыми „jQ“ , „V» и „WCB“. Практически к

„Тс“ можно приравнять участок траектории, находящийся от земли на расстоянии нескольких десятков земных диаметров. „WCB“ на

практике определяется в значительной степени количеством време¬ни, какое мы найдем удобным назначить для прохождения „Тс

Наоборот „Ту“ и „Тв“ находятся своими частями в пределах сферы

сильного тяготения и отчасти в пределах сопротивляющейся среды— атмосферы; поэтому та или иная величина „W», а следовательно и „ Л “ всецело зависят от той геометрической формы и тех скоро¬стей, какие мы выберем для „Ту“ и „Тв“; в дальнейшем, поэтому, раз¬бирая различные типы траекторий, мы будем иметь в виду из них лишь участки „Ту “ и „Тв“, оставляя в стороне относительно для

нас не важную „Тс“. Так как при отсутствии сопротивления среды

тождественные по форме и абсолютной величине скоростей в соот-ветственных точках „Ту» и „Тв“ требуют для своего выполнения

равных ускорений в соответственных точках, то и „\Мул“ и „WB03“ для этих „Ту- и „Тв “ будут между собой равны; приводимые ниже выкладки относятся поэтому одинаково к „Ту» и „Тв «, поскольку они лежат вне пределов атмосферы ощутимой плотности. 

Нетрудно видеть невозможность построения такой траектории, которая бы одновременно вполне отвечала бы обоим изложенным выше требованиям (стр. 28 и 29 ) для достижения наименьшего перерасхода скорости „Л“; типом траектории, вполне отвечаю¬щим „второму требованию» является, „радиальный», „Ту» и „Тв“ ко¬торого представляют собою продолжения земных радиусов. Согласно „первому требованию4* в радиальной траектории мы должны по воз¬можности сократить „Jj“, сообщая ракете „jc“ возможно большей

величины, начиная от точки отправления и непрерывно до той точ¬ки, в которой ракета будет уже обладать параболической скоро.

стью V = w/“==—; при возвращении с соответственной точки должно начинаться „\Q“— „собственное замедление» ракеты. Поло.

жим для упрощения, что ускорение силы тяжести на всем протяже¬нии „Jj“ таково же, как и на земной поверхности=„д “; обозначим: jo-f-jp =j, и j: g= j, где j0собственное ускорение, a ,,jp“ —замедле¬ние, сообщаемое ракете силою сопротивления атмосферы и, „j»—ве¬кториальная сумма их (в данном случае, при радиальной траектории она равна алгебраической разности), которую мы будем называть «ме¬ханическим ускорением», соответственно чему: «j» — коэффициент превосходства механического ускорения над ускорением силы тяжести; при подобных допущениях и обозначениях будем иметь из ф. 9:

ф. 12. Лд=«^|/ 1

; эти значения, несколько большие действительных при

конечных значениях «j», мы и примем за приблизительные значе¬ния перерасхода от действия силы тяжести при радиальной траек¬тории полета ракеты, принимая j> 5 (для меньших значений «j» радикальная траектория вовсе непригодна).

Типом траектории, отвечающим «первому требованию», являет¬ся «тангенциальный»—(см. ч. 1): от точки отправления «О» до точки «Ь» ракета движется параллельно земной поверхности по ду¬ге большого круга; горизонтальное движение ракеты достигается направлением «jQ» под таким углом «р» к горизонту и траектории, чтобы сила MjQsinр уравновешивала собою избыток силы тяжести ракеты над ее центробежной силой; до точки «di», угол р должен быть

положительным, после же этой точки, в которой V—w

«р» делается отрицательным, так как центробежная сила будет уже превышать силу тяжести. Движение по кругу продолжается до тех

пор, пока необходимый для его поддержания угол р8 все увеличива-ющийся (по абсолютной величине) с возрастанием скорости и цен-тробежной силы, не достигнет такой величины, что Лр (ф. 11) станет

ощутимо вредной частью перерасхода; по достижении углом [3 (со-ответственно скорости ракеты) такого значения, ракета движется некоторое время при постоянном «ф», уже удаляясь от земной по¬верхности с все возрастающим углом «0». Когда в точке «bi» ста¬новится практически вредной величиной и «Л д», вследствие все воз¬растающей разности потенциалов силы тяжести между точкой на¬хождения ракеты в данный момент и перигеем той орбиты, по ко¬торой ракета получила бы движение, если бы «j0» было прекращено (о влиянии этой разности на Wyсм. стр. 27), функционирование ра¬кеты прекращается, и от точки «fc>i» до точки «Ьг» ракета свобод¬но движется по эллиптической орбите. В точке «Ь2®; симметричной точке «Ь>1» (относительно большой оси эллипса), «]0» опять возобно¬вляется при р < О, чтобы «Jj» прошел бы возможно ближе к Земле, и продолжается до точки «cj», отвечающей тому же условию, что точка «bi»; за точкой «ci» опять следует свободная эллиптическая орбита—«ci—Сг», потом опять расположенный вблизи земной по¬верхности Jj— с2 — ei8и т. д., пока мы по прохождении послед¬него «Jj» не получим требуемых параболических скорости и орбиты. При тангенциальной траектории «Лд[3», который будет получаться после прохождения ракетою точки «di», теоретически может быть сделан сколь угодно малым посредством достаточного сближения между собою точек «dи Ь, Ь и bi8Ь2 и cisс2 и ех» и т. д., при чем лишь будет увеличиваться число промежуточных эллипсов и продолжительность полета; этой частью «Лдр», как за¬висящей в значительной степени от нашего произвола, мы будем по¬ка пренебрегать; наоборот «Лр», получающийся до точки име¬ет определенный теоретический минимум, равный приблизительно (при j^>1)

ф. 13. Лр—w Это приблизительное значение мы и

примем для дальнейшего. Кроме меньшего более чем в 3 jраз перерасхода, тангенциальная траектория имеет еще и то большое преимущество, что, производя отправление и возвращение ракеты в экваториальной плоскости с запада на восток, мы, вследствие вра¬щения зем и вокруг своей оси, получаем для всего полета экономию ракетной скорости «W», равную удвоенной скорости движения зем¬ной поверхности: 2U= 920-^-

Помимо трудности требуемого тангенциальной траекторией точного управления, она обладает еще одним недостатком, который

делает применение ее в чистом виде при отправлении невозможной „Ту» тангенциального типа требуют точки отправления вне атмос¬феры ощутимой плотности, так как в противном случае, вследствие большой длины участков, расположенных на уровне точки отправле¬ния и немногим выше ее, неимоверно возрос бы „Лс“, в0много раз перевысив собою экономию„Ш“, получающуюся от меньшего при тангенциальной траектории перерасхода . Лд^“ и от утилизации

скорости вращения земной поверхности. Практически наивыгодней- шим типом „Туи явится по этому не тангенциальный, а некоторый компромиссный, начинающийся дугою спирали, примерно показанный на обложке; уг. 0 для этой спирали долженГ быть тем меньшим, чем меньше будет возможная величина „jQ« (и чем больше для нас бу¬дет поэтому иметь значение „ Лд^14) и чем меньшим будет замед¬ление „jp“, вызываемое сопротивлением атмосферы. Для этого сред¬него типа траектории «Лд^“ будет иметь значение среднее

между w^ иw-Дго. В дальнейшем мы будем считать, что

2(j—1) 6j2

при 6<30° и при j>3, если ракета не пользуется авиационными

крыльями, или при j>l,если ракета ими пользуется,

поддерживающих поверхностей авиационного типа, если только бу¬дет 7<2. Что касается „Тв“ тангенциального типа, то она примени¬ма в почти чистом виде и может дать очень большую экономию „WB03“} вследствие полезного для нас при возвращении сопротивления атмо¬сферы, которое будет помогать гасить скорость возврата ракеты. Об этом последнем будет отдельно ниже, в § IX.

3 л, Завоев. межплан, пространств. 

ГЛАВА VII.

МАКСИМУМ УСКОРЕНИЯ.

Из ф. ф. 12, 13, 14 мы видим, что „П“>а следовательно и ,,W“ и„п“ уменьшаются с увеличением j?j“ и wJ“; нам важно следовательно, выяснить, каково максимальное механическое уско¬рение ;jj“, которое мы сможем сообщить ракете. „Механическое ускорение» — это ускорение, вызываемое равнодействующей сил, действующих исключительно на наружные части ракеты, которое и будет ощущаемо внутри ракеты, тогда как ускорение силы тяготе¬ния, приложенное одинаково ко всем частям массы ракеты, внутри ее обнаруживаемо не будет. Величине }jj“ предел может быть поло¬жен со стороны четырех факторов: 1) приспособленности и вынос¬ливости конструкции ракеты; 2) выносливости организма пилота;

3) сопротивления атмосферы, которое, возрастает вместе с увели¬чением скорости, может сделать более выгодным применение мень¬шего j}j“ до прохождения слоев атмосферы значительной плотности, несмотря на ф. 12, 13, и 14, и 4) со стороны конструктивных затруд¬нений в постройке достаточно легких и портативных предметов пропорционального пассива (баки, насосы, горелки и т. п.), которые обладали бы достаточной производительностью для сообщения ра¬кете большего ускорения. Третий фактор может иметь существен¬ное значение лишь для относительно небольшого участка вблизи земной поверхности—о нем будет ниже в § VIII; выносливость ракеты зависит от того, насколько выносливою мы захотим ее построить; факторами, которые могут поставить верхний предел для боль¬шей части „Ту“, является поэтому выносливость человеческого ор-ганизма, которая менее всего способна поддаваться нашим усилиям к ее повышению, и размеры предметов „т^ которые мы не можем сделать легче и портативнее некоторого предела, определяемого современной машиностроительной техникой.

Слишком большое «j» может оказаться вредным и даже смер-тельным для пилота, вследствие того, что все жидкости живого ор¬ганизма и прежде всего кровь устремляются в те части тела, кото¬рые расположены против направления кажущейся тяжести, создавае¬мой ускорением «j»Если бы, например, человеку ростом 200 см. мы сообщили на достаточно продолжительное время ускорение j=10gпо направлению вдоль его тела от пяток к голове, в давлении кро¬ви на подошвах и темени образовалась бы разница около двух ат¬мосфер, вполне, вероятно, достаточная для того, чтобы голова ока¬залась совершенно обескровленной, а на ногах полопались крове¬носные сосуды, если только против этих явлений не принять специ¬альных мер. Первым условием того, чтобы организм возможно легче переносил механическое ускорение «|», является возможно меньшая высота столба крови по направлению его, т. е. лежачее положение тела по отношению к кажущейся вертикали, которая совпадает с направлением «j». Отеку «нижних» (т. е. лежащих против направле¬ния «]») частей тела и отливу крови от «верхних» можно поме¬шать, противопоставив внутренней разности давлений крови такую же разность внешних давлений со стороны жидкости, равного с кровью удельного веса, в которую тело должно быть погружено. Иначе можно помешать перемещению масс крови, поместив обна¬женное тело в гладкую, твердую, плотно везде прилегающую форму. И тот и другой способы, одинаково радикально спасая от отеков (в случае применения большого ускорения), наружные поверхности те¬ла совершенно не применимы к внутренней поверхности легких; между тем, именно на внутренней поверхности легких наиболее неж¬ные кровеносные сосуды подходят вплотную к воздушным проме¬жуткам, не будучи от них отделены никакою мало-мальски прочной тканью. Так как абсолютная плотность заполняющего легких возду¬ха ничтожна в сравнении с плотностью крови, то получающаяся между «верхней» и «нижней» поверхностями легких разность давле¬ний, равная—dhj, где «d»—абсолютная плотность крови, а «Ь»— высота легких по направлению «j», ничем извне, т.-е. из простран¬ства легочных пузырьков, уравновешена не будет. Если эта разность превзойдет предел сопротивляемости капиллярных сосудов и ткани легочных пузырьков, то произойдет сначала отек, а затем кровоиз¬лияние «нижней» поверхности легких. Грудная полость представля¬ет своим устройством и еще одно специальное препятствие для раз¬вития большого ускорения: в ней помещаются рядом органы значи¬тельно различного удельного веса: сердце и легкие. При сообщении телу ускорения более тяжелое сердце будет терпеть в грудной клет¬ке смещение в противоположную сторону, что, при известной ин¬тенсивности этого явления, может плохо отразиться на деятельно¬сти сердца и на соседнем левом легком, которое будет терпеть де-формацию. Таким образом, предел допустимого для человеческого тела организма ускорения будет Поставлен сопротивляемостью отеку внутренней поверхности легких и сопротивляемостью смещению при-крепления сердца. Тем, в какую сторону сердце лучше будет вы¬носить напряжение—вперед или назад—определится, быть ли чело¬веку грудью или спиной к направлению ускорения. Выносливость легких можно значительно повысить вращением корпуса человека вокруг его продольной оси, которая будет перпендикулярна напра¬влению ускорения. При подобном вращении мы, вероятно, достигли бы того, что кровь не успевала бы приливать ни к одной из частей лег¬ких, так как все они поочередно менялись бы своими положениями относительно направления кажущейся тяжести. При подобном вра¬щении тела сердце терпело бы однако уже не одностороннее посто¬янное смещение, а кругообразное, что неизвестно как отразилось бы как на нем, так и на соседнем левом легком. Всестороннее ос¬новательное изучение выносливости человеческого организма по от-ношению к «j» вполне можно произвести на большой центробежной машине, самой удобной и дешевой формой которой для данного слу¬чая было бы подобие «гигантских шагов» с двумя канатами, на од¬ном из которых помещалась бы опытная камера для пилота, а на другом противовес. Некоторые указания на величину допустимого «j» мы можем почерпнуть из опыта катанья на «гигантских шагах» и опытов современной авиации. На гигантских шагах ускорение до¬стигает нередко значения )—2 и бывает при этом довольно про¬должительным, летчики же во время фигурных полетов выдержива¬ют кратковременные ускорения до j=8, а довольно продолжитель¬ные до j=2; и в том и в другом случае никаких заметно вредных последствий не обнаруживается, Принимая во внимание, что при катании на гигантских шагах и при полетах на аэроплане положе¬ние человеческого тела относительно направления «j» бывает про¬дольное, т.-е. как раз самое невыгодное, так как размеры легких по направлению от плеч к тазу являются наибольшими,—мы име-ем основания предположить, что при благоприятных условиях, а именно—прежде всего при поперечном положении тела, человек смог бы перенести в течение трех минут (больше и не требуется) без особенного вреда для себя j=5; если же окажется возможным при¬менить вращение тела вокруг его продольной оси, то величина до¬пустимого «]» превзойдет, возможно, и 10. Соответствующие значе¬нию j=5 значения Л gр будут: для радиальной траектории Л д[}= —V/ 0,125 и для тангенциальной Л д р = w0,007. Значению Лд(3 = —w0,125 при 2 w: и = 5, каковое соотношение мы и будем прибли¬зительно иметь в действительности, соответствует увеличению «п» в 1,87 раза. Что касается конструктивных возможностей в постро¬ении предметов пропорционального пассива достаточно портативны- ии при большой производительности их для получения соответствен¬но большого «j0», то вопрос этот до соответствующих технических исследований приходится оставлять открытым. По всей вероятности Именно этот конструктивный фактор и поставит практически верх¬ний предел для «j0»*

ГЛАВА VIII.

ДЕЙСТВИЕ АТМОСФЕРЫ НА РАКЕТУ ПРИ

ОТПРАВЛЕНИИ.

При отправлении важным фактором перерасхода ракетной ско-рости—«Л» явится сопротивление атмосферы, которое, во-первых, само по себе понизит действительное ускорение «J» ракеты отно¬сительно центра земли (J=jo+g+jp=j4«9^ и тем будет уменьшать «V» и, во-вторых, заставит нас дать углу «0» значение больше нуля во избежание чересчур большой скорости ракеты в пределах атмосферы значительной плотности, и соответственно во избежание чересчур большего «Лс»; увеличение же «0* влечет за собой, со¬гласно ф. 14, и увеличение «Лд[3». Кроме того мы можем быть вы¬нуждены на некотором участке в начале «Ту» уменьшить «j» и «V» во избежание катастрофического перегрева поверхности ракеты.

Явление сопротивления среды и нагревания движущихся по-верхностей теоретически изучены очень слабо, а экспериментального материала для скоростей, выражаемых километрами в секунду, нет или почти нет. Поэтому все, что мы можем знать заранее об ука¬занных явлениях, это приблизительная их величина, определенная на основании упрощенных законов зависимости сопротивления и нагре вания движущихся поверхностей от их формы, угла наклонения и скорости движения и от плотности, химического состава и темпе¬ратуры среды. О точном вычислении этих явлений сейчас не может быть и речи, так как они таковому не поддаются даже и для ско¬ростей, при которых можно пренебрегать изменением плотности среды вблизи движущегося тела. В основание наших выкладок положим

Ф. 15. приблизительно в общем верную формулу: Q=SkДЮ'4с, где «0»=сила сопротивления в klgr, «5»=площадь поперечного сечения тела в т2, «к»=коэффициент пропорциональности, равный к=0,25 по экспериментальным данным для скоростей, близких к скорости звука, при которых он имеет максимум, «Vi»=cKopocTbтела отно¬сительно воздуха в «с»—коэффициент, зависящий от формы

ПРИМЕЧАНИЕ: В нашем случае, пренебрегая ветром

V1 — V—(J, где «С1»—скорость вращения земной поверхности.

тела и равный единице для нормально поставленной плоскости,

и «Д» =—= отношение плотности атмосферы в точке нахождения Ро

ракеты в данный момент к плотности ее на уровне моря.

Так как на протяжении всей настоящей работы нам оказалось удобнее оперировать с ускорениями, нежели с вызывающими их си¬лами, то и в данном случае мы перейдем от сопротивления атмосферы к вызываемому им замедлению движения ракеты, которое мы обозна¬чим через «jp». Выразив все величины в абсолютных единицах, под¬ставив к=0,25, и введя вместо «S» поперечную нагрузку ракеты «Р», мы из ф. 15 получим:

Ф. 16. )р=2,5.10'’^Д-К,^Д | р—з?; Р-^,

где К,-2,5.ю:3^ I Vr—

Как в сопротивлении воздуха, так и в нагревании движущейся поверхности можно различить две существенно различные части, являющиеся следствием различных факторов: 1) сопротивление и на-гревание, обусловленные напором среды на поверхности, наклонные к их траектории, и 2) сопротивление и нагревание, обусловленные вязкостью среды, скользящей вдоль движущихся поверхностей; первые два явления представляют собой последствия адиабатического сжатия воздуха перед обращенными вперед поверхностями тела и адиабатического расширения воздуха за обращенными назад поверх¬ностями; вторые два явления представляют собой последствия вну¬треннего трения в среде, скользящей вдоль поверхностей тела. Для первых двух явлений будем употреблять обозначения «сн» и «нн»; для вторых: «св» и «нв». Формула (16) относится специально лишь к «сн», которое в общем пропорционально квадрату скорости и пер¬вой степени плотности, тогда как «св», в тех слоях атмосферы, где средний свободный путь молекул газов ничтожен в сравнении с размерами движущегося тела, пропорционально полуторной сте¬пени скорости движения тела и квадратному корню из плотности среды. Так как для тел, не обладающих особенно удлиненной формой,

ПРИМЕЧАНИЕ: Поперечное сечение ракеты должно вме¬стить в себе камеру для пилота, вследствие чего имеет опреде¬ленный минимум около 4 т2; форма ракеты не может быть поэтому особенно удлиненной,

при скоростях несколько метров в секунду и в атмосфере уровня моря, по экспериментальным данным «сн» оказалось большим, не¬жели «св», то при скоростях в сотни и тысячи метров в секунду, какими ракета будет обладать еще в нижних слоях атмосферы, ме¬нее зависящее от скорости «св» сделается ничтожным в сравнении 

падать). На высотах в несколько десятков километров «св», менее зависящее от плотности воздуха, чем «сн», может быть и сделает¬ся относительно значительной величиной, но на таких высотах, вследствие ничтожной плотности воздуха и «сн» и «св» будут уже ничтожны по своей абсолютной величине, несмотря даже на возра¬стающую скорость. Главной частью общего сопротивления cs= = сн-j- «св» является поэтому «сн» на протяжении первых 30—40 кило¬метров над уровнем моря. Чтобы составить себе общее приблизи¬тельное представление о «с“ и jp», мы поэтому займемся теоретиче¬ским исследованием одного лишь «сн».

Основным условием каких бы то ни было влияний атмосферы является ее плотность. Если считать ускорение силы тяжести, хи¬мический состав атмосферы и ее температуру одинаковыми на всех высотах, то плотность ее будет убывающей показательной функцией от высоты, которую мы можем довольно точно в удобной для при-

ф. 17. мерных вычислений форме выразить как Рн=Ро 2 5

ПРИМЕЧАНИЕ: Считая температуру постоянной t= — 50°, каковая и наблюдается на высотах от 10 клм. и выше.

ПРИМЕЧАНИЕ РЕДАКТОРА: (ф. 17) обычно пишут

где «Ь»—высота в километрах над уровнем м'оя, а «р0 »—плот¬ность атмосферы на уровне моря.).

Относительно состава атмосферы на больших высотах эмпири¬ческих точных данных нет, но, согласно имеющимся данным, темпе¬ратура и упругость воздуха при движении вверх не следует адиа¬батическому закону, а именно: падает медленнее, чем следовало бы по нему; это обстоятельство дает указание на то, что в атмосфере есть граница, выше которой не могут проникнуть перемешивающие ее восходящие и нисходящие токи воздуха; над этой верхней грани¬цей атмосферы постоянного процентного состава, парциальные плот¬ности всех газов при дальнейшем движении вверх должны падать уже не совместно, а для каждого газа сообразно его молекулярному весу; при этом процентное содержание, а по новейшим исследова¬ниям и абсолютная парциальная плотность на некоторых высотах, наиболее легкого из заметных компонентов атмосферы—гелия дол¬жны повышаться почти вдвое на каждые 5 клм. высоты. Этот фак¬тор при отправлении для нас благоприятен, если совершать отлет при помощи крыльев, и неблагоприятен, если мы крыльями продол¬

жительно пользоваться не будем; в первом случае эта плотность дала бы опору для крыльев (вопрос же о перегреве поверхностей мо¬жет стоять остро лишь в отношении азото-кислородной атмосферы, о чем будет ниже), а во втором дала бы лишь лишнее сопротив¬ление движению ракеты, уже развившей значительную скорость. Сопротивление это, впрочем, не может быть сравнимо по величине с сопротивлением нижних плотных азото-кислородных слоев атмо¬сферы.

Для того, чтобы составить себе общее представление о ходе изменения «jp» при отправлении, положим: x01»=const.5J= const;

ПРИМЕЧАНИЕ: Угол „0 j“ соответственно скорости „V , « есть угол между скоростью „V г “ и плоскостью горизонта; при отправлении по направлению вверх и на восток 0 t>о.

тогда: V“= 2.10°Jh-.-L- 1 sin0!

отношение -— = Д нам дано в ф. 17. Подставив из предыдущей фор- Ро

мулы выражение для „V», и из ф. 17 значение Д в ф. 16, получим:

_Ъ

Ф. 18. jp=F(h)=^K, . 2.10 5h 2 5 = (по подстановке Kj) =

_ h _h

= 500Pslneih ■ 2 5 =K2h2 5 , где K2 = 500

Эта функция и будет характеризующей ,,jp« по высоте над

уровнем моря, если считать, что точка отправления находится на уровне моря; графически она изображена при К2 —10 на ч. III; возра¬стая от 0 при h=0, „jp« принимает максимальные значения при

9>h>6 и затем убывает, становясь по своему характеру сходной _ h

с функцией 2 5 . Прои егрировав F(h),мы получим величину отри-цательной работы атмос ‘•ры над ракетою в дин-километрах на

1 дг массы ракеты.

lh F25 5 „ , 5 \ I

F(h)dh = Ка I ^—£-,1(h + irj)

oo 

Заменив в F(h) множитель ,,h“ через ,,h—ho‘\ и беря

Sho ~rh

F(h) dh, что соответствовало бы перенесению точки отпра- ho

вления на hklmвверх от уровня моря, мы получим значения в h

О 3

раз меньшие, следовательно, отрицательная работа атмосферы, а вместе с нею и ,Лсн“пропорциональны плотности атмосферы в точке отправления; этот закон верен для всех траекторий, тожде¬ственных по форме и скоростям и отличающихся лишь высотою точки отправления. С этой (и только с этой) точки зрения имеет значение высота точки отправления; для величины же „Wy“ высота эта в возможных для нас пределах ее изменения имеет сравнитель¬но ничтожное значение; так, например, перенесение точки отправле¬ния на 10 клм. вверх уменьшает ,,Wy“ всего лишь приблизительно

orПГ1

на 35—. s

Чтобы найти величину „Лсн“, мы должны проинтегрировать „jp« по времени. Подставив в ф. 16, вместо „ Vj“, Jt, выразив Д через

—5 *|

a „h“ в свою очередь через nt“ и „J, “как: h^ 10 у Jt2sin0]?

получим:

Ф. 19. j= F(t) = 2,5.10 3~t 2 —-1CL-t-j2-Sin—

0 — 10 ~ 6Jt2 sin 9i

гдеK3 = 2,5.10

Примем временно произвольные данные, удобные для вычисле-

ния: J= 5000—г и 0! — 90° , тогда: s

c 1

K4 = 62500—; функция j0 = F (t) при K4= -~=- графически изобра- Р г 3

при sin0i=1) равно около 2000 К4; нетрудно видеть, что „Лен* долж-

_L _J_

но быть пропорционально J2 и sin20t, следовательно, для вся¬ких значений ,,J“ и „0} «, мы будем иметь: 

_ 3

ЛСН = 2000 К4. 1/175000. sin 20i=

_L _J_ —A

= 1,75.106 A- J 2 sin 2 01 = Z sin 2 0i, гдеZ =

1

= 1,75.106AJ2« Лсн (при 04 = 90°)-

Наивыгоднейшим углом ,,0-L“ является такой угол, при котором

Ф. 22. Лдрс = лдр+лс= minim.

ПРИМЕЧАНИЕ: Л а—перерасход ракетной скорости, зави-сящий от обратного действия поддерживающих поверхностей, наклоненных под углом па“ к траектории, мы сюда не вклю¬чаем, так как он от угла „04 “ почти не зависит.

Мы положим для упрощения 0 — 04 т.-е. пренебрежем враще¬нием Земли вокруг ее оси. Тогда угол “0J“ должен отвечать урав-

2 • о

—-5» . Sin0!

нению: Zsin° 0Х-j- w—==— = minim.

6)

Ф. 23. Отсюда находим Sin04optim. =

Так как в действительности мы не обязаны давать 0i= constна протяжении всего BJj“, но, с другой стороны, не можем и изме¬нять его резко, особенно при больших скоростях, так как это по¬требовало бы большого угла «р» и большого «Лр», то sinOioptimпо

формуле 23 должно являться лишь средней величиной для участка «Jj», находящегося в пределах атмосферы значительной плотности. В начале этого участка выгоднее взять 0A0Joptim, а затем, по¬степенно уменьшая, перейти на optim, поскольку этого умень¬

шения можно достигнуть совместным действием силы тяжести и не-большим отклонением оси ракеты от траектории (чтобы не было большого Лр, нужно, чтобы р^З—10°). Для лучшего проникновения

сквозь атмосферу и достижения возможно меньшего «Лс», ракета должна обладать продолговатой и заостренной формой, по направле¬нию продольной оси которой только и может быть расположена из¬вергающая труба. Следовательно, на том участке «Ту», на котором

«Лс» может достигать значительных величин, а именно, начиная с

точки, в которой скорость ракеты «Vi» достигнет значения несколь-

m ..

ких сот —, и кончая высотою около шестидесяти klm, продольная

S

ось ракеты, а вместе с нею и ось извергающей трубы и направле¬

ние раакции, во избежание излишне большого сопротивления атмо¬сферы, должны совпадать с направлением траектории. Следователь¬но, нормальная к траектории слагающая силы реактивного действия выделения, равная j0Msinp, и угол «р», должны быть близки к нулю; при этом условии, если только на ракету не будет действовать ка¬кая-либо иная нормальная сила, траектория будет искривляться под действием нормальной слагающей силы тяжести, равной Mgcos0

V2

P=c^i0- При СК°Р°СТЯХ

V<2000— и при «@» не слишком близком к 90° это искривление

S

траектории могло бы привести ракету к обратному падению на зем¬лю раньше, чем она успела бы выбраться в слои атмосферы нич¬тожной плотности, в которых можно давать углу «р» произвольное значение, не создавая большого сопротивления атмосферы. Силою, противодействующей нормальной слагающей силы тяжести может быть давление воздуха на поддерживающие поверхности, которыми мы должны снабдить ракету; это должны быть поверхности из стали по¬крытой тепловой изоляцией (аллюминий, вероятно, будет непригоден, как черезчур легкоплавкий), вытянутые вдоль корпуса ракеты и обладаю

щие такой площадью, чтобы нагрузка их равнялась примерно 200 ^31

пп2

При скоростях, начиная от Vj=100—, достаточно будет небольшого

S

угла атаки

ПРИМЕЧАНИЕ. Углом атаки «а» мы будем называть угол между поддерживающими поверхностями и траекторией пакеты.

^sina<Cy^)5чтобы развиваемая поддерживающими поверхностями под'емная сила уравновесила нормальную слагающую силы тяжести и тем не давала траектории ракеты искривляться вниз более, чем мы этого пожелаем. Обратное действие поверхностей

ПРИМЕЧАНИЕ. «Обратным действием» поверхностей мы будем называть проэкцию силы давления воздуха на траекто¬рию ракеты.

будет при этом также относительно небольшим, а именно Mgcosptgaоно будет уменьшать поступательное ускорение ракеты на величину:

Ф. 24. gcos9 tgoc=j:j —ctgoc, при чем по мере развития скорости

cos0

угол «ос» можно будет уменьшать (до поступления ракеты в разрежен¬ные слои). Считая a^constи sin0<C^l(Ла может иметь существен¬ное зачение только при малых наклонах траектории, т.-е. при про¬должительном полете в атмосфере) мы будем иметь приблизительно

Ф.24-а. л «

а 3jCOS0 

ПРИМЕЧАНИЕ: В этой формуле, как и в ф. ф. 13 и 14 мно-житель „3“ в знаменателе обусловлен следующим: 1) перерас¬ход происходит на протяжении развития ракетою лишь первых

8000— ее скорости, так как после развития этой скорости

s

ракета становится свободным телом, и 2) по мере развития скорости от 0 до 8000 ™ все сопротивления падают до нуля,

S

так как они прямо связаны с кажущейся тяжестью ракеты,

последняя же обращается в 0 при у=7909 —на уровне моря при

s

горизонтальном направлении „Vй

при условии, что (кажущаяся) тяжесть ракеты парализовалась все время только действием поддерживающих поверхностей. Поддер¬живающие поверхности желательны для начального развития скорости, если мы имеем 2^j0<3 и вовсе необходимы при j0<2, так как при jo= 2 даже для чисто тангенциального полета „Лр« составляет около

600Н1 а при j0= 1, пЛр« обратилась бы в бесконечность, если бы

мы весу ракеты противопоставили только силу реакции выделения. Между тем, весьма возможно, что окажется конструктивно затруд-нительным дать начальное значение j0^>2; в подобном случае, сле-довательно, длительное применение крыльев обязательно. Благопри-ятным обстоятельством для нас в данном случае является то, что

отношение —где „д “ ускорение кажущейся тяжести снаряда 9к к

кажущейся

8 5

упадет в — раза, а масса, примерно, в — раза и, таким образом*

при оставшейся неизменной силе реакции, ,,j0“ возрастает относитель¬но „дк“ в 4 раза. Это обстоятельство весьма сокращает срок на¬добности пользования крыльями, так как они тем необходимее,

чем ближе— к единице, а при — > 2 без них можно уже свободно

Як Як 

и обойтись, парализуя тяжесть ракеты вертикальной слагающей силы реакции.

Теоретическое исследование вопроса о применении крыльев для

скоростей V, >>1000 — затруднительно до соответствующих экспе-

риментов и исследований, как относительно законов сопротивления и нагревания движущихся тел при больших скоростях, так и отно¬сительно состава атмосферы на высотах нескольких десятков klm. Если бы мы взяли данные современной авиации, то получили бы весьма благоприятные перспективы применения крыльев; но, по всей вероятности, при скоростях, превышающих в несколько раз ско¬рость звука, функция сопротивления от угла атаки приближается к F

Ньютоновой формуле ^ = Ksin2ot, так что под‘емная сила поддержи¬вающих поверхностей будет в несколько раз меньше, чем по упо требительным в авиации формулам, при чем сильно упадает и их авиационное качество. Вследствие уменьшения коэффициента под‘- емной силы при больших скоростях ракеты, при помощи крыльев ей

не удолось бы до получения скорости около 7000 ™ (при которой

уже начинает сильно падать кажущаяся тяжесть) выбраться из сравнительно плотных слоев атмосферы—следовательно необходимо особо рассмотреть вопрос о добавочном сопротивлении вязкости ат¬мосферы „св“ и нагревании, как лобовых частей ракеты, вследствие адиабатического сжатия воздуха перед ними, так и наклонных поверхностей, вследствие работы силы вязкости. Поэтому, оставляя пока открытым вопрос о возможных пределах применения полета на крыльях, будем считать, что ракета будет иметь к моменту разви¬

В самом начале развития скорости до 100— мы должны дать

S

р > 0, если будем иметь j>>2, а в противном случае первоначаль¬ный разгон ракеты произвести каким-либо механическим способом. В первом случае ось ракеты весьма не совпадала бы с касательной к траектории, но при малых скоростях некоторое отклонение еще не создаст слишком большего замедления сопротивлением атмосферы.

Наивыгоднейшей скоростью ракеты в данной точке ее траекто¬рии, т.-е. при данных 0“ и „Ь“ является такая скорость, при ко¬торой достигается минимум «Л5» для ближайшего к этой точке элемента траектории. Мы имеем, следовательно, уравнение ф. 25. л5= Лд+Лс + Ла = minim,

при чем в функция к Лд , Лс и Ла нам нужно принять за пере¬менную скорость «Vi», считая 0 = const. 

ПРИМЕЧАНИЕ: Следующие выкладки, как и само понятие о наивыгоднейшей скорости, применимо лишь постольку поскольку мы имеем 0 а, т. е. поскольку обратное действие силы тя¬жести в данной точке траектории (проекция тяжести на траек¬торию) больше обратного действия поддерживающих поверхно¬стей (см. примечание к стр. 43), так как при угле «О», малом в сравнении с углом атаки «а», высота нахождения ракеты в данный момент непосредственно зависит от ее ско¬рости в данный же момент и наоборот, а угол под‘ема «0 » определяется ходом роста скорости и, таким образом, вопрос о выборе наивыгоднейшей скорости при данных высоте и угле под‘ема отпадает.

1 1

ф. 26. Согласно форм. 10, Jljq= igsin0—— — igsin 0 — _г—==

г2V wr\/ г

(так как а (форм. 10) будет равна а —igsin0Вопрос о

наивыгоднейшей скорости имеет практическое значение лишь для уча¬стка вблизи земной поверхности в среде плотной атмосферы,—поэтому мы с малой погрешностью примем г=1. Согласно ф. 16 Jlic= tjp —

— (^~) KiVi2Д; подставив сюда значение:

V!2 = V2 + U2 + 2 V (Icos0, получаем:

ф. 27. Л{С = iV К, Д + i~ Кх Д + 2 iЦ К, Д cos0;

ф. 28. Согласно ф. 24 имеем: ]\\а —gcos0 tga

Третий член ф. 27, равно как и второй член ф. 26, не заклю¬чают в себе «V», следовательно, являются в данном случае постоян¬ными. Подставив в ф. 25 значения Jljg, JIjcи ^iaс исключением по¬стоянных членов, получаем:

gsin0 -\- О2KiД + у gcos0tga -j- iVД — mimim.

Решая это уравнение и подставляя значение «Д» по ф. 17 и значение «К г» из ф. 16, получаем: ф. 29. Voptim= «|/ 25 * 400P.9~ (sin0+ cos0 tga) + U'2 «Voptim» это такое значение скорости, которое не должно быть превзой¬дено при полете, во всяком случае не должно быть превзойдено на зна¬чите ьную величину. Если бы оказалось, что при выбранных нами «J» и «0» на некотором участке «i» скорость ракеты оказалась бы значительно большей, нежели наивыгоднейшее ее значение при дан ных «Ь» и «0», то следовало бы в начале этого участка несколько 

/ с\ 2/^ ®/б

ф. 30. Sin 0optim= 0,14 j ; подставив это выражение для

«Sin0» в ф. 21, получаем:

Ф. 31. Лс„=1,75.ю“^1/2 |«о,14(^)2/5У/5|_3/г=34.106 (^)г/б

Подставив значение «sin0» из ф. 30 в формулу 14 и опять пре¬небрегая разницей между «j0» и «J», получим:

/5

под‘ема 0=агс(s n 0opt)=const иприJ=const Ф. 33. Лдрс = 84.10 ^ . На ч. VII дается график этой фун-

С 1

ции (ф. 33) при — = 52500 (с=0’04> Р=2500—эти значения являют¬

jcos0

пренебрегаем делителем cos0 (который при продолжительном поль-зовании крыльями обязательно будет весьма близок к единице) и, как и в предыдущих формулах, считаем «J=j0».

Величины «Лд^с» по ф. 33 и «Ла» по ф. 24а суммировать

друг с другом нельзя, так как предположения, лежащие в основе выведения этих формул, взаимно исключают друг друга: если имеет¬ся на-лицо продолжительное пользование крыльями (Ла), необходи¬мое вследствие малого «j0» (см. стр. 44), то не может быть 0=const, если же имеется большое «j0* и соответственно не слиш¬ком малый sin0, то пользование крыльями непродолжительно и не может быть a=const. В первом случае нам следует ориентиро¬ваться более по фор. 24а, а во втором по ф. 33; границей являются ускорения ~у = около 1.

В настоящем параграфе мы допустили целый ряд упрощений (при этом все в сторону увеличения сопротивлений; в частности при¬равняв «0» к большему чем он углу «Ох», мы увеличили расчетную потерю скорости «Лдр», а взяв максимальное значение коэффи¬циента «К» в ф. 15, мы увеличили расчетную потерю скорости «Лсн»), 

а в формулу 33 (ч. VII) ввели, хотя и более или менее вероятные, но все же произвольные данные (С=0,04; Р=2500) и в ф. 24 («=0,1) также. Принимая во внимание это, а также и то, что при отлете с углом 01 <30° (судя же по всему «0Х» больше 30° не будет ни в коем случае)гэкономия «Wyл» от утилизации скорости вращения

Земли вокруг ее оси будет составлять около 450 — осторожным

S

выводом из выкладок настоящего § можно считать следующее: не-обходимая с учетом всех сопротивлений ракетная скорость «Wyn»

не превзойдет 12000 а по всей вероятности, будет несколько

s

меньшей.

* *

*

Что касается нагревания поверхностей ракеты, то, повидимому, вопрос о нем при отправлении не будет стоять остро, что мы за¬ключаем из следующих соображений:

ш

со скоростью v—

S

По этой формуле при m= 29,3 составлен график (черт. VIII). Формула дает температуру воздуха перед поверхностью, нормальный к траектории; такая температура будет только перед лобовыми ча¬стями ракеты—носом и передней кромкой крыльев, у поверхностей же наклонных давление и соответственно температура будут значи¬тельно ниже. Если мы лобовые части оградим каким-либо огнеупор¬ным материалом, то остальные наружные поверхности ракеты, если

они будут сделаны из стали, должны выдержать скорости до 4500 —,

даже и без придания им особой огнеупорности. Расчеты температу¬ры быстро движущихся тел даются нами ниже в гл. IX; здесь приме¬ним второй способ расчета — по ф. 37, но с учетом того благоприт- ного обстоятельства, что мы в данном случае берем поверхности не нормальные траектории, а с небольшим углом атаки, вследствие чего сжатие воздуха перед ними, а следовательно, и их темпера¬тура, будут и еще значительно ниже; к моменту приобретения ра¬кетою скорости 4500 — она будет находиться в разреженных слоях s

атмосферы, и кроме того (см стр. 44), отпадает уже надобность в крыльях.

Не менее благоприятные данные мы получим, если станем ис¬ходить из того факта, что начиненные гремучей ртутью разрывные пули самопроизвольно в воздухе не разрываются, имея начальную

скорость до 700 — и будучи настолько малыми, что за время полета

S

они вполне успели бы прогреться. Температура взрывания гремучей ртути = 185° Ц., так что можно полагать, что пули во всяком случае не нагреваются более, чем на 150° сверх температуры воздуха. Сде¬лаем предположение, что абсолютная температура поверхностей дви¬жущегося тела пропорциональна некоторой степени (X) средней (квадратичной) скорости молекул газовой среды относительно это¬го тела. Тогда, зная, что средняя скорость молекул воздуха при 0°Ц.=

= 460 —, определяем среднюю скорость тех же молекул относительно s

пули, летящей со скоростью 700 : У= |/4602-{-7002 =

— 837

вляяТ—300° и Ti= 450°, получаем X =0,7. Таким образом получаем

ПРИМЕЧАНИЕ: «и» — средняя скорость молекул, а «V»— скорость движущегося тела.

По этой формуле при V = 4500 мы получим, для Т =220°= = — 53°'Ц,Т <800°Ц. 

ГЛАВА IX.

ПОГАШЕНИЕ СКОРОСТИ ВОЗВРАТА

СОПРОТИВЛЕНИЕМ АТМОСФЕРЫ.

При возвращении на Землю нам придется уменьшить скорость ракеты до нуля,— сопротивление атмосферы, следовательно, будет все время действовать в нашу пользу, и наша задача лишь возмож¬но лучше его использовать и не дать ракете сгореть от движения в

атмосфере при скоростях в несколько -т-. Сопротивлением атмо-

s

сферы можно воспользоваться двояко: 1) можно погашать сопротивле-

нием атмосфоры всю скорость возврата Wn —11185 — или же

в s,

2) только „круговую скорость“=последние 7909 — <* = — уа,

s у 2

где «а» за отсутствием достоверных сведений о верхних слоях ат¬мосферы сейчас точно не определимая величина в несколько десят¬ков—; последнее технически несколько проще; сначала мы и рас- s

смотрим погашение последних 7909 -— -j-a. Исходным возьмем сле-

s

дующее положение: ракета движется по параболической или вытяну¬той эллиптической орбите, вершина которой находится на расстоянии 400—600 клм. от земной поверхности в зависимости от того, на¬сколько точно мы сумеем направлять поле г ракеты: мы должны быть вполне гарантированы не только от падения ракеты на земную по¬верхность, но и от зарывания ее в ощутимые слои атмосферы. Даль¬нейшее преобразование траектории производится применительно к тангенциальному типу ее—лишь в обратном порядке, чем показа¬но на ч. 1; каждый раз на участке наибольшего приближения ракета сообщает себе замедление, уменьшая тем эксцентриситет орбиты и оставляя приблизительно на месте ее точку наибольшего приближе¬ния. Когда эксцентриситет уменьшится настолько, что уже будет усколь¬зать от наблюдения пилота, ракета будет продолжать сообщать себе небольшие замедления на произвольных участках своей почти круго¬вой орбиты; каждое замедление должно быть настолько малым, чтобы получающийся эксцентриситет был едва заметен; после каждого за¬медления орбита вновь проверяется (время оборота вокруг Земли 11 /а часа) и, в случае обнаружения сколько-нибудь заметного эксцент¬

риситета. этот последний исправляется небольшим замедлением на участке наибольшего приближения. Таким образом орбита ракеты будет все время сужаться, при чем все время поддерживается ее круговая форма в пределах возможной точности наблюдений. Это сужение продолжается до тех пор, пока орбита не окажется в сло¬ях атмосферы такой плотности, что njp“ достигнет величины хотя-

cm

бы 0,1 ———; с этого момента функционирование ракеты, как тако¬вой, прекращается и все предметы пропорционального пассива отбра¬сываются. Конструкция ракеты к этому времени должна быть сле¬дующей схемы (см. ч. У.): 1) камера пилота; 2) поддерживающая по¬верхность эллиптической формы, о конструкции которой будет ни¬же; большая ось эллипса должна быть перпендикулярна траектории, а малая наклонна под углом „а“ (около 40°), дающим наибольшую под'емную силу; 3) длинное хвостовище, отходящее от камеры пило¬та назад под углом „ос» к малой полу-оси эллипса поддерживающей поверхности; на конце—хвост в виде двух плоских поверхностей, составляющих двухгранный угол около 60°, ребро которого параллельно большой оси эллипса, поддерживающей поверхности, а равноцелящая плоскость параллельна траектории; 4) поверхность для автоматиче¬ского поддержания боковой устойчивости в виде угла, подобного хво¬сту, но с меньшим растворением (около 45°), расположенного над камерой пилота и обладающего ребром, перпендикулярным траекто¬рии и ребру хвоста; эта поверхность автоматически поддерживает боковое равновесие снаряда, поварачиваясь вправо и влево вокруг своего ребра, будучи управляема гироскопом, находящимся в камере пилота; ось гироскопа заранее устанавливается параллельно оси вра¬щения Земли. Достичь бокового равновесия снаряда при весьма боль¬ших скоростях в разреженных слоях атмосферы чисто аэро-динамиче- ским путем, вероятно, не удастся, необходимо поэтому какое-либо автоматически-управляемое приспособление, вроде вышеуказанного. Все указанные наружные части должны быть взяты на ракету при отпра¬влении в разобранном виде и затем собраны до того момента, как орбита пройдет хотя бы своей ближайшей к Земле частью через атмосферу ощутимой плотности. Планеро-подобный снаряд описан-ной конструкции (от планера он отличается более всего—весьма большим углом атаки, устройством хвоста и приспособлением бо¬ковой стабилизации) будет обладать свойством всегда держаться в слоях атмосферы такой плотности, что при данной его скорости, вертикальная слагающая давления воздуха на поддерживающую по¬верхность будет равна кажущейся тяжести снаряда, т.-е. избытку его тяжести над развиваемой им центробежной силой, равному;

ф. 38. K=gIVl|f1 —

\ W2

ПРИМЕЧАНИЕ: Мы предполагаем горизонтальное движение

по дуге большого круга. 

По мере уменьшения скорости снаряда, вследствие замедляю¬щего действия атмосферы, он будет спускаться в более плотные слои атмосферы, чем и будет поддерживаться равенство между кажущей¬ся тяжестью снаряда и под'емной силой, развиваемой поддерживаю¬щей поверхностью. Если мы положим, что возвращение снаряда про¬исходит в экваториальной плоскости по направлению на восток

(Vi=V—CJ), что нагрузка поддерживающейся поверхноста равна

пгг

то, согласно ф.ф. 15 и 38, будем иметь:

ф. 39

Са=0,7 (а=40°) и К=0,1 (берем меньшее из экспериментально най¬денных значений „К“, как менее выгодное, ввиду отсутствия дан¬ных о столь высоких скоростях) и составлен график ч. VI, предста¬вляющий изображение функции: h=F(Vi), по ф. 39 и 17; цифры на

кривой обозначают отношения А = —, соответствующие значени-

Ро

ям „Vi“, нанесенным на горизонтальной оси. Часть кривой для Vt<1000^- не нанесена, так как по причинам, о которых будет

ниже, она не имеет для нас особого значения. Погашение скорости возврата сопротивлением атмосферы возможно постольку, поскольку снаряд не сгорит в воздухе подобно метеору при тех „V» и„Ь“, какие будут иметь место во время спуска согласно ф. 39; разовь¬ем это условие: поскольку количество теплоты, отдаваемой (глав¬ным образом посредством излучения) поддерживающей поверхностью снаряда при высшей из температур, какую она способна перенести, не будет меньшим того количества тепла, которое она будет полу¬чать от находящихся перед нею раскаленных вследствие адиабати¬ческого сжатия об‘емов воздуха при различных комбинациях „Vй и „Ь“, отвечающих, форм. 39. Мы не можем составить себе точного представления об указанных явлениях за отсутствием точных зна¬ний об явлениях в упругой среде вблизи движущегося тела и об излу- чительной способности газов при температурах в несколько тысяч градусов. Так как интенсивность излучения растет пропорционально 4-й степени абсолютной температуры, то поверхности снаряда под¬верженные действию атмосферы,—а именно—прежде всего поддержи¬вающая его поверхность, должны обладать максимальною огнеупор¬

ностью, которую следует достичь хотя бы с увеличением веса их квадратного метра, и, следовательно, с уменьшением площади под-держивающей поверхности и увеличением нагрузки ее квадратного метра „р“. Наиболее рациональной конструкцией поддерживающей хвостовой и стабилизирующей поверхностей предоставляется сле¬дующее: металлический остов, наглухо покрытый черепицей из ка¬кого-либо вещества максимальной огнеупорности, как, например: гра¬фит, реторный уголь, известняк, фарфор. Черепица должна нахо¬диться со стороны поверхностей, обращенных вперед, и защищать собою металлический остов; части остова, приходящие в непосред¬ственное соприкосновение с черепицей, должны быть сделаны из од¬ного из наиболее тугоплавких металлов, основа же его может быть из трубчатой стали, охлаждаемой извнутри водой и водяными парами

ПРИМЕЧАНИЕ: Опасный период спуска будет продол¬жаться менее 20 минут.

и защищенной от излучения тыльной стороны черепицы обли¬цовкою из фарфора. Опасности значительного обгорания содержа¬щей углерод черепицы, повидимому, не представляется, так как при

klm

скорости снаряда в несколько успевать вступать в непосред-

s

ственное соприкосновение с поверхностью его будут молекулы лишь из весьма тонкого прилегающего к ней слоя воздуха—все же ко¬личество воздуха, которое будет лежать в описываемом контуром

снаряда об‘еме во время замедления от V =7000 — и до V, —

1 s 1

= 2000 — (опасный промежуток) будет лишь в несколько раз пре- s

восходить массу снаряда; при этом весьма вероятно, что на высотах 100>-Ь]>50 клм. атмосфера весьма бедна кислородом, молекулярный вес которого более молекулярного веса азота,—опасные же скоро¬сти будут иметь место на высотах 100>>hf>50.

Ввиду того, что опасные скорости в несколько раз превосхо¬дят скорость звука в воздухе, интенсивному действию атмосферы будут подвержены лишь поверхности снаряда, обращенные вперед, а около поверхностей, обращенных назад, будет почти абсолютная пу¬стота в сравнении с плотностью окружающей атмосферы; в частно¬сти, в этой пустоте будет находиться металлический остов поверх¬ностей и вся камера пилота, если ее расположить соответствующим образом; последняя должна лишь быть защищена от перегрева излу¬чением тыльной стороны черепицы.

Приблизительное сравнение возможных количеств отдаваемой и получаемой поддерживающей поверхностью теплот говорит за то, что вполне возможен благополучный спуск снаряда на Землю с погаше-

нйем скорости возврата, начиная с V — 7909 — —мощность ра-

sу 2

боты, совершаемой снарядом над атмосферою (независимо от неточ-

п его

ных формул 17 и 15), достигает максимума ,,Q“ = около Зр 10 —-—

на 1 т2 поддерживающей поверхности при Vi= около 4500 —; из

s

этой мощности в сторону поддерживающей поверхности будет из¬

лучаться менее половины: Q4<; 1,5р

шая часть, будет излучаться сжатыми об'емами воздуха в другую сторону—в пространство; если положить, что за время прохожде¬ния воздуха мимо поверхности снаряда (в наиболее опасный период полета, это время будет не более 0,002 сек.) им будет излучаема часть его теплоты = qQ, где ,,Q“ общее количество приобретенного им при сжатии тепла, то на поддерживающую поверхность придется

Ф. 40. не более qQx<^1,5pq мощности излучения.

По формуле Стефан-Больцмана, интенсивность излучения

абсолютно черного тела = 0,57 Т4 —— на 1ш2 поверхности. Мы бе-

s

рем здесь абсолютно черное тело, так как в предыдущем случае пред-полагали полное поглощение лучей поддерживающей поверхностью; влияя одинаково на поглощение и излучение, коэффициент поглощения

для нас сейчас роли не играет. Если положим р = 200-^^, что яв-

m

ляется примерным, довольно вероятным данным, и Т = 3000° = 2730°Ц (значение, близкое к возможному предельному максимуму), то ока¬жется, что мощность излучения одного квадр. метра поддерживающей

поверхности в обе стороны могла бы достичь значения 9,2. 1013

S

тогда как мощность поглащаемой энергии будет не больше, чем 3. 1013q~^~ (ф. 40); судя по тому, что газы в цилиндрах двигателей

внутреннего сгорания за время порядка 0,1 сек. успевают отдавать стенкам лишь Уг своей теплоты, мы можем быть уверены, что ве¬личина nquимеет значение, выражаемое не более чем сотыми долями единицы. Мы таким образом получаем весьма большой запас для уменьшения Т = 3000° и для увеличения нагрузки поверхности

р=200.

Вот другой расчет температуры поддерживающей поверхности:

по ф. 37 для скорости 4,5 (берем эту скорость, как дающую

s

максимум работы сопротивления) температура адиабатически сжатого при начальной температуре 0°Ц воздуха Ti= 1800°. Так как под¬держивающая поверхность будет поглощать теплоизлучение, с одной стороны, а сама излучать—обеими своими сторонами, и так как количество излученного тепла должно быть равно количеству погло¬

щенного, то мы имеем уравнение: аТ/ = 2ЬТ24 ,где „а“ и „Ь“ коэф¬фициенты, пропорциональные коэффициентам поглощения раскален¬ных газов и поддерживающей поверхности, и „Т2“—искомая темпе¬ратура этой поверхности. Предположив а = bи подставив Ti= 1800°, находим Т2 = 1500° = 1227°Ц; в действительности коэффициент погло¬щения у твердого тела будет больше, чем у газа, поэтому „Т2“ бу¬дет еще меньшим; из предыдущих выкладок следует, что облицовка поддерживающей поверхности может быть сделана и из фарфоровой или корундовой черепицы.

После того, как скорость снаряда падет до Vi= 2000 —, вся-

s

кая опасность перегрева отпадает (см. ф. 33 и ч. VII); дальнейшая потеря скорости происходит точно так же вплоть до того момента, как снаряд очутится на высоте 1-2 klmнад уровнем земной поверх¬ности. Так как заранее точно рассчитать место спуска не удастся, а при первых полетах нельзя будет сказать заранее, спустится ли снаряд на море или на сушу, то непосредственная посадка на зем¬ную поверхность при скорости ,,Vi“=несколько десятков — пред-

s

ставляла бы опасность для жизни пилота; снаряд поэтому должен быть снабжен для завершения спуска парашютом. Если окажется удобным иметь с собой парашют достаточно большой площади, на нем спускается весь снаряд; если же подобный парашют слишком громоздок, то им пользуется лишь один пилот, снаряду же предостав¬ляется садиться самому. Если место спуска приходится на море, то посадка на воду может быть произведена непосредственно с парения; в подобном случае, для уменьшения крутизны спуска, а следователь¬но, и толчка при посадке, заблаговременно,—на высотах 10-20 klmдол¬жен быть уменьшен угол атаки поддерживающей поверхности по¬средством поворота хвостовища на некоторый угол вниз; скорость посадки (горизонтальная) этим будет увеличена, но толчок умень¬шен; для случая маневрирования в воздухе, которое необходимо при спуске на море, хвостовище или сам хвост должны быть устроены управляемыми из камеры пилота. В виду возможного спуска на мо¬ре снаряд должен быть обеспечен всем для успешного плавания: на нем должен быть парус, приспособление для сообщения ему устой¬чивости на воде, если таковые потребуются, небольшой запас топли-ва в виде сжиженного болотного газа и легкий маломощный мотор; с этими средствами, пользуясь пассатами, снаряд может добраться до ближайшей земли за неособенно продолжительный промежуток времени, если ранее его не подберет какое-либо судно; для облегче¬ния плавания поддерживающая поверхность и проч. должны отбра¬сываться или же обратно разбираться и складываться в камеру.

Для погашения сопротивлением атмосферы всей скорости воз¬врата исходное положение должно быть таким же, как и в первом случае (см. стр. 50); устройство ракеты—также, согласно предыду¬щему, с добавлением того, что ее поддерживающая поверхность обла¬

дает переменным углом атаки от -j- 40° до — 40° и снабжена авто-матически действующим механизмом, который ставит ее под поло-жительным углом атаки, когда ракета зарывается в более глубокие слои атмосферы, под нулевым, когда ракета несется параллельно Земле, и под отрицательным—когда, удаляясь от Земли, ракета попа¬дает в более редкие слои атмосферы. Механизм этот может управ¬ляться тягою от специальной небольшой поверхности, выставленной наружу перпендикулярно движению ракеты; когда встречное давле¬ние атмосферы на эту поверхность возрастает—механизм должен действовать в одну сторону—давать поддерживающей поверхности положительный угол атаки, когда же это давление падает, он дол¬жен действовать в обратную сторону. Чтобы не подвергать действию атмосферы тыльную сторону поддерживающей поверхности, можно, вместо сообщения ей отрицательного угла атаки, заставлять пере¬ворачиваться весь снаряд вокруг его продольной оси.

Осторожно небольшими замедлениями в точке наибольшего уда-ления исходного эллипса, орбита ракеты суживается, при чем точка наибольшего приближения вступает, наконец, в пределы атмосферы ощутимой плотности. Это вступление доджно произойти на таком расстоянии от земной поверхности, чтобы ракета была вполне га-рантирована с учетом возможных неточностей в управлении ею и в определении данных ее орбиты от перегрева при скорости ее до

ного эллипса (чем большая ось меньше, тем точнее может быть вычислена и тоньше передвигаема к Земле точка наибольшего при¬ближения—в частности потому, что тем меньше будет сказываться возмущающее действие Луны, но зато тем большую часть „Wв “

придется предварительно погасить чисто ракетным способом). С мо¬мента вступления участка наибольшего приближения в разреженные слои атмосферы начинается прохождение ракетою траектории, совер¬шенно аналогичной траектории предварительной (внешней по отно¬шению к атмосфере) Фазы возвращения при погашении сопротивле¬

я до перехода на круговую орбиту (см.

стр. 50) с тою разницей, что замедлителем на участке наибольшего приближения будет являться не ракетное действие, а сопротивление разреженных слоев атмосферы, которые ракета будет пересекать повторно несколько раз при все уменьшающейся большой оси ее орбиты. Автоматически-переменный угол атаки поддерживающей по¬верхности будет играть при этом следующую роль: при углублении в атмосферу, когда давление на контрольную поверхность будет воз¬растать—угол атаки положителен, и поддерживающая поверхность своим действием мешает приближению ракеты к Земле—удерживает ее в более разреженных слоях атмосферы, нежели те, в какие бы ра¬кета в противном случае проникла; когда ракета начинает выходить из атмосферы и давление на контрольную поверхность падает,—

угол атаки отрицателен и поддерживающая поверхность мешает удалению ракеты от Земли—этим достигается выход из атмосфер¬ных слоев под меньшим углом к ним, а следовательно—под меньшим углом и следующее вступление в них и менее глубокое зарывание в атмосферу при следующем прохождении участка наибольшего при¬ближения. Таким образом, переменным углом атаки поддерживаю¬щей поверхности достигается удаление от Земли в самые разрежен¬ные слои атмосферы участка наибольшего приближения, начиная от первого вступления орбиты в пределы атмосферы ощутимой плотно¬сти и до перехода ракеты, вследствие замедляющего действия атмо¬сферы на круговую (собственно спиральную) орбиту, целиком уже находящуюся в пределах атмосферы,—после чего дальнейший спуск просходит совершенно тождественно таковому же при погашении скорости возврата сопротивлением атмосферы по первому способу. Таким образом, по второму способу мы погашаем сопротивлением

атмосферы не 7909 ™ -|-а> а 11185 — (3, где ,,(3“ ракетное замедле¬ние, расходуемое для перехода с Д с “ на исходный эллипс и на введение точки наибольшего приближения исходного эллипса в пре¬делы атмосферы; [3—величина, теоретически могущая быть сколь угодно малой, практически определяется точностью управления раке¬той и точностью вычисления данных ее орбиты; приблизительно, считая толщину атмосферы ничтожной в сравнении с радиусом Земли

Земли точки наибольшего приближения (перигея) исходного эллипса, г — соответственное расстояние точки наибольшего удаления (апогея). Первый член представляет собою ракетное замедление, необходимое для перехода с Дс “ на исходный эллипс; второй член—замедление,

необходимое для введения в пределы атмосферы перигея исходного эллипса. Если, положим, примерные данные: ri= 2Rи г = 20R, то по¬лучим р = около 0,05 |/2Rgnr 0,05w= около 550 таким обра¬зом, мы сможем погасить сопротивлением атмосферы из „W“ часть

m m

равную = 10630 — и wW“ становится равным около 12550 s(См_ стр, 49). 

ГЛАВА X.

МЕЖПЛАНЕТНАЯ ВАЗА И РАКЕТО-АРТИЛЛЕРИЙ-

СКОЕ СНАБЖЕНИЕ •).

Скорости, меньшие половины скорости выделения «и» приме¬няемой химической группы, т.-е., приблизительно, скорости до

2500 если исключить нефтевоздушную группу (см. стр. 15),

более экономно в смысле расхода веществ и материалов (на пред¬меты «mi») могли бы быть развиваемы артиллерийским путем,—но человек совершенно неспособен к перенесению артиллерийских уско¬рений. Поэтому желательно было бы установить доставку заряда и всех предметов пассива, способных переносить без вреда для себя

ускорения в несколько тысяч— (при соответствующей упаковке— все, кроме тонких приборов), в межпланетное пространство ракето-артиллерийским способом отдельно от человека. При ракето-артил-лерийском транспортировании грузов в межпланетное пространство мы получали бы экономию веществ заряда до 50%. Трудность по¬добного способа снабжения заключается в трудности разыскания в пространстве такого относительно ничтожного тела, как выпущен¬ная с Земли снарядо-ракета. Для того времени, когда полеты будут совершаться более или менее регулярно, можно предложить следую¬щий способ их организации и снабжения, дающий большую эконо¬мию материальных средств.

С Земли отправляется ракета большой массы с запасом акти¬ва для развития «W» около 12000 —. Конечная масса » этой ракеты, вследствие меньшей требуемой «W» будет в ]/niраз больше той конечной массы, какою могла бы обладать ракета той- же массы «М0», но рассчитанная для полета с возвращением на Зем¬лю без погашения скорости возврата сопротивлением атмосферы (см. стр. 15). Эта ракета становится спутником Луны с такою воз¬можно большею орбитой, чтобы только не подвергаться опасности быть обратно притянутой к себе Землею, после чего она развора-чивает большую сигнальную площадь из материала, обладающего возможно большим отношением отражательной способности видимых лучей к весу его квадр. метра; развернутая площадь может дости¬гать и сотен тысяч квадр. метров, так как при толщине матери-

*) Автор, к сожалению, не имел под руками справок о зрительной спо-собности современных телескопов и вопрос о сигнализации при «ракето-артил¬лерийском снабжении» должен был разрабатывать на основании не вполне достоверных данных, какие ему сохранила память.

ала 0,1mm. и абсолютной плотности—1 одна тонна его дает 10000 квадр. метров; эта площадь будет свободно различима и разыскивае¬ма земными обсерваториями. Около этой сигнальной площади и долж¬на быть образована межпланетная база для полетов по солнечной системе. Обладание базой, независимо от ракето артиллерийского снабжения ее, даст ту большую выгоду, что мы не должны будем при каждом полете транспортировать с Земли в межпланетное про¬странство и обратно материалы, инструменты, машины и людей с камерами для них, равно как не должны будем и бросать где-либо предметы первых категорий, чтобы не расходоваться на обратную их доставку на Землю; склад всего этого будет на базе, полеты же с базы

куда-либо и обратно будут требовать материальных затрат в ]/ Щ раза меньших, нежели подобный же полет с Земли. Ракеты с Земли в межпланетное пространство будут направляться лишь для снабже¬ния базы и смены через более или менее продолжительные проме¬жутки времени одной бригады людей другою. Если же удастся ра¬кето-артиллерийское снабжение, то сверх этого мы получаем эко¬номию около 50% расходов по доставке снабжения в межпланетное пространство на базу.

Первоначально на базе должны быть:

1) люди—минимум 3 чел. с камерой для них и всем необхо¬димым для их существования;

2) сильный телескоп (рефлектор, как могущий быть более лег¬ким при том же диаметре);

3) небольшая ракета для 2 человек с запасом заряда на

«W»=2000— и с двумя телескопами последовательно меньшей си- s

лы, но большего поля зрения, чем большой телескоп базы.

Для предотвращения качаний базы, могущих мешать наблюде¬ниям в большой астрономический инструмент, массу ее следует раз¬делить на четыре части, расположив их по вершинам тетраэдра и соединив между собою аллюминевыми фермами (большой прочности, а следовательно, и большой массы от этих ферм не требуется, так как никакие внешние силы на базу действовать не будут, и сила тя¬жести в ней ощущаться не будет); сконструированная подобным об¬разом база будет обладать несравненно большим моментом инерции относительно любой оси и соответственно большей устойчивостью в пространстве. Если на людях будет тяжело отражаться продолжи¬тельное отсутствие кажущейся тяжести, то впоследствии с описан¬ным тетраэдром может быть связана лишь камера для наблюдений в телескоп,—жилое же помещение может быть устроено отдельно и соединено троссом длиною в несколько десятков метров с противо¬весом; если этой системе сообщить вращение вокруг общего центра тяжести, то появится центростремительное ускорение, которое бу¬дет ощущаться так же, как сила тяжести на Земле. Для того, что¬бы можно было придать жилому помещению возможно больший об‘- ем при той же массе, необходимо по в зможности понизить давле¬ние воздуха внутри его. С этой целью следует произвести экспери.

менты относительно существования людей в воздухе меньшей плот¬ности, чем тот, которым мы дышим, но с большим процентным со¬держанием кислорода.

Связь Земли с базою осуществляется посредством световых сиг-налов-прожектора большой силы с малым углом рассеяния и установ-ленного на Земле в месте, известном базе; сигналы этого прожекто¬ра должны быть заметны в большой телескоп базы. Связь базы с Землею может быть осуществлена посредством легкого металличе¬ского зеркала большой площади,

ПРИМЕЧАНИЕ. Рациональная конструкция зеркала: тон¬кий плоский зеркальный металлический лист, натянутый на лег¬кий металлический дураллюминевый остов, направленного таким образом, чтобы солнечные лучи отража¬лись по направлению какой-либо из обсерваторий Земли. Площадь этого зеркала не должна быть слишком большой, чтобы сигналы бы¬ли заметны в большой телескоп.

Ракето -артиллерийская доставка грузов на базу производится следующим образом.

В сообщенное, или заранее условленное время, из орудия, о ко¬тором будет сказано ниже, производится с Земли выстрел снарядо- ракетою с запасами снабжения для базы. Полет снарядо-ракеты рас¬считывается таким образом, чтобы она должна была попасть в базу; так как в действительности подобная точность невозможна, то путь снарядо-ракеты пройдет на расстоянии тысяч или сотен кило¬метров от базы. Относительная скорость ракеты и базы в момент их наибольшего приближения друг к другу должна быть наименьшей, следовательно, момент наибольшего приближения снарядо-ракеты к базе должен совпадать с моментом наибольшего удаления базы от Земли; орбита снарядо-ракеты относительно Луны должна быть ги¬перболической с возможно меньшим углом растворения ассимптот. С момента выстрела снарядо-ракетою периодически автоматически подаются световые сигналы, которыми могут служить взрывы смеси магния и селитры. Период от сигнала до сигнала должен быть та¬ков, чтобы за это время снарядо-ракета не могла выйти из поля зрения большого телескопа базы, так как, в случае утери им снаря¬до-ракеты, обратное ее нахождение было бы невозможно иначе, как при помощи счастливого случая. По прохождении снарядо-ракетою ее «Jj», ею автоматически разворачивается сигнальная поверхность из легкой белой ткани, аналогично таковой же поверхности базы. С мо¬мента выстрела большой телескоп базы, заранее направленный в точ¬ку, откуда должен быть произведен выстрел, не выпускает из свое¬го поля зрения снарядо ракету, следя за нею по ее сигналам на про¬тяжении «Jj», а в дальнейшем по сигнальной площади. За некоторое время до наибольшего приближения снарядо-ракеты к базе, когда первая уже будет свободно различима в больший из двух инстру-ментов имеющейся при базе ракеты, эта последняя отправляется на-встречу к снарядо-ракете, приближается к ней и, сведя относитель¬ную скорость до нуля, закрепляет ее и буксирует к базе, пользуясь, если нужно, имеющимися на снарядо-ракете запасами заряда.

Так как на снарядо-ракете должны быть некоторые приборы и механизмы, в собранном виде неспособные благополучно переносить

ш

ускорения в несколько десятков тысяч-^-, то орудие для выстре¬ла снарядо-ракетою должно обладать большою длиною, примерно, в 2kirn.; при такой длине необходимая величина ускорения падет до, примерно, 100д.; специально рассчитанные механизмы подобное уско¬рение выдержать еще могут. Орудием может служить тоннель в твер¬дой каменной породе; для сообщения движению снаряда строгой прямолинейности вдоль всего тоннеля по квадрантам должны быть проложены четыре тщательно выверенные направляющие металличе¬ские полосы, отделка же промежуточных полей может быть и до¬вольно грубой; вследствие большой длины орудия и соответственно меньшего давления газов в нем, чем в современных артиллерийских орудиях, и вследствие большого поперечного сечения прорыв газов через щель 1-2mm. между стенками тоннеля и снарядом не будет значительным в сравнении с общим их количеством.

ГЛАВА XL

УПРАВЛЕНИЕ РАКЕТОЙ, ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЕ И

ОРИЕНТИРОВОЧНЫЕ ПРИБОРЫ.

Для управления ракетою и ориентирования команды должны иметься следующие приборы:

1. Указатель кажущейся внутри ракеты тяжести, построенный по принципу пружинных весов с подвешенным грузом; указательная стрелка будет непосредственно показывать величину кажущейся тя-жести. К указателю должен быть пристроен вращающийся барабан для записи его показаний. Площадь, ограниченная получающейся

dt=W—Лс С этим указателем

должно быть связано автоматическое управление интенсивности вы-деления, чтобы на протяжении „ Jj“ ускорение „ J0В держалось требуе¬мого значения (=Jmax). Подобных указателей должно быть два: один для больших ускорений до „Jmax“ включительно, другой для

cm

малых от 0,01 до 10—; первый указатель будет служить на „Jj“

S2

было бы нецелесообразным.

2. Указатель сопротивления атмосферы в виде выставленной из ракеты наружу пластинки, соединенной тягами с внутренностью ракеты. Вследствие трения в шарнирах, подобный прибор для опре¬деления сопротивления атмосферы при начале вступления в нее ра¬кеты вместо показателя „1“ употреблен быть не может, так как он не может обладать достаточной чувствительностью.

3. Указатель массы ракеты, дающий свои показания в зависи-мости от показаний приборов, учитывающих расход заряда. Соеди¬нив указатели второй и третий, мы получим указатель замедления силою сопротивления атмосферы. Соединив этот последний указа¬тель с первым, мы получим указатель собственного ускорения ра¬кеты ,,jo»; интеграл записи последнего даст величину израсходован¬ной „W».

Для автоматического устранения вращения ракеты вокруг ее продольной оси, могущего получиться вследствие ничтожных, случай¬

ных неправильностей конструкции ракеты, в ней должен быть гиро¬скоп с осью, перпендикулярной оси ракеты. Ось этого гироскопа должна быть свободна и своими движениями относительно тела ра¬кеты управлять поворачивающимися поверхностями, поставленными в струю выделения. Для сообщения автоматической устойчивости или автоматического наперед заданного вращения продольной оси ракеты должен иметься второй гироскоп с осью, параллельной оси ракеты, управляющий другими поворачивающимися в струе выделения поверхностями.

Для ориентирования пилота должны быть выработаны спе-циальные типы астрономических приборов и методы для наиболее быстрого и точного определения места нахождения ракеты и данных ее орбиты относительно Земли; эти определения имеют наибольшее значение и требуют наибольшей точности перед погашением скоро¬сти возврата сопротивлением атмосферы. Для сообщения осям ра¬кеты большей устойчивости во время ее свободного полета в без¬воздушном пространстве можно принять меры, аналогичные указан¬ным на стр. 59.

ГЛАВА XII.

ОБЩИЕ ПЕРСПЕКТИВЫ.

Основным фактором, определяющим перспективы завоевания мировых пространств, по крайней мере, в первой, исследовательской его фазе, является величина нагруженности пассива, т. е. „п“, так как этой величиной определяется экономическая сторона дела, ко¬торое теоретически особых затруднений не представляет; количество расходуемого при полетах заряда или топлива, как мы его можем назвать, а следовательно и приблизительная стоимость полетов (при утилизации предметов пропорционального пассива, см. стр. 24) пропорциональны величине (п—1). В таблице стр. 15 приведены значения „п“, соответствующие полной теплопроизводительности

различных химических групп и ракетным скоростям W, — 22370—

S

и W2—14460—; первая скорость соответствует полету с Земли в s

межпланетное пространство и обратно без погашения скорости воз¬врата сопротивлением атмосферы, вторая—тому же полету с пога¬шением последних 7900— скорости возврата сопротивлением атмо-

s

сферы. Мы до соответствующих экспериментов не знаем значений коэффициента полезного действия ракеты и не знаем того, какие именно химические группы и в каком процентом отношении ока¬жется выгоднее всего применять; пока примем для приблизительных подсчетов за среднее для всего полета значение коэффициента по¬лезного действия ракеты—0,8, являющееся довольно вероятным, со¬гласно предположительных выкладок, которых мы здесь приводить не будем, и данных о работе раскаленных газов в двигателях внут¬реннего сгорания. За среднее значение полной теплопроизводитель¬ности примем 3,3 При этих данных мы будем иметь и=4700—;

gr s

эту предположительную величину скорости выделения за отсут¬ствием пока возможности иметь более достоверные ее значения, мы и положим в основание последующих расчетов, полагая, что ошиб¬ка при вычислении „п* не превзойдет в ту или другую сторону мно-

1 / ю

жителя п . Ввиду выясненной нами в § VIII относительной не-значительности скорости „Л5« мы будем полагать „Wy“ = 12000^’ пренебрегая разницей, точное значение и даже знак которой нам сейчас неизвестны и которая, вероятно, будет в нашу пользу (§ VIII стр. 49).

При таких данных и при обязательном условии утилизации предметов „mха (в том случае, если придется применить несколько комплектную систему—см. § V) для чисто ракетного полета с Земли в межпланетное пространство с возвращением на Землю без пога¬шения скорости возврата сопротивлением атмосферы мы будем, по формуле 4—иметь п = 120, т. е. около 120 весовых единиц топли¬ва на одну весовую единицу полезного груза, при чем значительная часть первого—в виде жидкого кислорода или озона, другая часть в виде жидких Cbk, C2H2,SiH4, ВНз и одна не очень малая часть = qp, в виде металлических (главным образом дураллюминиевых)

изделий самого высокого качества—это предметы „т,«; наиболее дешевая нефтяная группа заряда будет иметь применение также, но применение это, выгодное, несмотря на требуемое при нем увеличе¬ние массы заряда, значительно сокращается тем, что соответствен¬но росту массы заряда должна расти и масса самой дорогой из рас¬ходуемых частей ракеты—„mi»—ее пропорциональный пассив. Для полета при тех же условиях и данных с остановкою на Луне п=1000, тоже самое с остановкой на Марсе п = 3000 (пРи примене¬нии тангенциального типа траектории продолженного до получения требуемой гиперболической скорости относительно Земли); последние цифры могут быть с некоторою выгодой уменьшены преимуществен¬ным применением более дорогих и теплопроизводительных групп— борной и бороводородной. Подобных перспектив нельзя было бы назвать удовлетворительными: каждый полет требовал бы огромных материальных затрат, при чем совершенно отсутствовала бы из-за той же экономической стороны дела возможность брать с собою сколько нибудь тяжелые грузы, материалы, машины; даже транспор¬тирование большого современного астрономического инструмента потребовало бы колоссальных затрат.

Ключей к действительному овладению мировыми пространствами являются: первоначально—погашение скорости возврата сопротивле¬нием атмосферы (§ IX), а затем—устройство межпланетной базы (§ X) и, если удастся необходимая световая сигнализация,—ракето — артиллерийское снабжение межпланетной базы. Погашение скорости возврата сопротивлением атмосферы по первому способу, уменьшая

W» до 14460 —, в шесть раз понижает „п“ для всех полетов: s

с Земли в межпланетное пространство и обратно п — 20; тоже с остановкой на Луне n= 160 и тоже с остановкой на Марсе п = 500 и в 12 раз уменьшает „п“, при погашении по второму способу,

когда будем иметь W— 12500 — и, соответственно n_ = 10; п =80;

s з л

пм = 250. Уменьшение „п“ при этом может быть с выгодой соче¬таемо с применением в большем относительном количестве дешевой нефтяной группы заряда и с меньшим расходом в качестве заряда предметов пропорционального пассива.

Для тех же полетов с межпланетной базы мы имели бы значе¬ния „п» еще в 11 раз меньше: п3 = 2 (возвращение с базы на

Землю); при значении „п“ столь близком к 1, мы уже не должны пренебрегать разницею между „п“ и (п—1); (п—1) = 1 в данном случае, т. е. 1 единица топлива на 1 единицу полезного груза

ПРИМЕЧАНИЕ: Это при погашении скорости возврата по первому способу; при втором же способе погашения возрат на Землю требует совсем незначительного количества заряда, п = 15; пм = 45; доставка грузов с базы без возвращения

обратно обходилась бы: на Луну п — 4 и на Марс п = 7.

Доставка грузов с Земли на базу чисто ракетным способом n= 11; ракето-артиллерийским п = 7; при значении п <1 20, по всей вероятности, с большей экономической выгодой мы могли бы поль-зоваться одной лишь дешевой нефтяной группой; при п = 10—15 устраняется необходимость расходования предметов пропорциональ¬ного пассива; при подобных условиях ценные грузы—материалы вы¬сокого качества и машины—с доставкою на Луну и даже Марс— обходились бы немногим дороже, чем на Земле. Мы все время пред¬полагали, что посадка на Марс производится без помощи погашения скорости возврата сопротивлением его атмосферы. Между тем, на Марсе имеется довольно, видимо, плотная атмосфера, сопротивление которой могло бы быть использовано ракетой для планирующего спуска также, как в § IX указано для Земли. Сила тяжести на поверхности Марса втрое меньше, а скорость „wM*—вдвое с лишним

меньше, чем у Земли; мощность работы планирующей ракеты над атмосферой Марса в момент достижения ею максимума будет, следо-вательно, в 6 раз меньшею, чем при планировании в земной атмо¬сфере, вследствие чего опасность нагрева поверхностей ракеты со¬вершенно исключается; остается лишь опасность со стороны неизве-7 стного нам устройства поверхности Марса и со стороны предпола¬гаемых на нем обитателей. При спуске на Марс с погашением ско¬рости возврата сопротивлением его атмосферы доставка грузов на Марс обходилась бы приблизительно столько же, как и на Луну, которая плотной атмосферы лишена.

ГЛАВА XIII.

ЭКСПЕРИМЕНТЫ И ИССЛЕДОВАНИЯ.

В вицу недостаточности наших познаний в некоторых областях и отсутствия опыта в конструировании ракет для больших скоро¬стей, перед тем, как приступать к постройке или проектированию ракет для полетов в межпланетное пространство, необходимо про¬извести некоторые научные и технические исследования; из них главные:

I. Исследования функционирования камеры сжигания и извер-гающей трубы ракеты в средах различной плотности и упругости; нахождение наилучших конструкций камеры сжигания и извергающей трубы; нахождение наивыгоднейших форм и длины извергающей трубы, способов введения веществ заряда в камеру сжигания, соотно-

dM

шений между массой выделения , размерами камеры сжигания и

поперечным сечением извергающей трубы.

Исследования функционирования ракеты в атмосфере малой упругости можно производить, выведя извергающую трубу небольшой модели в камеру, из которой газы откачиваются насосом большой об‘емной производительности; для уменьшения давления без даль-нейшего увеличения размеров эвакуирующего насоса в камере дол¬жен быть устроен густой водяной душ, который будет сгущать все составные части выделения, кроме углекислоты, а последнюю будет охлаждать, чем откачивание будет весьма облегчено; для еще б >ль- ших разрежений можно применять химические группы, которые во¬все не дают углекислоты в выделении; впрочем, при упругости в ка¬мере, равной 0,01 атм., функционирование ракеты будет уже мало отличаться от такового в пустоте.

II. Нахождение наилучших конструкций для всех предметов пропорционального пассива и способов утилизации их в качестве ве-щества заряда.

III. Исследование и налаживание производства веществ заряда, до сих пор фабричным способом не производимых, как, например, жидких ВН3>SiH4, 03, С2Н2, СН4.

IV. Нахождение наилучших конструкций камеры для людей и всех приборов для ее обслуживания.

V. Нахождение наилучших конструкций приборов автоматиче-ского управления и ориентирования.

VI. Исследования выносливости человеческого организма по от-ношению к механическому ускорению и по отношению к жизни в воздухе меньшего давления, но с большим содержанием кисло¬рода.

VII. Нахождение лучших методов и типов астрономических ин-струментов для быстрого ориентирования пилота относительно точ¬ки нахождения ракеты и данных ее орбиты. Тщательное упражне¬ние в подобных определениях летного состава в искусственной обста¬новке: вместо Земли или иного небесного тела, должно быть соору¬жено большое полушарие, около которого по спокойной воде на медленно-двигающемся устойчивом плоту должны плавать упражняю¬щиеся, помещенные в камеру таких же размеров и устройства, ка¬кая будет на ракете.

VIII. Исследование атмосферы на высотах до 100 клм.; это ис-следование может быть произведено посредством снарядов или сна- рядо-ракет, выпускаемых из обычных большого размера (морских) артиллерийских орудий. По достижении высшей точки снаряд дол¬жен автоматически выбросить большой, по возможности, парашют из легкой белой ткани с небольшим привешенным к нему грузиком. Наблюдая с Земли за скоростью падения этого парашюта, мы со¬ставим себе представление о плотности атмосферы на различных высо¬тах. Если мы снабдим парашют, вместо груза, прибором, автоматиче¬ски забирающим пробу воздуха, то сможем составить себе точное во всех отношениях представление о данных атмосферы на различ¬ных высотах.

IX. Исследование нагревания поверхностей движущихся тел и сопротивления атмосферы значительной плотности (р=ро). Это ис-следование для меньших скоростей можно произвести посредством снарядов, а для больших—посредством снарядо-ракет, выпускаемых из артиллерийских орудий под небольшим углом к горизонту с таким расчетом, чтобы они падали в воду, откуда могли бы быть извлече ны. Поверхность этих снарядов нужно покрывать веществами различной тугоплавкости, изолировав их от металлического тела снаряда слоем фарфора. По виду этой поверхности снаряда после совершенного им полета мы сможем судить о максимальной темпе¬ратуре нагрева.

X. Исследование нагревания поверхности тел при больших ско-ростях движения в разреженной атмосфере (к § IX), а равно иссле¬дования сопротивления атмосферы при больших скоростях и иссле¬дование выносливости различных конструкций, поддерживающих по¬верхностей—производится посредством полетов пробных неболь¬ших—до десяти тонн моделей ракеты. Начало траектории этих проб¬ных полетов рассчитывается, как «Ту» для полета в межпланетное

пространство, но к достижению высоты от 60 до 100klm(в зави¬симости от метеорологических данных исследования VIII) траектория должна автоматически принять горизонтальное направление, и по из-расходовании заряда, ракета производит планирующий спуск на сво¬ей поддерживающей поверхности.

Во время под‘ема угол атаки поддерживающей поверхности — угол между ее малой осью и хвостовищем—должен быть не велик и постепенно возрастать до полной величины (около 40°) к моменту израсходования снаряда. Для определения максимальной температу¬ры нагрева поверхности ракеты может быть применен тот же ме¬тод, что и в исследовании IX. Для автоматизации управления в проб¬ных ракетах должны быть оба гироскопа, какие полагаются и в на¬стоящей ракете (см. § X). Эти пробные полеты должны производить ся с постепенно возрастающим максимумом «Vi» к моменту изра¬сходования заряда; для них может служить одна и та же ракета; в качестве заряда может быть применена одна лишь нефтяная группа при п <6. После того, как максимум «V» достигнет значения

7500 — и пробная модель будет благополучно спускаться в нижние s

слои атмосферы, можно, по испытании предметов пропорционально го пассива соответствующих размеров, перейти прямо к полету с людьми в межпланетное пространство с облетанием, например, Луны с неизвестной нам обратной ее стороны.

...

ОГЛАВЛЕНИЕ

Стр.

Предисловие редактора 3

Предисловие автора первое 5

Предисловие автора второе 7

1. Данные ракеты; основные обозначения 9

П. Формула нагруженности   П

III. Скорость выделения. Химический материал ....... 13

IV. Процесс сгорания и конструкция камеры сжигания и из¬вергающей трубы 19

V. Пропорциональный пассив 21

VI. Типы траекторий и требуемые ракетные скорости ... 25

VII. Максимум ускорения 3*

VIII. Действие атмосферы на ракету при отправлении .... 37

IX. Погашение скорости возврата сопротивлением атмосферы 50

X. Межпланетная база и ракето-артиллерийское снабжение 58

XI. Управление ракетой; измерительные и ориентировочные

приборы 62

ХЦ. Общие перспективы 64

XIII. Эксперименты и исследования 67

XIV. Перечень обозначений 70

Опечатки 72

Цена 1 руб.

https://rusneb.ru/catalog/000199_000009_0...