Text
                    инж. м, н» тиюираисп
ракетная техника
Ф
мкт соор
об-ъадмнмнаб мучно-твдмлчнжо» мпдательотао 1185
Книга дает подробное описание схем к конструкций ракеты как двигателя, давая инженеру-конструктору и изобретателю отправные сведения, необходимые при конструировании ракеты, подводя их таким образом к конкретному проектированию.
Труд является вполне оригинальным и первым трудом на русском языке, обобщающим имеющийся уже опыт постройки ракетных двигателей, и является, безусловно, полезной книгой для конструкторов и научных работников, работающих в области реактивного движения.
предисловие
При составлении настоящей книги была поставлена задача—дать первое знакомство со схемой и конструкцией ракеты.
Если в прежнее время ракета применялась главным образом как фейерверк и на войне служила вспомогательным средством, то в настоящее время, после теоретических работ Циолковского и Оберта 1 и практических работ ряда инженеров, стала реальностью ракета как двигатель.
Современная литература по этому вопросу полна еще фантазий и описаний проектов ракет, начиная с небольших и кончая всевозможными ракетными кораблями для межпланетных путешествий. Но создание проекта не равносильно созданию конкретной вещи. Создание конкретных вещей есть конструирование. Поэтому мы будем говорить главным образом о действительно осуществленных агрегатах, касаясь тех проектов, которые наиболее близки к осуществлению, являясь не фантазиями, а рабочими предложениями конструкторам.
Содержание’данной книги поэтому должно коренным образом меняться из года в год. Техника движется вперед быстрее, чем описание ее достижений. В настоящее время невозможно дать содержание, полностью отвечающее заглавию, поскольку мы стоим только на пороге к осуществлению ракеты. Все работы поданному вопросу находятся в лабораторной стадии. Они несовершенны. Неясны еще многие моменты будущего существования ракеты. Но можно говорить о тех современных конструкциях отдельных элементарных деталей других двигателей и машин, из которых
1 Основные: Циолковский, Исследование мировых пространств реактивными приборами, «Научное обозрение», 5 (1903). Циолковский, Ракета в космическое пространство, Калуга, U24 (2-е издание первого труда с добавлениями); Оберт, Die Rakete zu den Planetenraumen, Miinchen u. Berlin, 1923; Оберт, Wege zur Raumschiffahrt, Munchen u. Berlin, 1929 (3-е издание первого труда).
3
необходимо исходить при конструировании ракеты вместе с ее двигателем и принципы которых, казалось бы, мсукно применить в конструкции раке-(ракетный двигатель очень близок, как будет видно из дальнейшего, к нефтяным топкам паровых котлов). Без сомнения, все это должно быть просмотрено с точки зрения особенностей ракеты, к каковым, например, принадлежат специфичность топлива, большие температуры, огромные скорости полета.
Кроме того необходимо выявить те конструктивные вопросы, которые не могут быть решены посредством заимствования и приспособления конструктивных элементов других двигателей. Эти вопросы или ожидают своего оригинального решения, или решение их в первом приближении уже имеется.
нлассвдеэинация и номенклатура
В настоящий момент номенклатура ракетной техники является неуста-новившейся и очень произвольной. Нередко она страдает неточностями. Прежде чем говорить о предмете, необходимо условиться о названиях. Точность в наименованиях является основным условием понимания.
Ракетой мы будем называть всякое тело, которое движется в пространстве посредством реакции выбрасывания из него вещества и ничем не поддерживается, кроме сил, полученных благодаря этому выбрасыванию. После окончания выбрасывания такое тело движется по инерции.
Ракетным двигателем мы будем называть двигатель, который дает тому телу, на котором он установлен, тягу —реакцию, получающуюся вследствие выбрасывания из него какого-либо вещества.
Таким образом ракетный двигатель можно установить на любое тело, которое при помощи него желают привести в движение. Таким телом яожет быть, например, автомобиль, самолет и в конце-концов—ракета.
Но в последнем случае мы должны были бы разделить собственно двигатель и корпус с остальным содержанием, не участвующим в получении тяги, называя только последний ракетой. Выше было дано определение ракеты, исходя из несколько другого, конечного представления о ней. Дело в том, что в ракете только на первых порах можно будет выделить двигатель, и в дальнейшем желание получить наибольшие достижения в покрытии расстояний приведет к стиранию границы между двигателем и движимым им телом. Само тело станет частью двигателя Возьмем хотя бы идею Ф. А. Цандера об использовании корпуса как * резервного топлива для большой ракеты. Возьмем современные пороховые ракеты, в которых невозможно выделить двигатель как целое. Исходя из этого, и было дано определение ракеты.
Как во всяком тепловом двигателе, так и в ракетном имеет место горение, в результате которого повышается кинетическая энергия молекул выбрасываемого вещества. Горение есть реакция соединения какого-либо вещества с кислородом, т. е. реакция окисления.
Будем называть: топливом—тот химический агент, который способен окисляться. Топливом будут, например, бензин, водород, алюминий и др.; окислителем—тот химический агент, который содержит в себе основную массу кислорода и способен отдать последний топливу при сгорании. Окислителями, например, будут: воздух, чистый кислород (Ое),
1 Ракеты, в которых невозможно выделить двигатель как целое, предлагались как наилу чипе наиболее крупными исследователями возможности космических полетов—Циолковским и Обертом.
5
азотная кислота (HNO3), азотистый ангидрид (NaO8) и т. п. Окислитель может быть введен в состав топлива, как это мы имеем в порохе.
Ракеты всего удобнее клиссифицировать по роду применяемого топлива Будем различать:
1.	Ракеты пороховые. Топливом в этих ракетах служат различные сорта бездымного пороха с замедленной скоростью горения *.
2.	Ракеты на жидком топливе, каковым может быть любая горючая жидкость, например бензин, нефть. Окислитель берется тоже в жидком виде. Эти ракеты составляют основную тему, всех современных работ по реактивному движению благодаря тому, что данный вид топлива чрезвычайно удобен в эксплоатации и по калорийности занимает одно из первых мест.
3.	Ракеты на металлическом топливе, каковым может быть любой легко окисляющийся металл, например алюминий, магний и т. п.
Кроме этих, пока основных видов ракет, надо отметить еще так называемые:
4.	«Холодные ракеты». Под этим наименованием понимаются ракеты, в которых используется потенциальная энергия сжиженных газов; последние переводятся в газообразное состояние и под давлением выбрасываются через сопло. Эти ракеты возникли по мысли немецкого инженера Винклера *. Они были использованы Вальером (Германия) для одного реактивного автомобиля, в котором в качестве выбрасываемого вещества была применена углекислота, причем давление перед соплом достигало 100 ат.
Такое использование сжиженных газов далеко уступает в выгодности сжиганию и потому эти ракеты являются частным явлением.
В будущем могут появиться:
5.	Ракеты, использующие атомную энергию. До сего времени такие ракеты появлялись только в фантазиях романистов, но после известных работ лаборатории Э. Рёзерфорда в Кембридже, теоретических работ физика Г. А. Гамова и работ Е. Г. Уолтона и Д. Д. Кокрофта, впервые разложивших атом лития, мы можем быть угерены, что получение атомной энергии не мираж, и потому вполне возможно существование и ракеты, использующей эту энергию. Без сомнения, такая ракета даст максимальные достижения.
Но все же использование атомной энергии далеко от осуществления. Гораздо более реальными являются:
6.	Ракеты, основанные на использовании эффекта, открытого французским химиком Вертело. Этот эффект состоит в том, что в г^зе, находящемся в трубе, замкнутой с одного конца, и состоящем из горючей смеси, получается сгорание, производящее уплотняющее действие, если зажечь его у открытого конца трубы. Благодаря распространяющемуся с большой скоростью внутри трубы сгоранию одновременно остальное содержимое у закрытого конца трубы испытывает сильное сжатие; следствием является взрыв у этого конца, причем образующееся давление может превысить 100 ат, в то время как на открытом, конце останется
* Пиротехнические фейерверочные ракеты могут быть отнесены тоже сюда.
2 Винклер, Die Kohtensaure Rakete, «Die Rakete», 5 .J929).
6
незначительное наружное давление. Полученные таким образом сильно сжатые продукты сгорания вытекают из открытого конца трубы, давая реактивный эффект.
Ракеты, использующие для движения это явление взрывной волны, были впервые предложены немецким проф. К. Бэтцом *.
В части своей работы, посвященной вопросам конструкции, мы главным образом будем рассматривать ракеты второго типа — ракеты на жидком топливе, представляющие наибольший интерес для современной техники. Ракет первого типа, т. е. пороховых, и ракет третьего типа — на металлическом топливе — мы коснемся только отчасти, так как первые не представляют значительного интереса, а конструкция последних не достаточно ясна, чтобы можно было о ней что-либо сказать. О ракетах остальных типов (5 и .6) говорить не приходится, так как здесь пока мы имеем голые идеи, а не конструкцию.
Из ракет на жидком топливе необходимо выделить так называемые воздушные рекеты или, как их чаще называют, «воздушные реактивные двигатели». В них в качестве окислителя используется атмосферный воздух.
Начало теории таких ракет было положено проф. Б. С. Стечкиным Эти ракеты, обладая колоссальной будущностью для стратосферной авиации, нами также исключаются из обзора, как заслуживающие самостоятельного исследования. Над . такого рода двигателями работают в ряде стран, и их конструктивное решение не заставит себя ждать.
Собственно говоря, только воздушные реактивные двигатели и могут называться двигателями в полном смысле этого слова, понимая под этим агрегат, работающий достаточно продолжительное время. Это обстоятельство является следствием применения воздуха в качестве окислителя и, следовательно, работы с малыми температурами сгорания. Применяя чистый кислород, мы из-за чрезвычайно высоких температур сгорания (3000—4000°) не сможем получить долго работающий двигатель, а получим кратковременно работающую ракету с дальнейшим движением по инерции. Современные ракетные двигатели с этой точки зрения есть всего на всего только лабораторные установки для испытания ракет.
В понятие: «ракетный двигатель» мы будем включать весь комплекс деталей, необходимый для его работы, начиная с помещений для топлива и окислителя и кончая механизмом выбрасывания.
Будем называть: баком — помещение для топлива или окислителя, насосом — механизмы подачи топлива и окислителя, камерой сгорания — помещение, в которое подается топливо и окислитель и в котором они сгорают, соплом — насадок типа Лаваля, через который сгоревшее вещество выбрасывается с определенной скоростью.
Эти основные детали двигателя должны быть связаны — трубопроводом или непосредственно —для получения единого целого. По пути от бака к камере сгорания топливо и окислитель могут претерпеть различные изменения, как то: быть испарены, распылены и смешаны.
1 См., например, К. Б э т ц, К термодинамике ракетного двигателя, «Maschinen-konstruktor», 3 (1929), и ряд других его статей.
2 Б. С. Стечкин, Теория воздушного реактивного двигателя, «Техника воздушного флота», 2 ('929).
Т
Для полета двигатель заключается в оболочку (корпус), которая снабжается рулями или стабилизаторами для сохранения устойчивости во время пути через атмосферу.
тяга ракеты
Тягой ракеты мы называем реактивную силу, получающуюся как следствие выбрасывания вещества.
Обозначим: Р — тягу ракеты или ракетного двигателя, tn — секундную массу выбрасываемого вещества или массу продуктов сгорания для рассматриваемых нами типов ракет,
v — реальную скорость выбрасывания или скорость истечения продуктов сгорания.
Секундное количество движения продуктов сгорания будет равно произведению tnv.
Оно должно равняться по теореме о количестве движения импульсу силы за то же время. Последний равен произведению Pt, где, так как мы взяли секундное количество движения, время сек.
Таким образом
P = mv	(1)
или, переходя к весовым величинам,
/' = (s	(2)
Здесь О — секундный расход продуктов сгорания, т. е. сумма секундных расходов топлива и окислителя, g-==9,81 м/сек*—ускорение силы тяжести.
Формула (1) может дать верное значение тяги только в случае истечения из сопла, правильно рассчитанного и выполненного таким образом, что давление в его выходном сечении (см. фиг. 29) равно внешнему противодавлению.
Если обозначим давление в указанном сечении через а внешнее противодавление через ра, то необходимо, чтобы
Если это условие не соблюдено, то тяга должна исчисляться по другой формуле, которая нами будет разобрана в главе о соплах.
идеальная скорость истечения
В качестве топлива для ракеты могут быть применены как твердые тела, так и жидкости и газы. Основным условием для выбора топлива служит наименьший расход его на 1 кг тяги ракеты, так как только тогда мы получим ракету наиболее легкой.
Из формулы (2) имеем:
<L_ £ Р ~ v ’
в
Очевидно, что для получения наименьшего расхода при заданной тяге следует скорость истечения иметь наибольшей. Поэтому то топливо будет наивыгоднейшим, которое даст возможность получить максимальную скорость истечения.
В первом приближении будем выбирать топливо, исходя из условия, что вся его теплотворная способность пошла на сообщение кинетической энергии вытекающим молекулам (т. е. тепловые потери отсутствуют).
Обозначим через скорость истечения при отсутствии каких бы то ни было потерь. Назовем эту скорость идеальной скоростью истечения. Тогда, согласно поставленному условию, энергия топлива на 1 кг смеси
__mv02 кг-м t ___ Э кал
2 кг '	428 кг ’
откуда
= У 2-428-9 81-3' = 91,5 j/Э7 м)сек.	(3)
При вычислении т/0 будем пользоваться низшей теплотворной способностью топлива Н„ (даваемой обычно на 1 кг топлива), так как явно-не удастся добиться полной конденсации получающихся при сгорании, паров воды в сопле, и, следовательно, пары будут удаляться, не успевая отдать молекулам своей скрытой теплоты испарения.
Будем относить теплотворную способность к 1 кг смеси топлива с окислителем (т. е. к 1 кг продуктов сгорания). Если А— теоретическое количество кислорода, необходимое для сгорания 1 кг топлива, то продуктов сгорания получится (1 -у Л) кг и, следовательно, при окислителе кислороде
^. = 91,5|/^,	(4).
при окислении же воздухом
Выбор топлива по величине как было указано, является первым приближением, так как нас в действительности интересует не т/0, а истинное значение скорости истечения. Последняя всегда меньше т>0, так как существуют тепловые потери.
Для различных топлив, при одинаковых условиях сгорания, уменьшение v по сравнению с v0 различно. Основным фактором здесь является диссоциация и поэтому топливо с большим т/0, но легко диссоциирующее, может в действительности дать v меньшее, чем другое, трудно диссоциирующее, со значением z/0 меньшим первого.
порох нам топливо
Поскольку окислитель является составной частью всякого пороха, тс-беря теплотворную способность при постоянном давлении 1 кг пороха, будем иметь для идеальной скорости истечения следующее выражение:
v0 = 91,5 }'ТГи.
S
Значения <70 для различных сортов взрывчатых веществ приведены в табл. 1 Ч
таТнетца 1
№ по пор.	Наименование порохов	Состав	Hu	v0 м{сек
1	Дымный ОХОТНИЧИЙ		KNO3 8!,Ч'о	805	2 595
2	Бертолетовый	  .	KClOj 9S,4“/.	961	2 835
3	Пироксилиновый ружейный . .	Летучих веществ	885	2720
		2^70		
4	Баллистит 			1 195	3160
.)	Кордит 		—	1 130	3 075
6	Пироксилин 			1 020	2 920
7	Влажный пироксилин		17°-'о влаги	755	2 515
8	Нитроглицерин		С3Н5(ОЫО2)3 CeH,(NO.,)3	1475	3515
9	Тринитробензол 			710	2 435
10	Пикриновая кирлота 		C6H.(NO,)3OH	750	2 505
11 12	Гремучая ртуть 	 Азотнокислый диазобензол . .	Hg(CNOk СсНвМ2МО3	350 . 1 330	1710 3 370
13	Аммонал 		——	1480	3 520
14	Окси Лихв ит		O2 liq-l-древ. акгивированн.уголь	—•	3 950
Все эти взрывчатые вещества не могут быть употреблены непосредственно для ракеты, так как все они принадлежат к детонирующим и должны быть предварительно флегматизированы в отношении уменьшения скорости их сгорания.
Рассмотрим те пороха, которые применялись проф. Годдаром (Америка) для его ракет. Нам известны два сорта: «Du Pont» и «Infaillible». Для них соответственно ^ = 2 850 и vo = 3 22O. Лучшие взрывчатые вещества (см. табл. 1) имеют т/о = 3 52О м(^к. Таким образом, как будто, понижение вследствие флегматйзации (предполагая, что Годдар пользовался лучшими порохами) составляет ^10%.
Кроме Годдара порох для ракет употреблялся и употребляется многими конструкторами а. Пороха имеют привлекательную сторону в том, что просты в обращении (большинствр— твердые тела), но наряду с этим они имеют й ряд недостатков. Основным является отсутствие возможности подачи: весь запас топлива (пороха) должен находиться в камере сгорания. Для сколько-нибудь продолжительной работы камера получается очень бодыной и, следовательно, тяжелой. Приходится иметь несколько камер и сжигать топливо порциями или делать пулеметный механизм для подачи. То и другое тоже достаточно тяжело и сложно. То ц другое дает прерывистое горение, и тяга на движимую машину передается рядом толчков. Кроме того даже и флегматизированный порох горит очень быстро, и потому эти толчки приобретают ударный характер.
* Теплотворные способности взяты из книги: М. Сухаревский и Ф. Перша-ков, Курс теории взрывчатых веществ, 1932.
2 Достигшим наилучших результатов был инж. Тилинг (Германия), погибший при взрыве своей лаборатории 10 октября W33 г. в Оснабрюке.
10
Ракетный двигатель с пороховым топливом получается сложным и аэродинамически невыгодным механизмом. Для примера возьмем хотя бы автомобиль «Oppel-Rak 2» (фиг. 1). Двигатель на самолете Оппеля был аналогичной конструкции.
Только небольшие ракеты на пороховом топливе, с малой продолжительностью горения, вполне себя оправдают и найдут применение.
Кроме всего сказанного, для порохов значения идеальной скорости истечения много меньше, чем для жидкого топлива. Сравнение мы произведем в дальнейшем.	'• *
Известные нам достижения пороховых ракет следующие: в Германии инж. Тилинг в 1931 г. достиг 2 000лг высоты; инж. Оченазек (Чехия) в том же году достиг высоты 1 500 л; ракета Поггензее (Германия) поднималась на 790 лг, в СССР «Ленгирд» пускал ракеты на высоту 500 м.
жидкое топливо
Предварительно рассмотрим газообразное топливо. Оно не имеет недостатков порохового, но обладает другим недостатком, делающим его технически непригодным. Беря газ при нормальном давлении, встречаемся с трудностями ,его размещения в ракете. При этом давлении размещение хоть сколько-нибудь удовлетворительное невозможно. Сжатый под большим давлением газ может еще быть с большим трудом терпим по объему, но вес резервуаров для него становится вторым препятствием на пути применения газообразного горючего.	/
Современная техника дает выход из этого положения в виде сжиженных газов. В таком виде газ уже теряет свои отличительные физические признаки и нами будет рассматриваться наряду с другими жидкостями.
Жидкое топливо, обладая малым объемом, является в эксплоатации наиболее удобным. С применением жидкого топлива задача конструктора сильно упрощается. Двигатель может быть выполнен с постоянным истечением, может быть регулируем и управляем по желанию. Обладая большой калорийностью, жидкое топливо по идеальной скорости истечения превосходит лучшие взрывчатые вещества.
В дальнейшем при вычислении идеальных скоростей истечения для жидких топлив мы везде окислителем будем предполагать жидкий кислород, потому что только тогда мы получим сравнимые величины с взрывчатыми веществами.
Поскольку в наиболее распространенные жидкие топлива входят как составные части различные углеводороды и. кроме того, последние сами
II
по себе являются топливом, интересно исследовать в первую очередь их пригодность для ракеты в качестве движущего вещества.
Количество кислорода, необходимое для сжигания 1 кг всякого угле* водорода вида CJH^, будет:
32у-4-8у
12.V+J
Низшую теплотворную способность мы можем вычислить по формуле:
Нп = 8 100 С + 29 000 Н — 600В,
где С и Н — соответственно количества углерода и водорода в процентах на 1 кг топлива, а В — количество испаренной воды в продуктах сгорания;
12х
12г 4- у
Г2л 4~у
Таким образом, имея все необходимые величины, мы подсчитываем значения v0 по формуле (4).
Полученные величины совершенно справедливы также для смесей углерода (хотя бы в виде активированной угольной пыли) с водородом при сгорании их в атмосфере чистого кислорода. Смеси должны быть составлены в процентном отношении соответственно формуле углеводородов СяНу. Для последних же, представляющих химические соединения, а не смеси, величина теплотворной способности, полученной опытным путем (сжигание в калориметрической бомбе), не всегда соответствует вычисленной х. Причиной является то, что мы не учитываем теплоты образования молекул. Эти отклонения для общей оценки картины не имеют значения.
По полученным значениям v0 построены кривые на фиг. 2. Каждая кривая соответствует постоянному числу атомов углерода. Поэтому все кривые начинаются из точки v0 = 4 300 л^сек, соответствующей сгоранию чистого углерода (в СО2). Все кривые, если их продолжить далее (что*
1 Например:
Углеводород
Теплотворная способность
вычислено по Hiitte
11660 11900 11250 11100 10670
12
было бы возможно только при существовании «сверхпредельных» углеводородов), Имели бы асимптотой и0 = 5 170 м/сек, соответствующую сгоранию чистого водорода. Пунктирная кривая, ограничивающая дальнейшее течение наших кривых, есть кривая предельных углеводородов. Пунктирная прямая соединяет этиленовые углеводороды и нижняя пунктирная — непредельные углеводороды.
Мы видим, что среди всех этих топлив первое место занимает метан СН4, имея г/о=4 47О м/сек. Всякие другие предельные углеводороды будут иметь менынее значение т/0, асимптотически уменьшающееся, по мере увеличения атомов, к значению т/о = 4 41О м'сек, т. е. к этиленовых углеводородов. Последние все имеют одинаковую v0. У непредельных углеводородов увеличение атомов, наоборот, ведет к повышению значений v0,
асимптотически приближающихся к той же величине 4 410. Бензин, керосин и нефть — три наиболее распространенных жидких топлива — являются смесями углеводородов и, следовательно, принадлежат к этой группе топлив.
Нефть. Состав ее может быть приблизительно, выражен формулами: С7Н1в— американская нефть, С7Нн— бакинская причем эти формулы надо рассматривать как выражающие только приблизительный состав смеси. Этим формулам по диаграмме фиг. 2 соответствуют идеальные скорости г/о = 4 42О м/сек и vo=4 41O м/сек. Если брать величины теплотворной способности из опыта, то для легких нефтей (например бакинской удельного веса 0,884) можно получить vomax=5 4 450 м/сек.
Керосин. Его условная формула примерно такая же, как и у ба-
1 Проф. М. Г. О кн о в. Топливо и его сжигание, 1931.
13
кинской нефти, т. е. С7НИ, и, следовательно, v9 = 4 41 CL и ’сек. Опытная величина теплотворной способности дает %гаах = 4 440 м!сек.
Бензин. Аналогично, для бензина среднего элементарного состава С7Нн (или даже можно писать СНа, что с точки зрения теплотворной способности дает то же самое) % = 4 410м/сек. По опытной величине теплотворной способности получаем г/втах=4 350 м/сек, т. е. меньшую величину.
Необходимо кроме углеводородов остановиться на алкоголях — топливе, неоднократно предлагавшемся для ракетных двигателей. Алкоголи предельных углеводородов имеют формулу С^Н^ОН или СяНуО. Следовательно, для их сгорания потребуется меньше кислорода, но и калорийность их на 1 кг продуктов сгорания будет меньше, чем соответствующего углеводорода. Это происходит из-за того, что в молекулу алкоголя входит гидроксильная группа. Таким образом часть водорода молекулы уже окислена и теплота горения этой части для нас пропадает.
В табл. 2 даны идеальные скорости истечения ряда толлив, причем для теплотворной способности брались опытные величины.
таблица 2
Наименование	"и кал	(Ох) кг	го м/сек	Наименование	Ни кал	(О.) кг	гъ м/сек
Водород 		28 700	8	5170	Парафиновое масло	9 800	3,44	4 310
Соляровое масло .	9 983	3,03	4 550	Окись углерода СО	2 440	0,58	3590
Бензол СвНв . • .	9600	3,11	4 410	Ацетилен С Н2 . .	11600	3,12	4 860
Алкоголь С2Н2О .	6 690	2,12	4 230	Аллилен С3Н4 . .	11 120	3,28	4 660
Бензин		10 200	3,48	4360	Пентан С5Н12 . .	10 850	3,61	4 435
Керосин 		10 200	3 90	4 170	Спирт 95% (вес.).	6 000	2,015	4 080
Ацетон		7 350	2,25	4 350	Спирт 70% (вес.) .	4 08J	1,615	3615
Толуол		10100	3,26	4 460	Этилен С2Н4 . . .	И 250	3,42	4565
Скипидар ....	10 800	3,36	4 550		।	।	
Из табл. 2 мы видим, что наивыгоднейшим топливом из жидких является водород с % = 5 170 м/сек. Углеводородные же топлива имеют у0, лежащее приблизительно в пределах 4 300—4 500 м/сек. Рассмотренные нами раньше пороховые топлива имеют v9 в пределах 2 500— 3 500 м/сек, т. е. значительно уступают жидким углеводородам.
На выбор жидкого горючего для ракетного двигателя должны влиять еще и следующие моменты:
1.	Топливо должно обладать возможно большей скоростью сгорания,— в противном случае, непродолжительное время пребывания топлива в камере может привести к неполному сгоранию.
2.	Пределы воспламеняемости топлива в окислителе должны быть по возможности шире, для лучшей регулировки двигателя.
3.	Топливо не должно давать при сгорании смол, как, например, скипидар, который применяется поэтому в современных двигателях внутреннего сгорания очень редко, да и то только вместе с предельными углеводородами. Склонность к коксообразованию, имеющаяся, например, у нефти, тоже нежелательна. То и другое будет засорять сопло и камеру.
4.	Условие быстрой ц возможно полной испаряемости топлива желательно. Скорость сгорания тогда была бы наибольшей. Но дизелестрое-ние и топка нефтью показывают, что при достаточно хорошем распы-ливании топлива последнее сгорает удовлетворительно.
5.	В настоящий момент, пока ракетная техника находится в первоначальной стадии своего развития и пока мы имеем лишь опытные ракеты и двигатели, необходимо поставить еще ряд условий, а именно: изученность топлива и его стоимость и, следовательно, распространенность. Последнее диктуется хотя бы экономическими соображениями при массовой постановке опытов. Поэтому ряд удовлетворительных по идеальной, скорости истечения топлив отпадает для первоначального применения. Например эфир, ацетон и ряд других дороги и мало распространены.
Большинство конструкторов останавливаются на таких изученных и распространенных, с благоприятными физико-химическими свойствами, топливах, какими являются бензол и алкоголь (спирт). Без сомнения, наряду с ними могли бы быть применены бензин, толуол и керосин. Первый, например, имеет упругость паров значительно ббльшую, чем бензин, чта важно при процессе испарения и образования смеси, если, койечно, горючее не поступает в камеру сгорания через форсунку, а предварительно испаряется.
Во всяком случае, для современных ракет бензин и алкоголь являются самыми удобными топливами. Наивыгоднейшим же топливом, без сомнения, останется водород, дающий возможность не только получения наибольшей скорости истечения, но имеющий еще ряд достоинств, на которые будет подробно указано в главе о камерах сгорания (большая величина газовой постоянной и почти полное отсутствие окисления стеною камеры при реакции его с кислородом).
металлическое топливо
Применение металла в качестве топлива впервые было предложено’ инж. Ф. А. Цандер 1 в разрезе использования частей конструкции ракеты для увеличения общего запаса горючего. Эта идея сводит к минимуму вес деталей ракеты, не участвующих в сообщении ей энергии для полета. Таким образом металлическое топливо обязательно должно быть употреблено для получения максимально возможных достижений при современном состоянии техники.
Характеризуя металлическое топливо тоже идеальной скоростью истечения v0, необходимо сделать оговорку, что в этом случае величина v9 носит условный характер. В результате окисления металлов получаются твердые продукты, не имеющие возможности самостоятельно покинуть, камеру сгорания. Таким образом, вычисленные по формуле (4) скорости являются нереальными: они получились бы, если продукты сгорания металла были газообразными. Возможно, что сильным повышением температуры в камере сгорания удастся превратить окислы металлов, являющихся продуктами сгорания, в газы, но современное состояние ракетной, техники еще не позволяет об этом говорить утвердительно.
1 В 1923 г. См. Ф. Цандер, Проблема полета при помощи реактивных аппаратов, М. 1932.
IB
В табл. 3 даны v0 различных металлов при окислении их кислородом, -таблице 3
Наименование	Химическое обозначение		Результаты окисления
Литий			L1	6 300	ы2о
Бор		В	5 780	В2О8
Алюминий		. А1	5 710	А12О3 (корунд)
Алюминий		А1	5 640	(аморфный)
Магний		Mg	5500	MgO
Но кроме реакций с кислородом, некоторые металлы дают реакции с другими элементами тоже с выделением больших количеств тепла. Особенно интересны реакции с фтором.
Некоторые из них даны в табл. 4 *.
таблица 4
Наименование	Химическое 1 обозначение		Результаты реакции
Литий	'	LI	6 850	LiF
Магний		Mg	5 950	m>f2
Алюминий		Al	5 720 i	AIF3 i l
Все эти реакции, дающие очень большие количества тепла, тоже страдают тем же большим недостатком, а именно—продукты реакции их являются твердыми веществами. Таким образом из камеры сгорания они выбрасываться не будут, и реактивной силы мы не получим. Поэтому эти реакции могут быть использованы только для повышения температуры каких-либо других газообразных веществ и, следовательно, для увеличения скорости истечения последних. Только в таком разрезе, в разрезе вспомогательного топлива, и мыслимо применение указанных металлов.
Мы можем, например, имея хотя бы топливом бензин, вести также одновременно в камере сгорания сжигание алюминия или магния и тем самым повысить температуру газообразных продуктов сгорания бензина и, следовательно, увеличить идеальную скорость истечения. Остановимся на этом вопросе подробнее.
Обозначим через — вес выбрасываемой в 1 сек. окиси металла в кг, и через —вес выбрасываемого одновременно газа. При сгорании топлива его продукты сгорания, которые мы назвали выше газом, получат скорость w. Получение этой скорости обусловлено физическим
1 На это обстоятельство обратил внимание тоже Ф. Цандер. Между прочим в своем труде он дает значения для v0 меньшие, чем приведенные здесь. Например для LiF дано бЮОлг/гех, для А12О3 — 5 990 л/сел-. При вычислении v0 я пользовался данными, помещенными в Т. Э., Справочник VII.
18
свойством молекул газа, которые с повышением температуры повышают свою скорость. Здесь и далее мы предполагаем идеальные скорости истечения* Продукты сгорания металла (его окись) не получат в результате сгорания никакой реальной скорости, так как частицы твердого вещества с повышением их температуры никакой кинетической энергии не получают и не могут начать двигаться без посторонней помощи.
Газ, вытекая из сопла, будет увлекать за собой частицы окиси и таким образом последняя тоже будет выбрасываться наружу. У этих частиц скорость от нуля будет увеличена до некоторой скорости и0, меньшей w, так как ускорение частиц окиси произойдет только за счет отнятия живой силы от газа. Скорость молекул газа, потерявших часть своей живой силы, будет уменьшена, и притом тоже до скорости Таким образом:
+ G2)v<?
2 ~	2	’
откуда
Ок + Gj
Здесь предположено, что потери отсутствуют *.
Определим величину скорости w, учтя дополнительный нагрев от сгорания металла.
На 1 кг газа приходится калорий согласно формуле (3):
(91,5)2
На 1 кг окиси приходится калорий
*|2
(41,5) 2 ’
где и — идеальные скорости истечения соответственно для окиси, если бы последняя была газообразной, и газа, причем без взаимодействия одного на другое.
Так как у нас весовое количество выбрасываемого вещества равно и О2, то общая сумма калорий на 1 кг этого вещества будет:
”12		v22 Оа
(91,5)2’ Gl+G^ (9W ’ Gl + G2
Тогда по формуле (4):
у/v а
V 1 G1 + G2
w =

я	,
* G^G-2 i * * *
i Если считать молекулы газа и окиси неупругими телами, то необходимо при
учете потерь учесть потерю живой силы на удар, которая по теореме Карно
будет:
7\^[G2(«'-vo)2+(Wj.
•7
и действительная скорость истечения
® == у/v «_ G| °2__|_ v а	.	(54
* V 1 (G1+Ga)*+^2 (Gj+Q;)2	W
Тяга ракеты по формуле (2):
Исследуем результаты, даваемые формулой (5), которая представляет собой идеальную скорость истечения при сгорании смеси металла с жидким топливом (или таким, которое дает газообразные продукты сгорания).
Положим 0,4-62=1, т. е. будем относить все исследования к 1 кг продуктов выбрасывания (сгорания), тогда
• v, = l/v/O. G2±^G2\	(6)
Заменяя Ot=l—G9, найдем максимум функции т/0=/(О2) по правилам диференциального исчисления. Получим, что т>ота1 достигается при
О-------
2 ~ 2 (^j2—v22)
По необходимости, для того чтобы не получить «мнимых» компонентов смеси, надо сделать так, чтобы максимум был при содержании в смеси О2 в количестве 100 или менее процентов.
Для этого необходимо, чтобы
_____J
или
<7>
Если это условие не соблюдено, то примесь металлического топлива в любом проценте к жидкому даст только снижение идеальной скорости истечения. Другими словами, если это условие не соблюдено, идеальная скорость истечения не может быть при любом количестве металлического топлива больше, чем идеальная скорость истечения продуктов сгорания одного жидкого топлива.
Наоборот, если это условие соблюдено, то примесь металлического топлива увеличивает идеальную скорость истечения, причем при определенном проценте мы имеем максимум.
Возьмем, например, сгорание бензина в кислороде. В этом случае v2 = 4 360 м/сек. Станем прибавлять к нему порошок алюминия и сжигать эту смесь вместе. Для алюминия vt = 5 640 м/сек.
Условие формулы (7) не соблюдено.
Вычисляя по формуле (6) идеальные скорости разных смесей алюминия
18
с бензином, мы можем построить кривую изменения этих скоростей по процентам содержания в смеси <?2, т. е. по процентам продуктов сгорания бензина, которые газообразны, в выбрасываемой массе.
На фиг. 3 верхняя кривая и дает эту зависимость. При О2 = Ю0% мы имеем ve»=4 360 м/сек. Уменьшая Оа(т. е. прибавляя алюминий), мы
Пунктирная кривая построена для жидкого топлива, при употреблении которого условие (7) превращается в равенство. Ниже расположенные кривые построены для различных топлив с т/0 == 3 000 м/сек и v0 = 2 000м/сек при О2= 100%. Для них условие (7) соблюдено, и мы видим, что прибавление алюминия увеличивает идеальные скорости истечения смесей. Максимумы имеются при 70% О2 и 67% О2. Влияние прибавления алюминия более заметно для топлива с меньшим 770.
Если мы возьмем топливо, у которого продукты горения газооб
19
разны, но собственная идеальная скорость v0 = 0, то прибавление к нему алюминия тоже увеличивает идеальную скорость истечения смеси. Максимум лежит на 50% % (нижняя кривая фиг. 3). Из этого мы можем сделать заключение, что всякое прибавление продуктов сгорания металла к газообразным в количестве большем 50% не может дать максимума для идеальной скорости истечения.
Что представляет собой это «топливо» с v0 = 0? Таким «топливом» может быть сжиженный газ, который, если ему не сообщать тепла извне, даст vq = Q (если нет давления; но и при наличии давления vn будет очень мало). Этот газ может сам и не гореть в О2 и не соединяться с металлом, т. е. быть инертным. Наконец, им может быть сам О2. С этой точки зрения нижнюю кривую можно рассматривать как кривую сгорания алюминия при избытке кислорода в продуктах сгорания. Тогда G2 — вес вырабатываемого свободного кислорода.
Сравнивая эту кривую с кривой топлива, имеющего <ро = 2ООО, мы видим разницу в максимумах только около 7%, т. е. очень небольшую. Учитывая диссоциацию в том и другом случае, можно думать, что разница мало изменится или сделается еще меньше. Следовательно, если взята установка на металл как основное топливо (например при использовании конструкции в качестве топлива), то, пожалуй, выгоднее работать с избытком О2, чем вводить еще какое-то добавочное топливо, дающее газообразные продукты сгорания.
При действительном сгорании мы всегда имеем явление диссоциации, которое не дает возможности реализовать идеальную скорость истечения. Действительные скорости истечения всегда значительно меньше. Например при сгорании бензина в кислороде при давлении 10 ат скорость истечения благодаря диссоциации получится порядка 1 700 м/сек. Следовательно, прибавление здесь металлического топлива будет выгодным и скорость истечения может быть этим повышена, но ни при каких условиях, она не будет иметь значения, лежащего выше верхней кривой фиг. 3.
Таким образом использование металлического топлива не имеет тех колоссальных выгод, которые ожидаются при сравнении их гипотетических идеальных скоростей истечения с идеальной скоростью истечения продуктов сгорания водорода. Величина последней, равная 5 170 м/сек, не может быть достигнута никаким совместным сгоранием металла, дающего твердые или жидкие окислы, и другого горючего, дающего газообразные продукты.
Сжигание ненужных частей конструкции самой ракеты — основная цель применения металлического топлива — невозможна, следовательно, без соответствующих запасов жидкого топлива. Идея становится более сложной в применении, но не теряет своей выгодности.
В настоящий момент невозможно говорить о конструкции ракет, использующих металл в качестве топлива. Ф. А. Цандер производил только предварительные опыты со сжиганием металлического топлива х.
Важным обстоятельством, наряду с необходимостью параллельного сжигания жидкого топлива, является загрязнение стенок камеры. Цандер предлагает делать камеру решетчатой и через нее подводить газ под некоторым давлением; тогда газ будет счищать со стенок осадок окиси
1 См. Цандер, стр. 44.
2С
металла. Ясно, что решетчатая камера, внутри которой происходит сжигание металлического топлива, должна находиться в свою очередь внутри другой камеры со сплошными стенками. В образующееся междустеноч-вое пространство и вводится газ.
Небезынтересно для нас устройство алюминиево-кислородной сварочной горелки1. При разработке конструкции трудности были в подведении к мундштуку алюминиевой пыли, которая на пути сплавлялась. Задача была разрешена путем нескольких отдельных алюминиево-кислородных подводов, каждый из которых снабжен на конце мундштуком. Все эти подводы затем объединяются. Работа производится под высоким давлением кислорода, для того чтобы получить равномерное и непрерывное пламя. Из резервуара алюминиевая пыль подводится в ствол горелки, куда входит кислородный трубопровод. Температура воспламенения пыли около 300°. При горении получается температура, при которой плавится вольфрам (3 370°). Без сомнения, опыты над созданием этой горелки являются полезными и для ракетной техники.
В заключение всех глав о топливе надо поставить вопрос о топливе с максимальной идеальной скоростью истечения. Из предыдущих* Тлав видно, что водород, сгорающий в кислороде, стоит много выше других, отчасти уже используемых современной техникой топлив, имея v0 = = 5 170 м{сек\ Эта скорость реально недостижима по причинам, указанным выше. Значительной реальной скорости истечения можно будет по всей вероятности достигнуть комбинациями менее активных, но более распространенных топлив с металлами.
Но если мы обратимся к некоторым реакциям без участия кислорода, но с участием фтора, очень активно вступающего в соединения, то найдем ряд экзотермических реакций, результатом которых, что очень важно, являются газообразные продукты.
Соединяя водород со фтором (результат — HF), мы получим т/0 = 5 170, т. е. то же, что при кислороде. Беря вместо кислорода кремний (результат SiFf), мы получим v0 = 5 400; и, наконец, беря бор (результат EF ), достигнем8 т/0 = 5610.
Эти реакции являются чрезвычайно интересными для будущих ракет, так как кроме того, что они очень активны, вещества, участвующие в них, являются очень распространенными (например кремний). Фтор, имея температуру кипения—187°, т. е. почти ту же, что и кислород (—183°), не будет сильно разниться от последнего в эксплоатации, если не считать ядовитости его паров.
Мы ничего не сказали об использовании для повышения активности топлив озона в качестве окислителя, ввиду того что последний является чрезвычайно нестойким соединением, легко разлагающимся на кислород со взрывом. Правда, сжигая в нем водород, мы получим vb — 5 720* (продукция Н2О — пар). Частичное озонирование кислорода явится полезным, и работы в этом направлении должны вестись. 1 2 3 * *
1 «Новости техники» № 232 от 20 ноября 1932 г., заметка 5555.
2 Заставляет обратить на себя внимание атомный водород, который является более активным, чем двухатомный.
3 Применение этих реакций для ракет, как мне известно, еще никем не предла-
галось.
< Ю. Кондратюк, Завоевание межпланетных пространств, 1929, стр. 15.
2i
окислители
Вообще окислителей в природе очень много. Из них мы рассмотрим наиболее активные: воздух, кислород, его аллотропное видоизменение озон и азотную кислоту. Кроме того рассмотрим фтор, который, правда, нельзя назвать окислителем в истинном смысле этого слова, но который может в некоторых случаях играть, говоря условно, роль окислителя, участвуя в экзотермической реакции.
1.	Кислород является наиболее удобным из всех окислителей и в настоящее время употребляется большинством экспериментаторов как основной.
Причиной является, во-первых, налаженное и хорошо освоенное производство жидкого кислорода * *, во-вторых, распространенность его и, в-третьих, очень большая активность, позволяющая достигать значительных скоростей истечения.
Основные данные кислорода помещены в табл. 5а (стр. 24).
Характеристика кислорода как окислителя ясна из предыдущего, так как он нами был принят за основной и все идеальные скорости истечения продуктов сгорания топлив были вычислены, предполагая сгорание в кислороде.
2.	Озон является как в газообразном, так и в жидком состоянии весьма нестойким и легко превращается в кислород. Так как. озон — вещество эндотермическое, то при таком превращении выделяется тепло, а так как, кроме того, это превращение связано с увеличением объема, то превращение озона в кислород происходит со взрывом. Поэтому озон чрезвычайно опасен в обращении.
Как окислитель он активнее кислорода. Если принять идеальную скорость истечения какого-либо топлива при сгорании в кислороде за единицу, то при сгорании в озоне мы получили бы приблизительно в среднем 1,08.
3.	Воздух представляет собой смесь газов (23,1%	75,5% %;
1,3®/о Аг; 0,05% СО2). В жидком состоянии трудно сохраним, так как составляющие воздух газы имеют разные точки кипения (кислород кипит при—183°, а азот кипит при—195,8°). Следствием этого является то, что азот выкипает раньше и процентное содержание кислорода повышается. В конце-концов остается почти чистый кислород. Под давлением 50 ат и при Z =—147° жидкий воздух может хорошо сохраняться.
Трудная сохранимость воздуха в жидком состоянии делает его мало пригодным в качестве окислителя, тем более, что кислорода он содержит только 23,1%, следовательно, и активность, его как окислителя слабее, чем у кислорода.
Идеальная скорость истечения при сгорании топлива в воздухе равняется приблизительно в среднем 0,55 от кислородной.
1Н. Клебанов, Жидкий кислород, 1931. Книга главным образом Трактует о производстве жидкого кислорода по методу Гей^яндэ.
• Много физических данных приводи? X вол ьс 0 н, «Курс физики», и особенно <Справочник физических, химических и технологических величин» («Техническая энциклопедия»). Это замечание относится и к другил окислителям.
£2
Воздух как окислитель становится выгодным только при использовании его из атмосферы, т. е. для воздушных реактивных двигателей различных систем. Но здесь надо сказать, что с подъемом на высоту процентное содержание О2 в воздухе падает и уже на 20 км высоты составляет 15—18% На 40 км высоты эта величина уменьшается до Ю-13%.
Таким образом очевидно, что с подъемом на высоту активность воздуха как окислителя уменьшается.
Примерно с высоты в 30 км в атмосфере начинает появляться водород, и он может быть использован как горючее 1 2. На 40 км высоты водорода около 2—3%. Этого, конечно, очень мало, но с подъемом на еще бдльшие высоты количество водорода еще больше увеличивается. Например на 60 км атмосфера содержит уже около 20% водорода (кислорода же около 5%). Возможно, что удастся сконструировать атмосферный ракетный двигатель, работающий на этих высотах.
4.	Азотная кислота является окислителем благодаря своей способности легко отдавать кислород. Тлеющий уголь продолжает гореть в азотной кислоте, выделяя из нее двуокись азота (NOa). Азотная кислота может служить окислителем для многих органических веществ; например скипидар, влитый в азотную кислоту, моментально вспыхивает.
Таким же образом возможно горение и других веществ в азотной кислоте.
Но азотная кислота может действовать на органические вещества и замещая в них атомы водорода нитрогруппой NOa. Например бензол СвН6 под действием азотной кислоты образует нитробензол CeHBNOa:
CeHe + HNO3 = CeH,NOa 4- НаО.
Органические соединения с несколькими нитрогруппами являются сильными взрывчатыми веществами, например тринитротолуол. Склонность к детонации повышается с увеличением числа нитрогруппы. По активности азотная кислота уступает кислороду, так как содержит последнего около 75%. Кроме того азотная кислота действует разрушающе на многие металлы, как-то: стали, медь, электрон.
Единственное ее преимущество перед жидким кислородом заключается в том, что при нормальных температурах она представляет собой жидкость.
Соли азотной кислоты при нагревании способны выделять кислород и действовать в качестве окислителей. Например, с раскаленным углем они дают вспышку, причем уголь горит за счет кислорода соли, давая газообразные продукты горения.
1 По Вегенеру 15°/о» по Ветчинкину и Фесенкову 18%. Повидимому, эти цифры преуменьшены, так как согласно исследованию взятых проб воздуха на высоте 18,5 км при подъеме стратостата «СССР-1» процентное содержание в воздухе кислорода было 20,95%. (См. Гольцман, Как определен был состав воздуха в стратосфере, в сборнике «Главная геофизическая обсерватория и полет в стратосферу 30 сентября 1933 г.»)
2 Эта идея принадлежит Ф. А. Цандер. Без сомнения, использование этого водорода будет возможным только после сжатия его каким-либо компрессором.
23
Азотные соединения с кислородом: NO, NO2, N2O4, NaO, N2O8— все являются окисляющими веществами, в которых возможно горение.
5.	Фтор. Мы видели на примерах реакции бора и кремния с фтором, что они являются наивыгоднейшими по идеальной скорости истечения.
Фтор принадлежит к мало изученным элементам, не нашедшим себе еще технического применения. Возможно, что в ракетной технике он найдет его. Так как здесь (в главе о топливе) мы отчасти выявили его большую выгодность, как второго агента реакции в камере сгорания (первым является топливо), то, без сомнения, на фтор необходимо обратить особое внимание всем работающим в области ракетного движения.
таблица 5
Окислитель	г ।	1 8	Критические		Точка кипения °C (Р=1)	Жидкость	
	хим, форм.	МОЛ. вес	(° С	давление ат		уд. вес	при f° С
Кислород .......	оа	32	— 118,8	49,71	— 183,0	1,135	—183
Озон		О,	48	— 5,0	67	—112,0	1,71	-183
Воздух ........		28,95	—140	39	—194,0	0,87	—194
Азотная кислота ....	HNO3	63,02	—	—.	+ 86,0	1,53	+ 15
Фтор			г.	38	—	—	—187,U	1,11	-187
схемы подачи
Под схемой подачи мы будем подразумевать метод доставки топлива и окислителя из баков в камеру сгорания. Поскольку схема подачи объединяет две крайние точки двигателя, т. е. помещение, где хранится движущее вещество, и место, из которого оно выбрасывается, отдавая всю энергию ракете, то схема подачи является вместе с тем и схемой ракеты как двигателя.
К схеме подачи мы должны предъявить следующие требования:
1.	Схема должна быть такой, чтобы при практическом ее осуществлении получилась ракета минимального веса.
2.	Чтобы практическое ее осуществление было возможно при современном состоянии техники.
3.	Чтобы было достигнуто максимальное самообслуживание двигателя, т. е. чтобы мы имели машину, а не летающую лабораторию.
Давая ряд схем, мы отвлечемся от конструктивных форм, в которые облекали их авторы. Без сомнения, баки и сам двигатель могут иметь всевозможные формы.
Схема 1 (фиг. 4) является схемой, предложенной К. Э. Циолковским, и вместе с тем схемой работы большинства современных двигателей (не ракетных).
По мысли Циолковского (1915 г.) помпа является обычной, поршневой, приводимой в действие электромотором. Электромотор работает от аккумуляторов 1. Баки находятся не под давлением. За помпой топливо и окислитель могут испаряться, смешиваться и д^лее сгорать в одной
1 См. Рынин, К. Э. Циолковский, его жизнь, работы и ракеты, стр. 41 и 48.
24
или нескольких камерах и затем выбрасываться. Для схемы подачи эти вопросы не являются важными и будут разобраны нами далее.
Данная схема по существу является чрезвычайно выгодной, так как. баки находятся не под давлением, что при больших количествах топлива очень важно.
Но решение, данное Циолковским, неудачно в применении к непре рывно работающей ракете, так как поршневая помпа, при огромных мае-
Фиг. 4.
Фиг. 5.
сах выбрасываемого вещества и большой разности давлений, будет вместе с электромотором и аккумуляторами достаточно тяжела, чтобы свести все хорошие стороны этой схемы к нулю и даже сделать ее менее выгодной, чем другие. В такод! виде схема становится лабораторией для испытания камеры, сопла и других вспол огательных устройств. В 1927 г. Циолковский описывает устройство лаборатории как раз по той же схеме 1.
1 Циолковский, Космическая ракета. Опытная подготовка, 1927 г. Сам Циолковский считает наилучшим решением вопроса подачу порциями, так что работа двигателя состоит из ряда последовательных взрывов. Таким образом подача, по его мнению, происходит в пространство с атмосферным давлением (если двигатель работает у земли) или даже в пустоту. Благодаря этому у ьего отпадает вопрос о помпе на большую разность давлений.
Оберт, видя выгодность такой схемы, заменяет агрегат помпу-мотор специальным нагнетающим устройством, работающим с гораздо меньшей затратой энергии и имеющим гораздо меньший вес1.
Мимо этой схемы трудно пройти всякому серьезному конструктору, но трудность решения вопроса с нагнетательным устройством на первых порах заставляет применять другие схемы.
Схема 2 (фиг. 5). Эта схема связана главным образом с работами Ф. А. Цандера (хотя и немецкие инженеры работали над ней) и состоит в применении так называемых аккумуляторов давления, т. е., другими словами, подаче окислителя и топлива в камеру под давлением
какого-либо сжатого заранее газа. Для безопасности от возможных взрывов берется обычно какой-либо инертный газ: азот, углекислота и др.
Явными недостатками такой схемы являются баки, находящиеся под .давлением и, следовательно, тяжелые, и наличие бака с инертным газом и самого инертного газа, уменьшающих полезную нагрузку ракеты.
Схема 3 (фиг. 6) является основной схемой всех современных немецких ракет («Мирак», «Репульсор»). Она отличается от предыдущей тем, что давлением инертного газа подается только жидкое топливо. Окислитель же подается давлением собственных паров. Конечно, часть -окислителя при этом должна быть превращена в пар.
1 Н. О berth, Wege zur Raumscliiffahrt, 1927, стр. 17.
;2S
Недостатками этой схемы являются все недостатки схемы 2; но эту схему, при малых баках и малой продолжительности работы, можно «было осуществить достаточно малого веса, так что были возможны полеты ракет с такой схемой.
Схема 4 (фиг. 7). В 1929 г. Шрайнером (Австрия) был взяг патент на ракету с жидким топливом1.
Баки с окислителем и топливом в ней соединены трубками с камерой сгорания таким образом, что продукты сгорания частично отводятся в баки и гидравлически выравнивают давление в камере и баках. Поэтому для подачи при любом давлении в камере можно применять помпы на малую разность давлений.
Эта схема интересна тем, что при ее применении двигатель является саморегулирующимся, т. е. изменение величины давления в камере отражается на соответствующем изменении давления в баках.
Очевидным недостатком такой схемы является увеличение расхода, так как часть сгоревшего топлива не выбрасывается через сопло, а поступает в баки. Последние находятся под давлением, и преимущество этой схемы перед 2-й или 3-й только в том, что роль инертных газов здесь играет продукты сгорания.
Возможно, что осуществление такой схемы встретится еще с одной трудностью, а именно — конденсацией части продуктов сгорания в баке с окислителем. Последнее обстоятельство, конечно, может иметь место, если окислитель — сжиженный газ, а в продуктах сгорания имеются пары воды.
Можно, без сомнения, придумать и другие схемы. Можно, например, имея один бак (положим, с окислителем) под давлением, при помощи струйного насоса забирать топливо и направлять получившуюся смесь в камеру сгорания. Можно развить далее схему 3 и устранить совсем необходимость в интертном газе, используя давление паров легко испаряющегося окислителя и для подачи топлива. В обоих этих случаях необходимо только какими-либо приспособлениями избегнуть очень вероятных опасностей взрыва от преждевременного смешения окислителя с топливом в жидком или газообразном виде.
Наиболее трудным вопросом при создании схемы, по которой должен быть построен двигатель, является вопрос подачи. Он в основном труден потому, что в ракете количества подаваемого в камеру сгорания вещества за 1 сек. чрезвычайно велики. Если мы возьмем, например, ракету с силой тяги 1 000 кг (примерно тяга мощных современных авиамоторов), то по формуле (2) расход в секунду продуктов сгорания будет:
q — **	кг!сек.
Сжигая бензин в кислороде, мы реально можем получить скорость истечения с учетом диссоциации в 1500 м/сек и выше в зависимости от давления. Положим, мы достигли 2 000 м/сек, тогда О ^5 кг/сек. Если мы захотим подавать это количество жидкости поршневым насосом, то мотор для приведения насоса в действие должен давать минимум 30 л. с.
«Flugsport», 23 (1929), Patentsamnilung, № 14, стр. 37.
27
Принимая во внимание вес насоса, мотора, вес их установки со вспомогательными деталями, мы получим общий вес далеким от реальности. Еще дальше от нее мы будем, если перейдем к большим межпланетным ракетам.
Схемы с баками под давлением удовлетворительно работали на малых ракетах. Если считать, что вопрос с насосной подачей не решен (а практически он действительно не решен), то для больших ракет возможно еще следующее решение задачи: иметь под давлением баки малой величины. Так как толщина стенки их, если баки цилиндрические или шаровые, прямо пропорциональна радиусу, то эти баки могут быть сделаны легкими. По израсходовании из них топлива следует наполнять их сноса из главных баков. Повторяя тот же процесс, мы создаем нагнетание в камеру сгорания. Правда, в последней мы будем иметь прерывистое горение. Такого же рода горение мы получим, имея баки не под давлением, а наполняя прерывисто непосредственно камеру сгорания.Если в первом случае мы сможем иметь ряд очередных горений в камере в продолжение некоторого времени, то во втором мы будем иметь ряд последовательных взрывов в камере. Ракеты с прерывистым горением между прочим строились Годдаром.
Наиболее удобно будет иметь ряд бачков, наполняемых последовательно и последовательно под давлением подающих горючее и окислитель в камеру. Здесь лежит путь к созданию непрерывной, удовлетворительной насосной подачи в ракете.
Более подробно мы на этих вопросах остановимся в главе о насосах.
ноэФмциенты полезного действия ракетного двигателя
Ракетный двигатель можно рассматривать как машину, которая тепло, даваемое реакцией сгорания, превращает в кинетическую энергию вырабатываемого вещества.
При полном использовании без потерь этого тепла мы сообщаем продуктам сгорания, т. е. выбрасываемому веществу, идеальную скорость г/0.
В действительности же мы будем иметь ряд потерь, и в результате действительная скорость истечения v будет всегда меньше т>0.
В идеальном случае мы могли бы сообщить продуктам сгорания кинетическую энергию
Э
где т — масса продуктов сгорания.
В действительности же мы сообщаем продуктам сгорания кинетическую энергию
~ mv2 э=~т->
где v — действительная скорость истечения, полученная из опыта.
Следовательно, эффективный коэфициент полезного действия (к. п. д.) будет:
Э 2 mv2 fv\2	/Qv
Т,в Э0‘~2	—	'
23
Для повышения 1% необходимо повышать величину действительной скорости истечения. Последняя, как известно, при истечении через сопло типа Лаваля, при адиабатическом процессе в сопле, может быть выражена формулой:
„ = <^ = ^/2^/,, V<[1 —V].
где <р — коэфициент истечения, связывающий действительную скорость истечения с получающейся по расчету,
vt — расчетная скорость истечения,
—давление в камере сгорания,
ра — противодавление,
— удельный объем газов в камере сгорания, k — отношение теплоемкостей.
Расчетная скорость vt есть скорость в предположении, как уже указывалось, адиабатического процесса в сопле, т. е., другими словами, идеального цикла.
Скорость t/j мы можем вычислять, исходя из двух положений: 1) что у нас не происходит никаких тепловых потерь, кроме потерь на идеальном цикле, и 2) что у нас есть тепловые потери на теплопроводность через стенки, на диссоциации и другие более мелкие.
Обозначим первую скорость v/t вторую Тогда термический к. п. д. будет:
Идеальная скорость истечения v0 может быть выражена иначе, чем формулой (3):
= 91,5 /Э' = >/2	428 Э'9
а именно
Э ==ср
где Т{ — температура в камере сгорания.
Кроме того из технической термодинамики известно, что
k 4^СР	П'Г
7,-т=-/?'и	=
где 7? — газовая постоянная; откуда
ь 428cpTt=^-lptvt,
и тогда
29
т. е. vQ есть скорость без потерь при истечении в пустоту, так как то же выражение мы получили бы, положив в формуле
значение />в=0. Следовательно,
При истечении в пустоту — =
Если бы при вычислении скорости v" мы могли учесть все тепловые потери и, кроме того, учли бы характер действительно происходящего цикла, то могли бы написать «индикаторный» к. п. д.:
На самом деле, вычисляя v/', мы хотя и можем учесть основные тепловые потери, но все же расчет ведем по идеальному циклу. Поэтому этот к. п. д. только приблизительно соответствует индикаторному. Последний правильнее всего писать:
( v'\ 2
где v' — действительная скорость истечения, но без учета механических потерь (на трение в сопле). Эта скорость может быть выражена
где К—некоторая опытная величина, и тогда
<//•
Механическим к. п. д. приближенно можно считать

так как на самом деле <р учитывает некоторые другие потери.
В ракетной литературе понятие о к. п. д. недостаточно ярко освещено.
Годдар применяет для определения степени полезного действия двигателя ракет так называемое «качество»1. «Качеством» Годдар называет отношение кинетической энергии вырывающихся из ракеты газов к те
1 Рынин, Теория космического поле.а, Ленинград, 1932, стр. 128.
30
пловой энергии горючего. Такое же определение к. я. д. встречается в немецкой литературе1.
Кинетическая энергия вырывающихся газов равна
mv2
Тепловая энергия горючего равна
428
и тогда «качество» Годдара будет
0,5 V2 1 г2
С~ 428-g-3'~?4(W’ Э''
Так как из формулы (3)
428^3' = ^ ,
то
__ 0,5 v2 _/ v у_
С~~Г|«’
т. е. «качество» Годдара сводится к нашему эффективному к. п. д.
Иногда встречается обозначение к. п. д. как отношение скоростей
—. Его называют струйным или гидродинамическим к. п. д. Ясно,, го ч го
Эту величину можно назвать к. п. д. только условно.
Величина т], для ракетных двигателей может быть достигнута очень высокого значения. Годдар достиг в своих опытах с пороховыми ракетами 7js = 64,53%. Немцы в своих опытах с жидким топливом достигли 7) 35,0%. Немецкий инженер Небель при работе на водороде и кислороде достиг v =. 3 300 м/сек. Следовательно, у его прибора rii? = 40,7%.
О величине других к. п. д. в настоящий момент говорить рано ввиду отсутствия соответствующих исследований. Можно ожидать, например, для rlm величины порядка 90% и выше, так как для турбин коэфициент истечения из сопла может быть порядка 0,95.
В заключение надо заметить, что все к. п. д., которые мы разобрали, относятся к двигателю ракеты, а никак не к самой ракете. Коэфициент полезного действия ракеты будет выведен нами в дальнейшем.
1 «Die Rakete», 11 (1928).
влияние давления на конструкцию ракеты
Так как термический к. п. д.
то ясно, что при работе^с противодавлением (т. е. в атмосфере), чем больше давление в камере, тем больше величина На диаграмме фиг. 8 представлено изменение с давлением в камере, причем k взято равным 1,666, т. е. как для одноатомных газов. Кроме того дана вторая кривая с Л =1,4, т. е. для двухатомных газов. И, наконец, дана третья кривая с k = 1,2, соответствующая приблизительно действительной тем-
Мы видим, что с увеличением давления в камере сгорания растет, причем особенно значительно при малых pt. Во всяком случае, будет выгодным работать при р, = 50 ат и, возможно, даже при немного большем давлении.
Дальнейшее увеличение дает сравнительно небольшое увеличение rJf. Увеличение ведет реально к увеличению скорости истечения. При работе в пустоте, когда ра = 0, fy = l и величина скорости истечения теоретически не зависит от давления в камере сгорания. На этом вопросе мы остановимся еще в главе о соплах, здесь же отметим, что, в настоящий момент мы имеем дело с ракетами, работающими в земной атмосфере, т. е. с некоторым противодавлением рл. В этих условиях выгодно повышать давление в камере сгорания.
Повышение давления выгодно и с другой точки зрения. Как известно,
32
диссоциация продуктов сгорания уменьшает температуру сгорания и, следовательно, скорость истечения, влияя таким образом на эффективный коэфициент) полезного действия. Следовательно, нам выгодно, чтобы степень диссоциации была как можно меньше, т. е. чтобы количество молекул, распавшихся на атомы, было как можно меньше, так как это распадение требует затраты на него некоторого количества тепла. 
М. Планк нашел1, что «если реакция сопровождается увеличением объема, то константа равновесия уменьшается при повышении давления и, следовательно, степень диссоциации тоже уменьшается».
Реакции сгорания наиболее распространенных и удобных топлив (углеводородов, водорода и др.) как раз сопровождаются увеличением объема, т. е. для уменьшения диссоциации их продуктов сгорания (воды и углекислоты) необходимо повышать давление р.. Например для паров в мы при Т=2 300° мы имеем следующие степени диссоциации;
р — 0,01 ат	7 = 10,0%
р = 0,10 »	7 = 4,70/.
р= 1,00 » .	7 = 2,2%
р = 10,00 »	7 = 1,0%
р = юи,оо »	7= 0,5%
Таким образохм увеличение давления в камере сгорания является одним из основных t условий получения высоких к. п. д. и, следовательно, скоростей истечения.
Если камера сгорания под большим давлением может быть сравнительно легко осуществима достаточно прочной (здесь мы не касаемся температурных условий работы такой камеры), то баки и система подачи, наоборот, очень трудно. Вопрос легче решается для лаборатории, где вес не играет роли, но для летающей ракеты работа с большими давлениями предъявляет тяжелые требования к конструкции.
На диаграмме фиг. 8 видно, что с увеличением k к. п. д. растет. С этой точки зрения выгодны пары металлов в качестве выбрасываемого вещества, так как они имеют максимальное значение Л.
влияние температуры на конструкцию ракеты
Желание получить максимально возможные скорости истечения приводит к употреблению очень калорийных смесей топлив с окислителями. Сгорание последних дает чрезвычайно большие (порядка 3 000—4 000°) температуры. Таких температур современные материалы не могут выдержать без расплавления. Необходимо материал стенок предохранить от этого или путем рационального охлаждения, или каким-либо другим путем. При решении этого вопроса необходимо итти как по конструктивной линии, так по линии специальных материалов.
Если в камере сгорания мы имеем таким образом «полюс» тепла, то в баках мы будем иметь «полюс» холода, так как необходимость компактности и наименьших габаритов заставляет нас газы брать
1 См. Колосовский, Химическая термодинамика, § 217, стр. 285.
33
е жидком состоянии. Низкие температуры (порядка—180 и до—250°) меняют механические качества материалов, и потому конструкция баков и арматуры для жидких газов приобретает особый характер. Кроме того легкая испаряемость * жидких газов ставит вопрос о тепловой изоляции баков. Таким образом мы в ракете имеем максимальный диапазон температур, с которыми приходится иметь дело, диапазон, не встречающийся нигде более в технике.
Остановимся несколько подробнее на влиянии температуры на материалы для ракеты. В основном нас интересует главным образом влияние температуры на механические свойства материалов.
Вопрос о влиянии высоких температур достаточно хорошо освещен в технической литературе1. Кратко можно сказать следующее: временное сопротивление у сталей и железа увеличивается приблизительно до 300° и затем быстро начинает падать. При температуре выше 500° сталь и железо уже не являются достаточно прочными материалами. Предел пропорциональности у них растет приблизительно до 400° и затем тоже быстро падает. Удлинение при разрыве падает до 200° и затем растет, причем нормальной величины достигает при +300—450° и дальше еще более повышается.
Специальные стали, как, например, нержавеющие, дают падение временного сопротивления сразу при повышении температуры, но при +500° еще достаточно прочны. Минимум удлинения при соответственной обработке достигается при + 800° и затем только оно начинает увеличиваться.
Временное сопротивление бронзы сохраняется примерно до 200° и затем падает. До этой же температуры сохраняется и удлинение при разрыве, а затем тоже начинает падать, достигая нуля примерно при +400°.
В общем при высоких температурах металлы сильно теряют в прочности. Влияние низких температур на металлы изучено очень слабо: известно, что стали при температуре около—180° становятся хрупкими и имеют удлинение в большинстве случаев равное нулю. Наоборот, цветные металлы при температуре жидкого кислорода не теряют удлинения.
Временное сопротивление на разрыв с понижением температуры вообще растет. Для железа оно увеличивается на 100%, Для меди на 50%,. для латуни на 43% 1 2.	(
Кроме влияния температуры на прочность металлов, необходимо помнить также и о влиянии ее на способность к окислению. Например высокие температуры в чрезвычайной степени способствуют окислению железа и сталей.
Таким образом все эти моменты не могут не отразиться на конструкции как камер сгорания, так и баков для жидких газов, а также промежуточных деталей ракеты.
1 Тимошенко, Курс сопротивления материалов, 1928, §12. Яковлев, Влияние повышенных температур на механические качества орудийного металла, «Война и техника* № 6—7 (1927). Монипенни, Нержавеющее железо и сталь, 1Ь32._ стр. 182, 82—88 и др.
2 Клебанов, Жидкий кислород, 1931.
34
<Бани для топлива и окислителя
В дальнейшем мы будем различать баки открытые, т. е. такие, в которых давление равняется внешнему и из которых жидкость подается насосами, и баки под давлением.
Баки открытые в настоящее время имеют повсеместное распространение в авиационной промышленности. Без сомнения, принципы их конструирования й постройки, применяемые в этой промышленности, должны быть перенесены и в ракетную технику, так как вопрос веса одинаково важен в обоих случаях. Здесь мы не будем касаться конструкций обычных открытых баков1 и остановимся только на специальных моментах, имеющих отношение к ракетной технике и касающихся главным образом баков под давлением и баков для жидких газов.
В современных ракетах подача горючего в камеры сгорания производится в большинстве случаев при помощи так называемого аккумулятора давления.
Фиг. 9.
Аккумулятором давления называется баллон (бак) с редуктором и краном, содержащий какой-либо газ, который, как только ему будет дана возможность, своим расширением произведет работу подачи жидкости в камеру сгорания.
Таким образом бак под давлением, кроме достаточной прочности, должен быть совершенно непроницаем как для жидкости, так и газа. Современная техника легко этот вопрос решает. Но здесь встает чрезвычайно важный вопрос о весе бака.
Вопрос о весе должен решаться вместе с вопросом о прочности. Рассмотрим бак цилиндрической формы, как наиболее удобный в конструкции и производстве, со сферическими донышками, как наиболее прочными при минимальном весе. Кроме этого цилиндрический бак наиболее удобен и в отношении габарита для ракеты, имеющей для пролета атмосферы (а пока мы можем заниматься только такими ракетами) удобооб-текаемую, удлиненную форму.
Рассматриваемый нами бак изображен на фиг. 9. Вес такого бака из материала удельного веса у будет:
0 =	(9)
Выразим вес как функцию наибольшего диаметра D.
1 См. Тихонравов, Авиационные баки, Госмашметиздат, 1934.
35
Так как объем бака U всегда бывает задан, то, считая его постоянным, выражаем длину I как функцию объема и диаметра.
Так как
ТО
(10) к d*
Кроме того из условия прочности бака при заданном внутреннем давлении р кг/см* и известном напряжении а кг/см* материала имеем:
> (D + d)p, ° = —4“ а'
а так как
ч D-d
0 =---Q-- >
то
D — d p D±d 2а ’
Величина в скобках зависит исключительно от взятого материала и расчетного давления. При решении нашей задачи это величина постоянна.
Обозначим ее буквой С, т. е.
d~DC.	(11)
Подставляя в формулу (9) длину из формулы (10) и из формулы (11), получим вес бака
где Кх и К — постоянные1.
Очевидно, что минимум веса бака будет получен при бесконечно малом внешнем диаметре.
Таким образом с весовой точки зрения, с учетом прочности, являются выгодными длинные, цилиндрические баки (трубы).
1 Проф. Ветчинки» дает следующую формулу соотношения веса бака и веса заключенного в нем газа:
— = 2 Т Го ° Gq . То а а —Р*
где Сг0 — вес газа,у0—удельный вес газа, р$— начальное давление газа.
Формула учитывает прочность бака с поправкой по Ляме, Вес донышек не учтен.
36
Распространено мнение, что для цилиндрических баков под давлением, при постоянном объеме, диаметр безразличен: вес не зависит от диаметра. Такое мнение могло возникнуть, если бы мы вышестоящую задачу решали без учета веса донышек; тогда получили бы, что вес является для заданного объема и внутреннего давления величиной постоянной и не зависящей от диаметра.
На самом деле влияние донышек достаточно велико, и оно скажется еще больше, если вместо полушаровых мы возьмем плоские донышки. Последние в отношении прочности менее благополучны и потому тяжелее.
Баки для жидких газов должны, кроме непроницаемости, позволять продолжительное время предохранять жидкость от быстрого испарения. Это особенно касается баков для транспортировки жидких газов.
Асбест
Асбест
Вакцург
УгыЬ '"'(6 сет he)
ОуинНод.
Железо
Фиг. 11.
Нейзильбер
В лабораториях для целей сохранения жидких газов употребляются* стеклянные дьюаровские сосуды (фиг. 10). Они имеют двойные стенки, посеребренные изнутри для лучшего отражения тепловых лучей. Из пространства между стенками воздух выкачан. Снаружи сосуд изолируется войлоком и заключается в металлическую, предохраняющую от ударов сетку. Большие дьюаровские сосуды могут служить транспортными баками для опытов с небольшими ракетами.
Для перевозок больших количеств жидких газов (в частности кислорода) употребляются специальные баки, приспособленные к транспортировке людьми (переносные танки) или автомобилем, или по железной дороге.
При взрывных работах при сооружении Днепрогэса применялись окси-ликвиты х, и переноска жидкого кислорода, необходимого для приготовления упомянутого взрывчатого вещества, производилась в баках, изо-
1 Оксиликвит — активированный уголь, смешанный с жидким кислородом.
37
сраженных на фиг. II1. Бак —по типу дьюаровских сосудов. Внутренний бак, в который наливается кислород, сделан из нейзильбера и имеет шаровую форму. Этот бак и его горловина окружены вторым баком, тоже шаровой формы. Пространство между баками представляет собой вакуум. Под нейзильберовым баком в сетке помещен уголь, поглощающий при низких температурах остатки воздуха, которые всегда будут в вакуумном пространстве. Наружный бак обложен асбестом и на специальных подставках заключен в коробку из оцинкованного железа.
Недостатком такого бака является присутствие угля в непосредственной близости к баку с кислородом. В случае течи этого бака кислород попадает в вакуумное пространство и образует с углем оксиликвит. Последствием является взрыв. Такие случаи были, и потому с баками такой конструкции необходима осторожность.
Вместо того можно получить
Кр biLuk а
Фиг. 12.
чтобы достигнуть вакуума выкачиванием воздуха, его другим способом, а именно — предварительно заполнить пространство газообразной углекислотой и герметически закрыть это пространство. При наливании жидкого кислорода и остывании бака углекислота легко сжижается (температура ее кипения—78°) и образует вакуум. Кроме того очень помогает сохранению жидкого кислорода внешняя изоляция.
Наилучшей внешней изоляцией считается шлаковая шерсть. Она безопасна при обливании кислородом. Для того чтобы помешать конденсации воды (а вода очень хороший проводник тепла) на шерсти, необходимо последнюю смачивать периодически кислородом или, как это делает фирма Хейланд, устроить циркуляцию испарившегося кислорода через пространство, занимаемое изоляцией2.
В хороших баках можно достигнуть потерь на испарение до 5°/0 в час. На ракетах баки в отношении быть устроены гораздо проще, так как к ним не предъ-
изоляции могут
является требование сохранять кислород в жидком виде очень продолжительное время. После их наполнения вскоре следует взлет и израсходование кислорода на горение топлива. Для ракет баки можно делать или совсем без изоляции, или с самоохлаждением за счет испаряющегося кислорода (см. фиг. 12).
«* *>орваа баков для жидких газов
Мы видели, что конструирование баков для жидких газов идет по линии борьбы с сильной испаряемостью их. Форма баков играет значительную роль в этом вопросе. Чем поверхность самого бака меньше, тем меньше поверхность соприкосновения с внешней средой, имеющей более высокую температуру, и тем, следовательно, меньше испаряемость жидкого газа.
i «Гигиена, безопасность и патология труда», I (1931), ст. «Взрыв баллона для хранения жидкого кислорода на Днепрострое».
* Сведения о добывании жидкого кислорода и о конструкции перевозных танков — см. Н. Клебанов, Жидкий кислород, 1931.
38
Наименьший по поверхности бак вместе с тем приблизительно и наиболее легкий. Это обстоятельство представляет также известные выгоды.
Произведем сравнение форм баков по величине их поверхности при условии равенства объемов. Объем примем у всех баков равным единице.
Обозначим: U — объем, равный единице,
Q — боковая поверхность, г—радиус, d — диаметр, h— высота.
Шар
о откуда
и боковая поверхность
<2 = ^ = 4,83.
Куб
Сторона куба — А. Тогда
Л7=Л3 = 1, откуда
А = 1, и боковая поверхность
Q=6A2 = 6,00.
Круговой цилиндр
откуда
. 1
А =—
кг2’ и боковая поверхность
Q = h • 2 кг + 2кгя=у + 2zr\
Имеем задачу на минимум:
9
Q/ = 4~r —-у —О, откуда
г=\/1 = 0,542, ч боковая поверхность
Q=5,538,
А = 0,588 .
Таким же образом, исследуя другие формы, составлена табл. 6.
39
таблица в
Форма	Параметры		Q		Примечания
	d или г	Л	при U = 1	Qtuapa —1	
Шар	 Циклоид	 Конус с полушаром .... Цилиндр с полушаром . . Круговой цилиндр 	 Параболоид 	 Пэлушар	 Куб		01,24 00,273 0,675 0,575 0,543 0,685 01,563	0,745 0,578 0,588 1,35 1,00	4,830 5,009 5,000 5,210 5,538 5,680 5,75 6,00	1,00 ‘ 1,035 1,035 1,080 1,145 1,175 1,19 1,24	См. фиг. 13 »	»	14 »	>	15
Фиг. 13.
Мы видим, что шар является наивыгоднейшей формой. Поэтому все сосуды „для жидких газов, особенно употребляющиеся для транспортировки и хранения, делаются шаровой формы.
Если мы построим кривую изменения Q по h для какой-либо формы, то получим характер кривой или такой, как на фиг. 16 (форма I), или такой, как на фиг. 17 (форма II).
Фиг. 16.
Увеличивая высоту бака Л, мы видим, что при баке формы I сильно увеличивается боковая поверхность; наоборот, имея бак формы II, мы увеличиваем боковую поверхность незначительно.
Для ракет, представляющих собой продолговатый аппарат, выгодны формы II, так как сделать бак с минимальной площадью поверхности
40
не всегда удается и часто необходимо отступить от наивыгоднейше формы. Формы II позволяют это сделать без особенного ущерба. К таким формам относятся параболоид, прямой круглый конус и др.
соединения трубопровод а и арматура
Из баков окислитель или топливо должны быть по определенной для? каждого случая системе трубопроводов поданы в камеру сгорания. В системе трубопроводов могут встретиться различные арматурные детали* необходимые для правильной работы двигателя, как то:
Фиг. 18.
и соединения трубопроводов, ничем не современной технике образцов А.
Фиг. 20.
а)	редукционные клапаны—для поддержания определенного давленшг в разных точках системы;
б)	обратные клапаны — для устранения возможности газу или жидкости течь в обратную сторону;
в)	краны (вентили) различных назначений и
г)	другие специальные устройства.
Все эти детали, а равно отличаются от известных уже
Остановимся только на некоторых моментах, интересных для рассматриваемых конструкций.
Трубы для трубопровода могут быть выполнены из разных материалов, но, конечно, желательно употребление наиболее легких, например алюминиевых и дюралюминиевых.
Плотность соединения трубопроводов — одно из условий хорошей работы всей системы. Для труб железных или медных эта плотность достигается сравнительно легко (см. фиг. 18—19). Ниппельное соединение применяется для невысоких давлений. Ниппели с прокладками могут быть употребляемы для давлений до 150 ат и даже выше.
АлюминиевыеАи дюралюминиевые трубы соединяются гораздо труднее, так как этот материал, в отличие от первых, не паяется. Соединение Виккерса для таких труб (фиг. 20) вряд ли сможет выдержать большие
1 См. хотя бы К. Бах, Детали машин, т. II, Гиз, 1930, главы о трубах и запорных приспособлениях.
41
давления. Соединения французской фирмы AM, употребляющиеся б авиации, годны только для малых давлений.
Чрезвычайно важным для арматуры трубопроводов является вопрос о замерзании при движении До ним жидких газов. Низкая температура последних вызывает быструю конденсацию паров воздуха и замерзание образовавшейся воды. Все движущиеся детали арматуры (например в кранах и клапанах) подвержены этому. Замерзание вызывает отказ в работе. Смазка этих деталей невозможна, так как все современные смазывающие вещества при этих температурах замерзают тоже. Основной борьбой с замерзанием является достижение отсутствия паров воды. Все детали кранов и клапанов перед началом работы должны быть абсолютно сухими и предохраняться от попадания на них влаги. Если примерзание все же произошло, то восстановление работоспособности данных деталей возможно только при отогревании, которое может быть произведено хотя бы поливанием водой.
Несмотря на это, вопрос смазки при температуре жидкого кислорода — вопрос чрезвычайно актуальный для ракетной техники.
лодача топлива и окислителя
Вопрос подачи топлива и окислителя из баков в камеру сгорания является одним из наиболее важных. Подача может производиться или под давлением, или каким-либо насосом. Как было выяснено ранее, подача под давлением, возможная для небольших ракет, становится, по причине очень большого веса, неприемлемой для ракет больших. Держать баки с большим количеством топлива под давлением, иметь специальные детали, создающие и поддерживающие это давление по мере расходования содержимого баков, явно нерационально. Возникает вопрос о применении какого-либо насоса для подачи горючего в камеру сгорания. Тогда баки и вся система до насоса становятся легче, и вес пустой ракеты понижается. За этот счет может быть взято лишнее топливо и улучшена летная характеристика ракеты.
Разберем вопрос о применении насосов и помп в современной технике: это прежде всего помпы шестеренные, центробежные и поршневые. Кроме них существуют и другие типы, гораздо реже встречающиеся, так что перечисленные являются основными.
Требуемая мощность, для того чтобы помпа работала желательным образом, может быть выражена формулой:
где U—объем перекачиваемой в 1 сек. жидкости, р—высота напора в м, у — удельный вес жидкости, Т|—к. п. д. помпы.
Для шестеренных помп как максимум равен 0,4; для центробежных т] как максимум равен 0,8, причем с увеличением напора понижается; для поршневых насосов Г| можно принять равным 0,9.
42
Подсчитаем величину N для насоса с подачей 1 кг жидкого кислорода (у = 1,135) в секунду. Давление возьмем в 100 ат (1 000 .и), так как при этом двигателя может быть получен равным 0,5 и с дальнейшим увеличением давления увеличивается незначительно. Тогда для поршневого насоса 18 л, с.
Если говорить о таких насосах, то, не принимая во внимание конструктивных трудностей, например смазки, которая удовлетворительно не может быть решена для жидких газов, надо наряду с этим подумать и о моторе, который будет приводить в действие эти насосы.
Авиационный двигатель, являющийся наиболее легким из всех современных двигателей, будет весить при 7V^2O л. с. около 20 кг (это в лучшем случае). К этому надо прибавить еще вес его установки с горючим для работы и, кроме того, еще вес насоса. Таким образом вес всей насосной станции на маленькой сравнительно ракете, взятой для примера, будет очень значительным.
С увеличением подачи — а в этом центр развития ракет — мы получим гигантские мощности насосов и веса их установок. Предложение Циолковского — использовать электромотор для приведения в действие поршневой помпы — еще более нерационально, так как даст еще более значительные веса. Это обстоятельство дало повод противникам применения ракет для полетов вне земли одним из главных возражений выставить именно этот пункт. Так, один из них писал, возражая проф. Оберту: «Представьте себе работу насосов, которые должны быть в состоянии подать в камеры сгорания очень большой ракеты в первую секунду полета 3 000 кг жидкого топлива!»... и «вы поймете весь абсурд этого»,— так по смыслу следует закончить эту тираду.
При выбранном нами давлении, при поршневом насосе, потребовалась бы мощность для приведения его в действие около 50 000 л. с.\
Оберт в ответе справедливо иронизировал: «Кто не знает содержания моей книги \ конечно, думает, при чтении этой фразы о поршневых, центробежных или тому подобных насосах, которые, конечно, не были бы в состоянии этого сделать». И Оберт предлагает ряд насосов особого типа, правда, не являющихся большой новостью в технике, но для нас представляющих огромный интерес.
Особенное значение эти насосы представляют для подачи жидких газов. Что касается топлива, то могут быть применены аналогичные насосы или, на первых порах даже для значительных ракет, может быть применена подача под давлением, ввиду того что количество потребного топлива (жидких углеводородов) значительно меньше количества окислителя (например для бензина приблизительно в 3,5 раза).
насосы Оберта
Проф. Обертохм предложено несколько схем насосов для подачи топлива в ракетном двигателе. Прообразом типа I послужил насос Гемфри, в котором смесь воздуха и паров бензина действует при взрыве не на поршень, а непосредственно на уровень воды. У Оберта смесь кислорода
л «VVege zur Raumschiffahrt».
43
и паров спирта действует при взрыве на жидкий кислород и спирт, перегоняя их из специальных бачков в камеру сгорания. Таким образом здесь мы имеем соединение в одной конструкции насоса и двигателя, приводящего первый в действие, причем это соединение не ^ханическое (при помощи, например, привода или какой-либо передачи), а органическое (т. е. невозможно отделить насос от двигателя).
Насос Оберта типа I имеет два сосуда а и б (фиг. 21), в которые попеременно небольшой насосик гонит спирт и в которые поступает также жидкий кислород. Последний поступает в нижнюю часть сосудов, а спирт в верхнюю. Количество поступающего спирта, по сравнению с количеством кислорода, небольшое.
В сосудах а и б находится натрий, который зажигает образующуюся Смесь спирта с кислородом. Давлением жидкий кислород вытесняется в сосуд с и
Фиг.
21.
сгоревших газов оставшийся здесь смешивается со спиртом, который насосиком тоже подается сюда.
Поскольку подача насосиками происходит в открытые баки, их мощность небольшая.
В сосуде с также находится натрий, который производит вторичный взрыв части смеси. Давлением, образовавшимся приэтом, смесь подается к камере сгорания, причем теплота взрыва частично используется для испарения смеси. Таким образом окончательное
камере топлива и окислителя — газообразное, сосудов а и б необходима для непрерывной
состояние подаваемых к Попеременная работа
подачи. Для этого же необходима и попеременная работа сосудов с, т. е. схема, данная на чертеже, есть только половина необходимой схемы. Насос предусматривает клапанное распределение.
Таким образом насос Оберта типа I есть взрывной насос. Оберт считает возможным натрий заменить электрической искрой.
Недостатком такого насоса является смешение спирта (топлива) с кислородом: взрыв газовой смеси над жидкой может вызвать детонирующий взрыв последней.
Несмотря на это, идея такого насоса показывает возможность обойтись без движущихся (кроме клапанов распределения) деталей, обойтись без вспомогательных агрегатов (гроде моторов с их специальным оборудованием), достигнуть непрерывности подачи и сделать подающий механизм по возможности простым и легким.
Насос Оберта типа 11 представляет собой кольцевой котел, герметически закрываемый после наполнения его топливом или жидким окисли
44
телем. Часть жидкости каким-либо способом испаряется, и образующийся под высоким давлением пар гонит жидкость к камере сгорания.
Таких котлов может быть несколько. Работают они попеременно, и этим достигается непрерывность подачи. Способы, которыми испаряется жидкость, следующие:
1)	реакцией с натрием, как в предыдущем насосе;
2)	подогреванием горячими газами из камеры сгорания;
3)	непосредственным вспрыскиванием в котел других нагретых паров.
Данная идея является очень плодотворной для конструирования насоса для легко испаряющихся жидких газов. При применении этой идеи к подаче топлива (например нефти, бензина, спирта) встретятся трудности, связанные с плохой, сравнительно с первыми, испаряемостью, так что, возможно, и не удастся для такого вида топлива построить насос по идее Оберта. Но для жидких газов, без сомнения, насосы будущих больших ракет станут использовать этот принцип, отличающийся экономичностью, так как в нем энергия расширения газа передается непосредственно продукту перекачки.
подготосна смзси для сгорания
Для того чтобы можно было произвести реакцию горения, из топлива и окислителя должна быть создана их смесь. Здесь мы не будем касаться количественной стороны явления, так как по этому вопросу не располагаем достаточным экспериментальным материалом. Очень может быть, что выгодными будут смеси, содержащие избыток топлива, для того чтобы по возможности весь кислород вступил в реакцию и тем самым окисление накаленных стенок камеры было сведено к минимуму.
Занимаясь качественной стороной составления смеси, мы должны решить вопрос о том, в каком виде следует подавать окислитель и топливо в камеру сгорания. Они могут быть поданы в жидком или испаренном виде. Жидкая подача, конечно, должна для большей полноты сгорания сопровождаться распыливанием.
Кроме того горючая смесь может быть получена или смешением в камере сгорания, или предварительным карбюрированием.
Подача в испаренном виде имеет большое число сторонников. Оберт в своих работах определенно идет по этому пути. По этому же пути шел советский исследователь реактивного движения инж. Цандер.
Этот путь имеет следующие недостатки: испарение должно производиться в особых резервуарах — испарителях. К этим резервуарам необходим подвод тепла, нужного для процесса испарения, и, следовательно, становятся необходимыми специальные приспособления для его подвода. При больших х подачах испарения с поверхности недостаточно и приходится предварительно жидкость разбрызгивать форсунками или другими аппаратами. Подвод испаренной жидкости (газа) требует трубопроводов больших диаметров. Все это происходит под рабочим давлением. Таким образом ракетный двигатель получает добавочный громоздкий агрегат.
Соединение процесса испарения с процессом образования смеси (насос Оберта типа I и некоторые схемы его ракет) чрезвычайно опасно при применении в качестве окислителя чистого кислорода, так как получаю
45
щиеся смеси большей частью чрезвычайно склонны к детонации. Смешение обоих компонентов смеси должно быть произведено в камере сгорания.
В современной технике мы имеем примеры сжигания топлива без предварительного обращения его в газ. Укажем хотя бы на дизели и нефтяные топки. У них топливо поступает в камеру сгорания в распыленном виде, и при этом удается достигнуть более или менее полного сгорания. Таким образом естественно, для простоты конструкции, избавиться хотя бы от испарения топлива. Это возможно, это рационально,, и это следует сделать.
С другой стороны, окислителем является жидкий газ (кислород),, который чрезвычайно легко переходит в газообразное состояние; поэтому, распиливая форсункой также и его, мы не должны очень сильно повлиять на полноту сгорания. Во всяком случае, потери от этого, при рациональном устройстве камеры сгорания, меньше, чем потери на весе конструкции из-за устройства испарительной системы. Кроме того при подаче горючего и окислителя в жидком виде в камеру сгорания (распиливание происходит в камере сгорания) получается более компактная и простая конструкция.
Таким образом, подойдя к тому, что как топливо, так и окислитель наиболее удобно, повидимому, будет подавать в жидком виде (окислитель, как жидкий газ, при подаче из бака к камере по трубопроводу будет отчасти превращен в эмульсию, т. е. в смесь пара с жидкостью) и распыливать форсунками уже в самой камере, необходимо остановиться на форсунках, которые мы имеем весьма различных типов.
В первую очередь следует обратить внимание на форсунки, применяемые в топках при сжигании жидкого топлива, так как только здесь мы найдем подачи того же порядка, что и в ракете.
Отсылая относительно различных типов форсунок к специальным работам *, можно сказать, что остановиться следует на механических форсунках — как потому, что они наиболее удобны для ракетного двигателя, так и потому, что они дают возможность достигнуть более совершенного процесса горения.
Подбор форсунок необходимо производить опытным путем, причем для горючего, трудно испаряемого, необходимо очень мелкое распиливание. Для жидкого кислорода, как очень легко испаряемой жидкости, можно допустить распиливание на более крупные частицы.
Расположение форсунок на камере должно обеспечивать наилучшее перемешивание частичек топлива и окислителя.
камера сгорания
Камера сгорания является центральным местом ракеты. Освоение постройки и конструирование ее представляют наибольшие трудности.
К камере сгорания мы представляем следующие требования: иметь выгодную для правильного и полного сгорания форму, быть легкой по весу, компактной для установки и работать определенное заданное время.
1 См. Варганов и Григорян, Приборы для сжигания жидкого топлива, 1930.
4S
Необходимо помнить, что в камере сгорания при употреблении активных окислителей (например чистого кислорода) развиваются температуры порядка 3 500° абс. Этих температур не знают современные
двигатели и они до сих пор являлись достижением лабораторий и 5 промышленности применялись для специальных целей. Эти температурь** плавят и делают неспособными к работе почти все материалы, • И по-
фиг. 23.
этому вопрос материала камеры сгорания, для ее хотя бы непродолжительной работы, стоит чрезвычайно остро.
Кроме высокой температуры камера сгорания работает в условиях присутствия кислотных химических соединений. Молекулы свободного кислорода охотно вступают при этом в реакцию не только с молеку-
лами топлива, но и с материалом самой камеры. Опасность окисления этого материала еще более велика, чем опасность расплавления.
Форма камеры сгорания в некоторой степени зависит от рода топливам форма камеры для твердого топлива будет отличной от формы камерьь для жидкого.
47
На фиг. 22 дана камера сгорания порохового ракетного двигателя; с такими камерами производились испытания на автомобиле Оппеля. На фиг. 23 дана камера сгорания пороховой ракеты Годдара. Обе эти камеры представляют сббой цилиндры, в которые набивался порох и сжигался. Оппелевская камера (конструктором двигателя был инж. Фолыс-харт) является примитивом, в котором не гнались за выгодной формой. Если форма задней части камеры пороховой ракеты не играет роли, то форма передней очень важна. В камере оппелевского автомобиля мы видим около сопла острые края, являющиеся вредными для правильного течения газа. У Годдара на эту часть обращено больше внимания: она сделана конической, но и это не является удовлетворительным.
Для жидких топлив немецкими исследователями была выработана форма яйцеобразной камеры (фиг. 24) с подводом топлива у сопла. По всей вероятности, такая или подобная ей формы будут достаточно выгодными. Во всяком случае, она хороша уже тем, что, во-первых, здесь нет мест застоя сгоревших продуктов, т. е. неиспользуемых пространств; во-вторых, может быть сделана достаточно компактной и, в-третьих, обеспечивает хорошее смешение компонентов реакции горения, а следовательно, и хорошее горение. Компактность камеры с подачей у сопла обусловлена тем, что она всегда может быть сделана меньше цилиндри
Фиг. 25.
Фиг. 26.
ческой камеры, с подачей у противоположного соплу конца. Такая камера дана на фиг. 25. Ее длина должна быть подобрана так, чтобы молекулы топлива, подойдя ко входу в сопло, являлись вполне окисленными или, другими словами, чтобы к момеЯту входа в сопло горение окончилось.
У камеры с расположением форсунок у сопла длина может быть сделана примерно вдвое короче (фиг. 26), так как от этого длина пути молекулы, необходимого для полного сгорания, не изменится.
Рассмотрим материалы для камеры сгорания с точки зрения высоких температур.
В табл. 7 даны точки плавления некоторых материалов. Мы видим, что только карбиды тантала, титана и вольфрама и условно сам вольфрам выдерживают температуры сгорания топлива в кислороде. Перечисленные карбиды — в&е кристаллические вещества, следовательно, мало прочные и притом очень редкие, как и сам вольфрам. Эти обстоятельства делают эти материалы мало пригодными для камеры сгорания ракетного двигателя.
Остальные металлы с точки зрения расплавления не подходят. Таким образом осуществление камеры сгорания, работающей более или менее продолжительное время без отвода тепла от стенок, невозможно, если не считать возможности изготовления камер из специальных металлов.
48
'таблица 7
Материал	тпл в °C	Материал	тпл в °C
Тантал-карбид ......	4 400	Железо 			1 600
Титан-карбид		3120	Никель		1455
Вольфрам-карбид ....	3150	Сталь		1400’
Вольфрам		3 000	Красная медь 		1084
Тантал		2 900	Желтая медь		900
Осмит		2 500	Бронза		900
Иридий	 Платина		2 400 1760	Алюминий		657
Эти камеры могут иметь в настоящее время только лабораторное значение.
Отвод тепла от стенок и таким образом понижение их температуры даст возможность сделать камеры из более обычных материалов, если будет соблюдено второе условие из выставленных выше, т. е. будет взят металл, плохо окисляющийся, или легко окисляющийся материал будет защищен достаточным слоем кислотоупорного материала. Если мы обратимся к металлам, как к материалам, обладающим достаточной прочностью, необходимой для изготовления камеры, то только группа так •называемых благородных металлов выделяется своей кислотоупорностью.
Кроме того некоторые другие металлы, например из распространенных— красная медь, латунь, бронза, алюминий и некоторые специаль-ц ные сплавы, достаточно кислотоупорны. Остальные, как, например, железо, углеродистые стали и др., наоборот, чрезвычайно жадно соединяются с кислородом, и камеры сгорания, изготовленные из них, были неудачными. Специальными покрытиями (например алитированием железа: покрытием слоем алюминия) можно достигнуть стойкости и железа против окисления (алитированием—до 1 100°).
Немецкие инженеры Небель и Ридель первые применили для камеры •сгорания ракеты («Мирак II») внутреннюю керамиковую обкладку, причем камера была сделана из стали. Огнеупорные кирпичи могут служить средством, предохраняющим стенки от окисления, а отчасти и от действия температуры. Огнеупоры нам известны трех видов: динас кислого характера, шамот нейтрального и магнезия основного. Из них .наиболее интересен динас, как выдерживающий продолжительную работу при 1 680—1 75'0°.
. Динас состоит по преимуществу из SiO2, имеет удельный вес 2,35 и обладает значительной прочностью при высоких температурах (временное сопротивление на сжатие 150—300 кг!см'*)9 плавится почти внезапно, без предварительного размягчения, сохраняя свои механические качества до плавления. При 1 6t)0° динас начинает выкрашиваться, что происходит из-за малой теплопроводности его (при этой температуре в печах прогретый слой динаса доходит до 25 мм, а глубже наблюдается резкое падение температуры).
Очень большой теплопроводностью обладает карборундум (карбид кремния SiC). У него огнеупорность выше 2 500э.
49
Кроме этих огнеупоров, конечно, могут быть употреблены графит, различные окиси и, в конце концов, новые, специально найденные.
Но огнеупоры одни не решают вопроса: они все же недостаточно хорошо противостоят высоким температурам (до 3 500°) и, кроме того, легко выбиваются молекулами газа, имеющими огромные скорости. Благодаря последнему обстоятельству особенно должно страдать критическое сечение сопла. Поэтому вопрос об отводе тепла от стенок не снимается» и здесь. Большое значение приобретают теплопроводные материалы. Они, даже имея низкие температуры плавления, благодаря хорошей* теплопроводности быстро и легко отдают полученное тепло веществу, которое способно отвести его (охладитель). В табл. 8 даны значения коэфициентов теплопроводности для некоторых материалов.
таблица 8
Материал	Коэфициент теплопроводности	Материал	Коэфициент теплопроводности
Серебро 		360	♦Цинк		95
♦Медь красная		330	Платина		60
Медь с фосфором ....	260	♦Железо		60-50
Золото 		250	Олово . . . 		54
♦Алюминий		175	Никель		50
♦Медь желтая		108—72	Сталь ...... н	.	45—22
Звездочкой в таблице отмечены практически пригодные материалы. Первое место среди них занимает красная медь и затем алюминий. Инж. Небель и Ридель (Германия) от камеры с керамикой перешли на камеру из алюминия с медной облицовкой изнутри 1 («Мирак III»).
Надо остановиться на факте необходимости высокой температуры в камере. Мы знаем, что желание получить возможно большие скорости истечения газов из сопла привело нас к активным окислителям и, следовательно, к очень высоким температурам. Охлаждение двигателя, связанное с отводом тепла, понизит эту температуру и понизит, следовательно* также и скорость истечения. Кроме того вряд ли будет возможным понижение температуры стенок камеры посредством охлаждения до безопасного предела. Количество тепла, которое необходимо отвести, настолько велико, что даже самый теплопроводный материал будет не в состоянии этого сделать.
Оберт обратил внимание на то, что увеличения скорости истечения можно достигнуть не только путем высокой температуры, но и увеличением газовой постоянной, т. е. путем применения специальных составов топлива. Так как скорость истечения
1 Следует указать на бериллиевую бронзу и бериллиевую хромоникелевую сталь*. Как на возможные материалы для камеры сгорания. Первая отличается прочностью при высоких температурах и высоким коэфициентом теплопроводности,, вторая — прочностью и большой стойкостью против окисления.
50
то очевидно, что увеличение R увеличивает v. Углекислота имеет R =19, воздух 29, азот 30, наконец водяной пар 47. Но водород имеет R = 421!
Идея Оберта состоит в том, что следует увеличивать R и понижать Т путем увеличения содержания водорода в подаваемой смеси.
На фиг. 27 дана диаграмма изменения температуры и скорости истечения по избытку молекулы Н2 при сгорании водорода в кислороде Ч Теоретически на 1 кг Н2 необхддимо для полного сгорания 8 кг О2. Эта точка взята за начало координат. Мы видим, что при избытке Н2 примерно в 2,5 кг скорость истечения даст максимум, причем температура вместо 3 800° будет только 1 800° 1 Другими словами, выгодно в данном случае дать избыток топлива, т. е. работать на богатой смеси (см. предыдущую главу).
В других случаях, по всей вероятности, можно подобрать такой состав топлива, чтобы, уменьшив температуру, не проиграть на скорости истечения.. Возможно, что при этом не получится такой разительной картины, как при применении водорода в качестве топлива. Во всяком случае, необходимы исследования по этой линии.
Подводя итоги вопросу о материале для камеры сгорания ракеты и отбрасывая все редкие риалы, первое риалом
условии хорошего, охлаждения и возможно лучшей защиты изнутри каким-либо хорошо проводящим тепло огнеупором. Время жизни такой камеры, возможно, будет
минутами, но это обстоятельство не играет большой роли. В следующей главе мы этим вопросом займемся подробнее.
Из рассмотренного нами материала видно, что ракета (ракетный двигатель) не имеет сходства с современными двигателями.
Если ясно, что ни паровая машина, ни легкий двигатель внутреннего сгорания не могут передать хотя бы части принципов своей конструкции ракетному двигателю, то в отношении дизеля ясности как будто нет. Возвратимся к вопросу о подаче топлива в камеру сгорания. В последней мы имеем некоторое давление. Органы подачи, расположенные перед форсунками, находятся тоже под давлением. Последнее больше давления в камере настолько, чтобы разницы хватило преодолеть гидравлическое сопротивление трубопроводов и форсунок. Эта разница по абсолютной величине может быть сделана небольшой.^ Таким образом в ракетном
измеряться максимально несколькими
специальные, в настоящее время мате-придется признать, что на время наилучшим мате-явится красная медь — при
1 «Die Rakete», 11 (1928): Einfuhrung in das Raumfahrtproblem.
51
двигателе мы имеем относительно небольшое давление подачи. Кроме того отличительной особенностью ракетного двигателя являются огромные количества подаваемой в камеру сгорания смеси и непрерывность работы.
Эти моменты делают его непохожим на дизель, но в свою очередь они же указывают на прототип в виде нефтяной топки. В последней мы имеем сгорание больших количеств топлива, подаваемого под небольшим давлением. Топливо, сгорая, отдает свое тепло котлу (который можно рассматривать как охладитель у ракетного двигателя) и продукты сгорания удаляются через трубу (сопло у ракетного двигателя). Подача и сгорание у топки, как и у ракеты, непрерывны.
Таким образом нефтяная топка является аналогом ракетного двигателя.
необходимое время работы ракетной камеры сгорания
Из предыдущего мы видели, что чрезвычайно трудно достичь продолжительной работы ракетного двигателя. Оказывается, что данное обстоятельство не является мешающим применению его для подъема ракет.
Обозначим:	i
Gt —-вес всего двигательного вещества, находящегося в ракете в момент взлета,
G — секундный расход продуктов сгорания в кг.
Тогда время t работы двигателя (в секундах)
'=§ .	(И)
ч
Так как двигатель дает тягу Р, то полный начальный вес ракеты Gп должен быть меньше тяги, иначе невозможен будет взлет. Обозначая коэфициент, показывающий, во сколько раз полный вес меньше тяги (перегрузка), через л, будем иметь
откуда
°-=,7'	(13)
Вес двигательного вещества Gn меньше полного начального веса, так как существует конструкция (ракета), в которой это вещество находится и при помощи которого выбрасывается (двигатель) для получения силы тяги. Обозначим через k коэфициент, показывающий, какую часть но весу занимает в полном начальном весе ракеты двигательное вещество (топливо плюс окислитель):
откуда
Gt~kGn.
(14)
52
Тогда время работы двигателя по формуле (12), принимая во внимание формулы (13) и (14), физически может равняться
или, найдя величину Р из формулы (2),
__ V k — ? ’“ ’
а приняв во внимание формулу (8) и определив из нее скорость истечения v9
tr=vQ k g 'n'
Найдем /, исходя из существующих на настоящий день максимальных достижений.
Величину п обычно берут не меньше 2.
Величина k =0,64 (ракета Винклера; другие известные нам ракеты имеют k меньше).
Величина т1э = 0,6453 (Годдар) для порохов, т. е. для v(,~-3 220.
Величина т<э= 0,407 (Небель) при сгорании водорода в кислороде. Здесь v = 3 300 м/сек и -по = 517О.
Тогда для порочных ракет
t = 84 сек. = 1,4 мин., для водородных
/ = 107,5 сек. = 1,78 мин.
Так незначительны продолжительности работы ракетного двигателя, которых мы должны достигнуть на сегодняшний день!
Но техника, двигаясь вперед, изменит эти цифры. Попробуем найти теоретический предел времени / при современном состоянии физики. * Возьмем величину п бесконечно близкой к единице, но все же большей последней. Возьмем величину Л = 1, т. е. будем считать, что ракета сгорает вся без остатка. Возьмем величину т1э=1, т. е. будем рассматривать истечение с идеальной скоростью ^0. Возьмем, наконец, наибольшее значение v0 = 517O (водород горит в кислороде), тогда /= 526 сек. — = 8,78 мин. Будем сжигать бор во фторе, тогда -ив=5 610 и / = = 572 сек. =9,54 мин. Наконец будем сжигать водород в озоне, v9 = 5 720. и тогда / = 583 сек. = 9,71 мин.
В общем идеальный случай дает около 10 мин. работы двигателя. В действительности необходимо значительно меньше. Если бы мы осуществили для времени работы величину ббльшую, чем вычисленная здесь, то нчаша ракета просто не поднялась бы.
Таким образом современная ракетная техника не может предъявить требования значительной продолжительности работы к ракетному двигателю, установленному на ракете.
53
Все сказанное не может быть отнесено к крылатому летательному аппарату с ракетным двигателем. Но и этот последний имеет свой предел для /, диктуемый его грузоподъемностью, а, кроме того, имея незначительный к. п. д., что будет видно из дальнейшего, он не годится вообще как машина для передвижения.
Увеличение продолжительности работы ракеты может произойти только при переменном расходе. Переменный расход может понадобиться, например, для полета с постоянным ускорением. Здесь расход в зависимости от времени выразится логарифмическим законом. Время работы двигателя будет бесконечно. Однако осуществление такого двигателя с хорошим к. п. д. встретит значительные трудности.
охлаждение камеры сгорания
Существует несколько методов охлаждения камеры:
1.	Охлаждение окислителем или топливом. Это наиболее логичный метод охлаждения. Здесь используется не только низкая температура окислителя, (жидкого газа), но также и то тепло, которое отводится от камеры. Это тепло может итти на испарение окислителя или топлива. Поэтому такое охлаждение очень удобно при подаче газообразной смеси r камеру сгорания. Кроме того тепло, отнятое окислителем или топливом от камеры сгорания, опять возвращается в нее при подаче, и этим к. п. д. двигателя увеличивается.
Ракета «Мирак 1» имела камеру, непосредственно помещенную внутри бака с жидким кислородом. Следствием сильного испарения кислорода был взрыв этой конструкции. Таким образом стационарное охлаждение кислородом нерационально. Необходима циркуляционная система охлаждения, т. е. кислород должен подводиться к рубашке, окружающей камеру, и затем итти уже в камеру.
При охлаждении окислителем, конечно, необходимо принять во внимание и взаимодействие его с материалом стенок.
Подобным же образом может быть разработана и система охлаждения топливом. Правда, топливо не имеет той низкой температуры, которую имеет жидкий газ, поэтому охлаждение будет менее интенсивным.
Охлаждение топливом или окислителем имеет большое значение и сточки зрения экономии веса, так как в груз не войдут добавочные охлаждающие вещества.
2.	С этой точки зрения выгодно также охлаждение воздухом, но оно возможно только при полете в атмосфере-и, следовательно, для небольших ракет.
3.	Охлаждение водой, широко практикующееся в современных моторах, вряд ли будет выгодно для ракет по причине большого увеличения веса.
Есть жидкости более выгодные, чем вода. Примем за коэфициент сравнения количество снятых калорий на единицу веса жидкости, т. е.
У 9
где
М
с —средняя теплоемкость; с для воды равно единице;
—	начальная температура жидкости;
—	конечная температура жидкости;
у — удельный вес.
Для воды, которую мы должны нагреть от 15 до 100°, k = 85.
Для этиленгликоля, в настоящее время употребляемого иногда для охлаждения авиамоторов, который мы можем нагреть.от 15 до 197° и у которого с = 0,6 и у=1,11, Л = 98.
Для глицерина, который мы можем нагреть от 15 до 290° и у которого £ = 0,58 и у=1,26,	126.
Таким образом обе последние жидкости уже выгоднее воды. Можно найти и другие жидкости.
Итак охлаждение специальными жидкостями камер сгорания ракет вполне может иметь место. Вода, как очень распространенная жидкость, может найти применение там, где вопрос веса не играет роли, т. е., например, при лабораторных работах с камерами.
4. Следует, наконец, указать на так называемое испарительное охлаждение, которое состоит в том, что вода, доведенная до точки кипения, циркулирует около камеры и снятое тепло идет на парообразование. Поскольку скрытая теплота испарения воды равна 539 кал, то коэфициент Л = 539. Этот способ охлаждения в настоящий момент с успехом ис-пользуется для некоторых автомоторов и постепенно находит себе применение и для авиамоторов.
Основным недостатком систем с охлаждением посторонними жидкостями (т. е. не окислителем и не топливом) является то обстоятельство, что тепло, отнятое этими жидкостями, является потерянным. Таким образом к.'п. д. двигателя при этом несколько уменьшится.
Из всех систем, конечно, лучшая — циркуляционная, причем охлаждающей жидкостью служит кислород. Для продолжительно работающих ракетных двигателей такая система будет необходима, но для ракет с малым временем работы их мотора эта система может быть при желании заменена стационарной. Охлаждающая жидкость, окружающая камеру сгорания, неподвижна, и количество тепла, которое она сможет снять, равно только тому, которое потребуется для нагрева всей массы этой жидкости до точки кипения.	t
сопло
Сопло — аппарат для выпрямления полета беспорядочно движущихся молекул газа или аппарат для t направления полета молекул в желаемую сторону.
На фиг. 28 представлена камера сгорания с соплом. Молекула т имеет скорость Ударяясь о стенки камеры, молекула беспорядочно летает по камере. Попав в критическое сечение сопла и начав отражаться от конусной поверхности сопла, молекула вылетает наружу, имея скорость, направленную горизонтально.
Термодинамически сопло есть аппарат, позволяющий превратить потенциальную работу избыточного давления в камере и работу расширения газов в энергию движения струи.
55
Сопло должно быть подобрано так, чтобы по возможности у веек молекул скорости при выходе были параллельными оси сопла. Скорость истечения может быть больше средней скорости всех молекул, так как в сопле часть энергии вращения молекул может перейти в энергию поступательного движения.
Теоретически можно подсчитать только площади сечений сопла, и в том числе площадь выхода и площадь критического сечения (фиг. 29). Длина сопла и угол конуса подбираются опытным путем (полный угол бывает от 8 до 20°).
При работе ракетного двигателя в пределах атмосферы-всегда существует противодавление выходу газа из сопла. Обозначим:
pi —давление в камере
сгорания,
ра—противодавление (давление атмосферы), — давление при выходе.
Если рц=рп) то такое сопло мы будем называть нормальным.
Если Рь<^Ра> то> согласно предположению проф. Стодола, происходит удар струи газа за счет внезапного повышения давления после расширения в сопле, что влечет за собой потерю кинетической энергии. Такое сопло мы будем называть длинным.
Если Рь^>Рл* то газ вытекает из сопла, имея некоторый избыток давления. Сопло не используется полностью и становится более или менее удачным насадком. Такое сопло мы буД?м называть коротким.
Для правильного использования сопла необходимо, чтобы — pti Р этом случае мы получим максимальную тягу.
На фиг. 30 дано длинное сопло; —1, р0<ра. Следовательно, вну-трЬ сопла есть сечение с давлением р=Л. В этом сечении обязательно-должен происходить отрыв газа от стенок, и здесь струя начинает суживаться, сдавленная внешним давлением.
, чНа фиг. 31 дано короткое сопло; ра =*= 1 И р* >ра. Струя, имея избыток давления, при выходе из сопла расширяется.
При полете ракета проходит слои атмосферы с разными давлениями ц.рртрму ерплб работает с разными противодавлениями. Если сопло рассчитано на противодавление дв=1-, то с подъемом вверх ра будет уменьшаться и сопло станет коротким. Если мы сделаем высотное соплож
56
т. е. сопло, рассчитанное на противодавление, соответствующее какой-либо высоте, то это сопло будет длинным для работы на земле. Таким образом при полете на разных высотах мы всегда будем иметь потери от несоответствия сопла какой-либо высоте.
Посмотрим, чему будет равна тяга ракеты, если не соблюдено условие рь=ра. Положим, что p^J>pa (сопло коротко). Теория истечения дает в этом случае возможность подсчитать скорость истечения v, которая будет меньше скорости истечения при р^=ра. Укорачивая сопло, мы дойдем до критическогос ечения. Скорость истечения в этом случае будет равна скорости звука в физических условиях состояния газа в критическом сечении.
Часть тяги может быть вычислена по формуле (2):
р = mv.
Но’ кроме этой силы на ракету будет, действовать и другая:
/?0)>
где /—площадь сечения выхода сопла. Эта сила является необходимым условием статического равновесия сил и появляется потому, что суще
ствует перепад давлений от давления у выхода к внешнему давлению... Эти давления не уравновешены и, следовательно, сила тяги должна исчисляться по формуле
P = mv+f(p.-pa).	(15) *
Эта сила тяги будет меньше той, которую мы получили бы, выполнив сопло согласно условию р^=ра-
Обратимся к случаю p*<ipa- Если не принимать во внимание наличия явления удара струи, то аналогично сила тяги
P==fnv— f(pa — р').
-Наличие удара сделает тягу еще меньше. Таким образом короткое сопло меньшее зло, чем длинное.	.
1 Эта формула может быть выведена теоретически.
Обратимся к вопросу об изменении силы тяги с подъемом на высоту. Рассматриваем явление руководствуясь теорией истечения. Ввиду того •что скорость истечения, есть функция давлений в сопле, мы получаем, что скорость истечения из данного сопла постоянна по высоте: выходное отверстие сопла не меняется, а давление в нем не зависит от изменения противодавления. Другими словами, количество движения вытекающей струи газов для данного сопла не зависит от противодавления и, таким образом, постоянно с подъемом на высоту.
Но выше было сказано, что, сопло рассчитанное для земли, на высоте будет коротким. Тягу необходимо вычислять по формуле (15), и она сбудет, как нетрудно заметить, больше, чем тяга у поверхности земли. .В безвоздушном пространстве, где ра = 0, тяга будет
Pm^ = mv +Jр0.
Если сопло было рассчитано нормальным (р0 =рЛ) для земной поверх-, оюсти, то pQ = 1, и тяга в безвоздушном пространстве

Это максимальное значение тяги.
Таким образом тяга ракеты с подъемом на высоту увеличивается.
На фиг. 32 дана высотная характеристика ракеты (ракетного двигателя) с соплом, нормальным для работы на земной поверхности.
В связи с этим находится чрезвычайно интересный и важный для будущего развития ракет вопрос о работе сопла в пустоте. Этот вопрос интересовал многих исследователей, что вполне естественно, так как ракеты в будущем должны применяться главным образом вне атмосферы. Обратимся к опытам Годдара в Америке * *.
В 1924 г. в статье «Почему ракета летит в пустоте?» Годдар писал: «В пустоте газы вытекают из ракеты быстрее 2, чем в «воздухе. Чтобы ^подтвердить это, я зажигал ракету так, что газы устремлялись в резервуар, где воздух был разрежен в 1500 раз. Ракета была подвешена к пружине. При взрыве пороха в ракете газы устремлялись вниз, в пустую кольцевую трубу. Сама ракета отбрасывалась вверх, отмечая величину поднятия чертой на закопченном стекле. По величине поднятия ракеты можно определить силу, приводящую ее в действие. Результаты опытов показали, что сила, увлекающая ракету, в пустоте на 20°/е больше, чем в воздухе обычной плотности».
Вот результаты Годдара в цифрах:
порох «Du Pont»: va = 1 907 м/сек vn = 1 797 »
порох «Infaillible»: va = 2 082—2 154 м/сек vn = 2 340—2 405 »
-1 Ранее опыты по этому поводу производил в 1905—1907 гг. проф. Биркелайд
• (Норвегия).
2 Выше было показано, что дело не в увеличении скорости. Здесь Годдар делает ^ошибку.
58
Здесь индекс «а» обозначает скорость истечения газов из сопла в атмосфере, а индекс «п»— в* пустоте.
. Нужно заметить, что очень трудно осуществить истечение в вакуум, так как моментально образуется противодавление за счет газов сгорания. Известно, что, например, 1 кг нитроглицерина дает при сгорании 713 л газа, а 1 кг тротила даже 981 л. При опыте эти газы должны быть моментально удалены из вакуум-камеры, в которую происходит истечение, для того чтобы не образовалось противодавления. Потребуются газовые насосы очень большой мощности, или вакуум-камера должна быть очень больших размеров, а опыт кратковременным. Поэтому опыты Годдара являются несовершенными. Возможно, что процент увеличения тяги в действительности ниже полученного им. Сам Годдар считает, что этот процент в действительности выше.
Скорость истечения из сопла выражается формулой:

При ра = 0, т. е. в пустоте,

т. е. если не учитывать зависимости температуры от давления (что имеет место только при наличии диссоциации), то скорость истечения в пустоту является постоянной величиной и не зависит от величины давления в камере. Это очень благоприятный факт, так как выгодно иметь малые давления в камере. Они обеспечивают легкость соединений, более простую и легкую по весу конструкцию.
Поскольку значение диссоциации велико, то этот благоприятный факт «е имеет места, и мы при истечении в пустоту должны считаться с давлением в камере. Повышение в ней давления и в пустоте даст повышение величины* и скорости чистечения, так как температура сгорания Г* будет увеличиваться.
Кроме того является важным ’гот момент, что расчетное сопло для пустоты не может быть практически выполнено и, следовательно, не может быть получена и скорость истечения по вышеприведенной формуле. Как известно, площадь / сечения выходного отверстия сопла определяется формулой:
у_______,______const
V При рв = 0 легко видеть, что величина/должна быть равной бесконечности, а следовательно, бесконечности должна равняться и длина сопла. Практически мы можем выполнять только конечные сопла, и последние для пустоты будут такими, какие мы выше назвали короткими.
33
Из всего сказанного ясно, что для достижения максимально возможных скоростей истечения необходим правильный подбор сопла. Этот подбор может быть сделан расчетным путем и затем проверен на опыте. Вследствие несовершенства расчета, которое происходит из-за того, что мы имеем очень мало опытных коэфициентов для сгорания топлива в других, окислителях, кроме воздуха, часто вообще подбор сопла производят опытным путем. Давление в камере сгорания определяется размерами критического сечения сопла. Меняя последнее, легко достигнуть желаемого давления в камере сгорания. Сечение выходного отверстия и длина сопла влияют на величину тяги ракеты, и опыт (как и теория) показывает, что существует максимум тяги при переменных длине (или угле раствора) и площади выходного отверстия.
Материал для изготовления сопел должен быть плохо окисляющимся, так как в продуктах сгорания, нагретых до высокой темпе* ратуры, всегда есть свободный кислород. Накаленные сопла из хороша окисляющегося материала легко и быстро сгорают, поэтому охлаждение сопла очень желательно.
Очень важна обработка внутренней поверхности сопла. Полированные сопла дают меньшие потери, чем только* шлифованные и особенно точеные. Причина заключается в чрезвычайно больших скоростях газа вдоль стенок. Сопротивление движению этого газа должно быть минимальным.
аажигание
Зажигание в ракетном двигателе может быть электрическим (искровой, свечой, свечой накаливания и др.) или медленно горящими составами, вводимыми предварительно в камеру сгорания. Зажигание необходимо только для вспышки, далее смесь горит сама непрерывно.
Упомянутые составы могут быть порохового происхождения или другого, например магниевые или алюминиевые (термит). Они зажигаются посредством шнура. Их недостаток тот, что момент начала горения смеси нечетко выражен. Зажигание свечой, избавляя от необходимости вводить посторонние тела в камеру, имеет тот недостаток, что свеча является при дальнейшей работе двигателя или ракеты мертвым грузом, так как в ней нет необходимости после начала горения.
Свеча должна быть сконструирована таким образом, чтобы во все время работы не расплавиться и тем самым -не образовать отверстия в камере, поэтому материал изолятора и гильзы свечи должен быть огнеупорным и обладать большим коэфициентом теплопроводности — для лучшего отвода тепла. Эти требования предъявляются и к свечам авиамоторов для увеличения продолжительности и надежности их работы.
Гильза, при помощи которой свеча ввертывается в корпус камеры сгорания, может быть сделана из меди, которая удовлетворяет поставленным условиям. Значительно труднее обстоит дело с изолятором. В таблице-на стр. 61 даны некоторые материалы изоляторов.
• Наиболее подходящим является синтекорунд (получается из окиси алюминия), который применяется немецкой фирмой Сименс и Гальске.
£3
таблица 9
Материал
Точка плавления °C
Теплопроводность
Слюда...................
Фарфор .................
Стеатит ................
Синте корунд............
1380
1670
1560
2 050
0,3
0,84
1,25
16,8
управление двигателем
Цель управления двигателем — это изменение величины силы тяги. Пуск двигателя в ход, подразумевающий управление открытием кранов и зажиганием, не будем относить сюда. Так как сила тяги
Р = — V
и так как величину скорости истечения v мы непосредственно менять не можем (для этого были бы необходимы переменные сопла), то для изменения силы тяги необходимо менять количество подаваемой смеси G. Это достигается управляемыми форсунками, позволяющими менять сечение их отверстий. Меняя величину G, мы несколько будем менять и скорость v, так как величина подачи влияет на величину давления в камере.
Управление должно быть осуществлено на расстоянии, специальными проводками. Для ракет на первых порах управление не будет иметь значения, и в нем появится необходимость только при наличии в ракете человека. В проекте инж. Небеля, в его ракете с пилотом, последний из кабины управляет кранами и этим путем даже направляет полет ракеты. В настоящее время управление ракетным двигателем может иметь место в лабораторных установках и должно служить исследовательским целям.
стационарное испытание ранет
Целью стационарного испытания ракеты является: 1) установление факта работы двигателя; 2) определение наивыгоднейших услов и ^ работы (правильный подбор смеси, сопел, материала и т. п.); 3) получение опытных величин, характеризующих двигатель.
Последний пункт состоит в измерении силы тяги и расхода двигателя. По расходу и тяге мы можем вычислить скорость истечения и по ней температуру в камере сгорания.
Для измерения тяги применяется обычно динамометр. На фиг. 33 дана схема весов Вальера для измерения силы тяги пороховых ракет. Динамометр снабжен самописцем.
На фиг. 34 дана схема немецкого балансирного станка для измерения силы тяги обычных ракет.
На фиг. 35 дана схема ударного прибора, основанного на том принципе, что струя газа, меняя направление на 90°, производит давление на диск, равное ее секундному количеству движения.
61
Фиг. 33.
Ракета при такой установке неподвижна, что представляет большие удобства. Струя продуктов сгорания ударяется о плоскую пластину, давление на которую и заме-. ряется.
Эти весы имеют тот недостаток, что дают правильную тягу лишь при наличии у двигателя нормального сопла [тяга исчисляется по формуле (2)]. В случае короткого соплд [тяга исчисляется по формуле (15)] тяга, даваемая прибором, будет преуменьшена, так как он не покажет той части тяги, которая зависит от наличия статического неравновесия.
пружинных весов для определения
На фиг. 36 дана возможная схема силы тяги.
Чрезвычайно интересным является совместное использование ударного прибора и пружинного динамометра. Здесь тяга ракеты измеряется динамо-
метром, а количество движения струи — прибором фиг. 35. При одинаковых показаниях обоих приборов мы уверены, что выбрано сопло*
62
нормальное. Обратно, разность показаний ДР даст возможность подсчитать давление в концевом сечении сопла, так как

Таким образом при помощи этих * приборов может быть произведена* проверка подбора сопла.
Расход может быть замерен или как средний — по общему расходу за определенный отрезок времени, или при помощи специальных приборов.
Для изучения или контроля работы отдельных деталей двигателя могут* быть употреблены различные приборы: манометры—для определения давлений, термопары — для температуры и т. п.
Рассмотрим стационарную установку для испытания ракетного двигателя, применявшуюся за границей (фиг. 37).
В бак А наливается жидкий кислород. Кран № 1 открыт, и испаряющийся кислород уходит в атмосферу. Закрывая этот кран, заставляют кислород под давлением своих паров течь в камеру сгорания, находящуюся на балансирном станке и охлаждаемую циркулирующей водой. Камера и вода сильно охлаждаются. Затем
кран № 1 открывают опять. У сопла помещают вату, смоченную бензином. Ее зажигают электроискрой и, открывая кран № 2, давлением азота подают в камеру бензин. Когда приток горючего будет достаточен, кран № 1 ставят в такое положение, чтобы: 1) разобщить кислородную систему от атмосферы и 2) из бака В, в котором находится сжатый кислород, перепустить последний в бак А и тем самым заставить жидкий кислород течь в камеру сгорания, где и происходит горение.
Перед окончанием опыта первым долгом прекращают при помощи крана 1 подачу кислорода, а затем подачу горючего. Если сделать наоборот, то в присутствии свободного кислорода раскаленная камера легко может сгореть.
выбор и оборудование места для опытов
Опыты состоят из различных испытаний работы двигателя на земло и из полетных испытаний. Поскольку полеты не вышли еще из пределов атмосферы, то место для опытов именуется ракетным аэродромом или ракетодромом. *
Опыты с ракетами должны быть отнесены к ряду опасных как для экспериментатора и обслуживающего персонала, так и окружающих предметов. Поэтому выбор и оборудование места для опытов должны быть произведены именно с этой точки зрения.
63
В качестве примера остановимся на описании ракетодрома в лБерлйне (Райникендорф-Вест), как единственного, о котором есть сведения в литературе.
Этот ракетодром основан в сентябре 1930 г., и 12 марта 1931 г. на нем было произведено первое испытание, а 14 мая 1932 г.—первый подъем ракеты. В период с мая 1932 г. до мая 1933 г. на нем было произведено 220 опытов с горением и 85 стартов ракет.
Ракетодром имеет площадь 4 kml. На нем имеются бетонные блиндажи -и высокие прочные валы, ограждающие места опытов. На ракетодроме имеются два дома: первый представляет собой помещение для обслуживающего персонала, во втором помещается мастерская. Испытательный станок помещается в 20 м от жилого дома и огорожен валом. Станком управляют посредством тяг на большом расстоянии.
Весь ракетодром электрифицирован. Ракетодром имеет свой автомобиль, специально оборудованный для выездных опытов с целью демонстраций полета ракет.
Вилли Лей, вице-президент немецкого «Союза для полетов в безвоздушном пространстве», на основании работы и эксплоатации берлинского ракетодрома выставляет следующие требования для такого рода станций:
1.	Площадь ракетодрома должна быть в 6 км\ причем из них 5 км* может быть занято водой, но тогда необходима моторная или гребная лодка.
2.	Плац должен иметь открытые обзоры; маленькие возвышенности, насыпи, группы деревьев не являются помехой.
3.	Плац должен быть легко доступен из города.
4.	На плацу должна иметься мастерская и при ней склад необходимых материалов, как то: алюминиевые сплавы, медь и др.
5.	Оборудование мастерской должно состоять из двух токарных станков, одного сверлильного и одного револьверного. Должны иметься все инструменты для обработки металлов. Должен иметься пресс для легких металлов и аппаратура для сварки.
• 6. Под рукой должны быть всегда жидкий кислород, вода, баллоны -со сжатым воздухом, азотом и углекислотой; также пороха различного рода.
7.	Испытательный станок должен находиться на открытом воздухе и быть окружен валами. Помещение экспериментатора должно быть бронировано.
8.	На плацу должна иметься вышка для наблюдений за полетом ракет. Эта же вышка может служить для производства с нее стартов.
9.	Вся местность должна быть огорожена колючей проволокой.
10.	Минимальный персонал ракетодрома, не включая основных руководителей, должен состоять из 1 инженера-физика, теоретика с практическим уклоном, 1 авиационного или артиллерийского инженера, 4 механиков высшей квалификации, обладающих знаниями по обработке легких металлов, из которых двое со знаниями электротехники, и, наконец, 10— 12 рабочих.
Эти требования могут быть подвергнуты критике, так как остается неясным, где находится основное производство. Если на ракетодроме, то оборудование недостаточно. Если вне ракетодрома, то оборудование
64
пуске воды,

и обслуживающий персонал могут быть значительно сокращены. Что касается самого ракетодрома, то наличие водных пространств при ракет крайне нежелательно. Не всегда можно ракету спасти из в особенности в случае поломки ее в воздухе. Таким образом легко могут погибнуть части, рассмотрение которых позволило бы установить причину катастрофы и тем содействовать успеху дела.
корпус ракеты
Корпус ракеты должен представлять собой обтекаемое тело наименьшего лобового сопро* тивления. Необтекаемые или плохо обтекаемые формы первых немецких ракет («Мирак», «Репуль-сор» и др.) показывают, что это были опытные образцы, в которых был важен самый факт полета, без качественной его стороны.
Корпус лучше всего делать из легких металлов, сплавов алюминия и магния. Нержавеющая сталь также может найти применение.
Корпус предназначается для помещения в нем двигателя с баками и системой подачи. Кроме этого в корпусе могут помещаться приборы регистрации полета (метеорографы, барографы и др.) и приспособления для спуска обратно на землю. В будущем в корпусе должна находиться и специально сделанная кабина для пилота. Корпус может состоять из каркаса, сделанного из труб или профилей и обшитого листовым материалом. Все предметы, щиеся внутри, крепятся к каркасу. В
должны быть сделаны люки и дверцы для легкого доступа ко всем необходимым внутри ракеты.
К корпусу крепятся стабилизаторы, являющиеся органами устойчивости ракеты при полете ее в атмосфере. Стабилизаторы представляют собой плоскости, имеющие симметричный профиль обтекания. Площадь их подбирается из условий устойчивости полета. Не давая здесь расчета устойчивости, можно наметить общие начальные условия, необходимые для ее сохранения. На фиг. 38 дана схематически ракета.
Действующие на ракету в полете силы можно свести к трем:
1) силе веса, 2) силе сопротивления воздуха и 3) силе реакции (тяги) газов при истечении.
На фиг. 38 обозначены:
Ц. т.— центр тяжести;
находя-обшивке
местам
63
Ц. д.— центр давления, т. е. точка, через которую проходит равнодействующая всех сил сопротивления при некотором положении ракеты,
Ц. р, — центр реакции, т. е. точка приложения силы тяги.
Расположение последнего центра относительно центра тяжести безразлично для устойчивости полета — на основании положения механики, позволяющего переносить силу по ее направлению без изменения равновесия; необходимо только, чтобы сила тяги была направлена по оси ракеты и ее направление проходило через центр тяжести. Расположение центра давления очень важно для устойчивости. Если он расположен впереди ц. т., то ракета не устойчива. Если он расположен сзади ц. т., то ракета может быть устойчивой при достаточной площади стабилизаторов. Это ясно из того, что в первом случае, при отклонении ракеты от своего пути, силы воздушного сопротивления дают момент относительно ц. т., еще больше увеличивающий отклонение, и наоборот, во втором случае эти же силы, если они достаточны, уменьшают отклонение. Таким образом ракету условно можно уподобить, разбирая ее устойчивость, флюгеру, приняв ц. т. ее за ось.
взлет и посадка ранеты
Так как при взлете начальная скорость ракеты равна нулю, то взлет необходимо производить со специального приспособления, обеспечивающего
сохранение направления в первые моменты полета ракеты. Такое приспособление в дальней
шем мы будем называть пусковым станком. В качестве иллюстрации на фиг. 39 дан немецкий пусковой станок, представляющий собой
66
Фиг. 42.

четыре направляющих и ферму, удерживающую их в вертикальном положении.
Пуск ракеты с еще более простого станка не рекомендуется, так как он не позволит сохранить заданное направление. Годдар для пуска своих ракет употреблял станок, представляющий колоссальную башню-ферму длиной в 12,2 л/ (фиг. 40). Как показывает опыт, такой пусковой станок является излишним.
Спуск ракеты обратно на землю может быть осуществлен следующими способами:
1.	Падение. Некоторые немецкие ракеты малой величины после взлета и достижения своего потолка (наивысшей точки полета) падали непосредственно вниз; этот способ, без сомнения, не является рациональным.
2.	Планирование. Для этого ракета должна иметь крылья. Этот способ наиболее остроумно применен немецким конструктором—инж. Тиллингом. Крылья ракета получала после достижения потолка при помощи специального механизма, который выдвигал’ их из стабилизаторов; внутри последних крылья были спрятаны цри взлете и полете вверх (фиг. 41 и 42). При планировании четыре стабилизатора играют роль приспособления для устойчивости.
На таких крыльях Тиллинг опускал вниз ракеты до 10 а:? весом, допуская нагрузку на крылья 12#г/ла, причем длина ракеты была 3 м и размах крыльев 4 м.
3.	Спуск на парашюте, предложенный Обертом, в настоящий момент является наиболее реальным способом спуска для малых ракет. Парашют при полете вверх помещается внутри корпуса. При достижении потолка* он автоматически выбрасывается и ракета на нем спускается вниз.
4.	Спуск при помощи реакции истекающих газов возможен только тогда, когда при спуске тоже работает двигатель, тормозя падение вниз до безопасной для ракеты скорости будет употреблен в будущем для пилота человека.
опускания. Этот способ, возможно, большой ракеты, имеющей в качестве
Ракета может залететь и спуститься далеко от места старта. В таких случаях для ее легкого отыскания можно употреблять или дымовой столб, который получается от сжигания какого-либо состава, причем начало горения его происходит в момент падения, или воздушный шарик, ко-
67
торый, спрятанный внутри ракеты, был взят и при спуске от удара выпущен на привязи. Момент удара может быть также и моментом наполнения шарика легким газом, который до этого содержался в каком-либо сосуде. Сосуд открывается при ударе о землю и выпускает заключенный в нем газ в резиновый шарик, который взлетает.
некоторые современные конструкции ракет
Возможность в первую очередь применить ракеты как одно из орудий будущей войны сделала секретной работу многих конструкторов и даже теоретиков ракетной техники: Такие крупные величины в этой области, как Годдар и Оберт, взяты в военное ведомство соответствующих стран,
и в настоящее время мы можем говорить лишь о их прошлых работах. Нам известны только те конструкции, которые были демонстрированы в самом начале развития ракетной техники. Имеющиеся сведения все же очень отрывисты и иногда не заслуживают большого доверия *.
1 Тем более, что сообщения о ракетах большей частью помещаются на страницах нашей и заграничной печати без критического отношения к ним.
68
1.	Ракета «Мир а к I». Ракета была сконструирована немецким инженером Небелем при консультации проф. Оберта. Она испытывалась в 1931 г. в г. Берндштадте в Саксонии (см. фиг. 43, 44 и 45); фиг. 43, по всей вероятности, представляет, один из первых, не* построенных вариантов; фиг. 44— «Мирак Ь и фиг. 45 — «Мирак II», сделанный почти аналогично «Мираку I».
Слово «Мирак» обозначает «минимальная ракета», т. е. ракета, имеющая минимальные возможные размеры для работы и полета. Причиной, почему начаты были работы именно с такого рода ракетами, по всей вероят
ности, явился вопрос стоимости, так как все опыты и сама постройка велись на частные средства, а кроме того, имелся налицо общехозяйственный кризис в Германии. Оба бака для окислителя, каковым являлся жидкий кислород, и для топлива — бензина —были сделаны из дюраля. Бак для кислорода был емкостью около 1 л. Камера сгорания сделана из тяжелого сплава меди и находится внутри кислородного бака в целях охлаждения ее.
Подача кислорода производилась под давлением его паров, подача же бензина—давлением паров углекислоты. Редукционный клапан был отрегулирован на Qam. Полный вес ракеты (под которым мы понимаем вес
69
в начале полета) равнялся приблизительно Злгг. Тяга, полученная на станке, была около 4,5 кг.
Ракета несколько раз испытывалась на станке и, наконец, взорвалась. Причиной взрыва, по всей вероятности, послужило помещение камеры сгорания в кислородном баке.
«Мирак II» был сделан точно по первому образцу, только объем камеры сгорания был увеличен и камера сделана из стали с применением огнеупорной керамики.
Этот «Мирак» тоже испытывался несколько раз на станке и тоже взорвался. Таким образом «Мирак I» в обоих вариантах не летал. По
Фиг. 48.
всей вероятности, если бы даже был осуществлен полет, последний был бы мало удачным. Принцип фейерверочной ракеты, положенный в основу компановки «Мирака», нельзя признать совершенным.
Недостатками «Мирака» были: плохое действие редукционного клапана, ненадежность углекислоты как аккумулятора давления из-за малой упругости ее паров и невыгодная форма камеры сгорания.
2.	Ракета «Мирак III». Эта ракета, сконструированная немецкими инженерами Небелем и Риделем, испытывалась уже на берлинском ракетодроме. На фиг. 46 дан общий вид ракеты, разрез через камеру сгорания и общий вид камеры сгорания.
Окислителем являлся жидкий кислород, топливом был бензин. Камера сгорания сделана из дюраля с внутренней облицовкой из красной меди
Фиг. 49.
толщиной мм. Сопло тоже имеет облицовку до концевого сечения. Камера сгорания помещается уже вне кислородного бака и охлаждается воздухом. Подача бензина происходит давлением сжатого азота. Предполагалось и кислород подавать таким же образом, но в конце концов была осуществлена подача давлением собственных паров. Теоретическое время горения 32 сек. при теоретической тяге 10 кг.
Опыты показали, что в камере сгорания достигается давление 12—20 ат. Вес ракеты был получен 4 кг при количестве кислорода 1 л и бензина Уа л. Кроме этих данных сообщались другие, а именно: вес пустой ракеты 2,4 кг и вес горючего с окислителем 3,2 Агг, т. е. полный вес ракеты 5,6 лгг, причем расход кислорода по объему был в 4 раза больше,
70
Фиг. 50.
чем бензина. Мы не имеем точных сведений о полете этой ракеты, но есть сообщение, что 1 июля 1931 г. она поднялась на 700 л/ (?).
Таким образом почти все данные о «Мираке III» разноречивы и не внушают большого доверия. Надо отметить, что давление подачи было 10—12 am, т. е. меньше, чем давление в камере. Это объяснялось выгодностью формы камеры сгорания, дающей у мест подвода окислителя и горючего небольшие давления.
3.	Ракета «Репул fa-cop». Ракета сконструирована берлинским ракетодромов под руководством инж. Риделя (фиг. 47). Ракета состоит из двух цилиндрических баков, скрепленных двумя дюралевыми обручами. Один бак предназначен для жидкого кислорода, другой для бензина, который зани
мает 1/3 бака. Остальной объем бака занимает сжатый азот. Кислород подается давлением собственных паров. Камера сгорания помещена впереди ракеты и охлаждается стационарно водой. Тяга ракеты 32 кг при расходе ЪДЪкг/сек (т. е. на 1 кг расхода приходится 200кг тяги). Вес пустой ракеты 2,5 кг. Можно предполагать, что время работы двигателя около 10 сек.
На старте ракета стоит 4—6 мин.—до тех пор, пока в кислородном баке не разовьется давление в 10 ат. После этого открываются краны у обоих баков и происходит воспламенение. Взлет происходит с ускорением в 10 м}сек\ Теоретическая высота подъема 3 км.
Первый взлет в 1931 г. происходил на 40—50 м высоты. Второй взлет показал неустойчивость ракеты: на высоте в 6 м она перевернулась и пошла в сторону. При. третьем взлете, поднявшись на 80 л/, она также перевернулась и была сильно повреждена при падении.
Следующие взлеты сначала происходили на 440 м, затем на 1500 м. До 1932 г. она сделала 87 стартов.
Недостатком «Репульсора» считалась двухфюзеляжность (если мы каждый бак будем считать за фюзеляж) и на очереди была постройка однофюзеляжного аппарата по схеме фиг. 48.
Порядок расположения грузов признавался наилучшим следующий: /—мотор, 2—баки, 3—приборы, 4—парашют, 5—стабилизатор.
Имеются сведения, что этот аппарат был построен, и тяга его равнялась 24агз. Уменьшение тяги произошло из-за охвата газами корпуса ракеты.
71
4.	Ракета Винклера I. В Дессау 21 февраля 1931 г. сделала небольшой полет ракета инж. Винклера. Немцы считают эту дату датой первого в мире полета ракеты на жидком топливе. Камера сгорания цилиндрической формы была сделана из стали и находилась в центре тяжести равностороннего треугольника, в трех углах которого были размещены три бака: бак с кислородом, бак с метаном CHt и бак давления. Все в целом было связано фермой. Время работы камеры 8 сек. Высота ракеты 0,61 л/, диаметр 0,3 л/.
14 марта эта же ракета поднялась на высоту 600л< (по другим данным на 320 м). Немцы ее называли «летающим испытательным станком». Летала она без парашюта, падая на землю после достижения потолка.
5.	Ракета Винклера II. На фиг. 49 и 50 даны два варианта этой
ракеты.
Длина ее была 2—2,5 л/, вес пустой 9—10/гг, вес окислителя — кислорода и топлива — метана 15—18 кг. При старте 7 октября 1932 г., около Пилау (Германия) ракета взорвалась, поднявшись на 15 м. Причины взрыва не выяснены.
Л 6. Ракета Оберта. Полная длина ее (фиг. 51) 2,5м* вес пустой 7 кг> вес с окислителем — кислородом и топливом-бензином 35 кг. В головке ракеты помещался парашют и измерительные приборы. Сопло было сделано из стали, оболочка из магниевого сплава.
О опытах с ней и о полетах ее ничего не известно.
7. Ракета Годдара. Топливом в этой ракете был п водород и окислителем кислород. Размеры ее: высота
|	| 2,75 л/, диаметр 0,8 л/. В ракете помещались: парашют,
I——[Uj —барометр и фотокамера. Для ее пуска был выстроен
. _о	специальный станок высотой в 12,2 л/. Ракета к станку
Фиг. оЛ.
была подвезена на рельсах и поэтому можно предполагать, что вес ее был значителен. Результаты полета ее неизвестны; спуск был произведен на парашюте. Горение было прерывистое, следовательно, подача производилась не под давлением. По имеющимся сведениям, непрерывность подачи впоследствии была достигнута.
Полет ее был произведен 27 июля 1929 г. близ г. Ворчестера (Америка) и должен считаться первым в мире полетом жидкостной ракеты.
Описание ее полета, помещенное в периодической печати, сделано очень неправдоподобно.
8. Ракета Лайона. В январе 1931 г. появились сообщения, что одна ракета проф. Лайона поднялась на высоту 9,5 кл< и что другая — длиной Зл/ и весом в 150 кг (фиг. 52) — взорвалась при старте.
Проф. Лайон, американский физик, в 1930 г. в Вене проектирует и строит ракету с жироскопами для придания ей устойчивости, весом без топлива в 54кг. Материалом для нее должны быть бериллиевые сплавы. Топливом является бензин, сжигаемый в кислороде. Испытание ракеты происходит в Альпах в Италии. Далее он опыты продолжает в Триполи (к югу на 200 км.)
Эта невероятная для такой работы подвижность заставляет предполагать сомнительность сведений о его достижениях. По всей вероятности, все эти сведения являются мистификацией.
72
коэфициент полезного действия летящей ранеты
Величина к. п. д. летящей ракеты и всякого движущегося при помощи ракетного двигателя предмета представляет чрезвычайно важный момент для оценки пригодности ракетного двигателя для того или иного вида транспорта.
На фиг. 53 дана летящая ракета, причем обозначены через т—масса выбрасываемого вещества, через v — скорость выбрасывания этой массы относительно ракеты и через
W---СКОРОСТЬ ДВИЖеПИЯ ра-	Масса м
кеты относительно земли.	—-------
Пусть тяга ракеты будет Р. —-------(	-£223----
Полезная работа, произведенная ракетой:
масса т
Фиг. 53.
= Pw = tnvw.
Если масса ракеты без топлива равнялась Л1, то ракета до выбрасывания обладала кинетической энергией
ЛТо/2 , mw*

mw2
Выбрасывая массу /л, ракета лишилась энергии -g—» которую необходимо
прибавить к затраченной работе.

Затраченная работа вследствие выбрасывания массы т будет:
mv2 , ты*
Гу _
P3 —“2~“Г~2~-
2	3
Фиг. 54.
Здесь первый член представляет калорийную энергию, второй
член—энергию кинетическую, потерянную ракетой вледствие выбрасывания топлива.
Тогда к. п. д. будет:
где *=-
Если бы мы забыли второй член в уравнении затраченной работы, то у нас получилось бы:
и при x> = w мы имели бы г/ == 2 (!?), что является ошибкой. На фиг. 54 дана кривая т) по х. Так как мы ранее за калорийную энергию топлива считали
__ mv^
~ 2 ’
73
где v0 — идеальная скорость истечения, тЪ полный к. п. д. летящей ракеты будет:
2tw
7,9 v02 -f- w1 ’
А так как согласно формуле (8) то
Эго — самое общее выражение к. п. д. летящей ракеты, применение ракет
В предшествующих главах было дано краткое представление о ракете как двигателе. Как всякий двигатель, ракета должна иметь определенную область применения, в которой она будет выгоднее всех других двигателей/ Поэтому чрезвычайно ошибочным является мнение, что при помощи ракетного двигателя можно достигать колоссальных выгод чуть ли не во всех областях техники и что ракетный двигатель должен вытеснить все остальные, как менее выгодные.
Правда, появление ракетного двигателя на жидком топливе представляет собой фактор прогресса в современной технике, но он ни в коем случае не сможет заменить ни одного из существующих типов двигателей, в областях применения которых он явится менее совершенным, менее пригодным, и никогда не будет их опасным соперником. Появление ракетного двигателя связано с открытием для человека новых средств передвижения в тех областях нашего мира и вселенной, которые не были доступны при помощи остальных двигателей. И если первое применение в Германии ракетный двигатель нашел в наземном транспорте, то это объясняется не тем, что он был бы здесь пригоден и смог бы заменить собой двигатель внутреннего сгорания, а желанием конструкторов испытать этот двигатель в движении и обратить этими испытаниями внимание на новую проблему. Субсидировавшие эти опыты фирмы искали в них рекламу своей продукции и, кроме того, надеялись найти выход из экономического кризиса в новом применении своей не расходящейся продукции. Так было с Оппелем, который предоставил свои автомобили для первых опытов; так было с Зандером, главой фейерверочной фабрики, думавшим найти новое применение своим медленно горящим порохам; так было, наконец, с Гейляндом, главой кислородного концерна в Германии, который искал нового применения жидкому кислороду и, следовательно, рассчитывал на дальнейшее развитие своего производства. Все они надеялись на быстрое приникновение новинки на рынок, но так как проблема ракетного движения оказалась труднее, чем рассчитывали, то все указанные фирмы и отдельные фабриканты бросили это дело. Но ракетная техника сулила слишком большие возможности в другой области, а именно в артиллерии, и ей заинтересовались военные ведомства, взяв это дело под свою опеку.
74
Вот типичное развитие ракетной техники в Германии и, следовательно, и в других капиталистических странах.
У нас путь развития резко отличается от этого. Ракетной проблемой живо заинтересовались сначала отдельные инженеры, потом вся общественность. При Осоавиахиме стали возникать группы по изучению ракетного движения (ГИРД), которые коллективно, привлекая к себе одиночек, работают над этой интереснейшей проблемой.
Надо* думать, что эти группы избегнут неправильных взглядов на ракетный двигатель, и мы, вместо шумихи около ракетных авто и дрезин, саней и лодок, в результате глубокого изучения вопроса будем применять «ракетный двигатель там, где он дает нам преимущество перед другими, а именно в страто- и внеатмосферном транспорте 1.
Остановимся несколько подробнее на применении ракетного двигателя к наземному транспорту, для того чтобы, во-первых, подтвердить вышесказанное примерами, а во-вторых, чтобы проследить этот ложный путь в развитии ракетной техники.
Автомобили: 12 апреля 1928г. в Рюссельхайме в Германии был испытан первый автомобиль «Oppel-Rak 1» с пороховыми ракетами. Достигнутая скорость равнялась 100 км/час.
Организатором этого делг! былинж. Вальер —энтузиаст ракетного дела1. Конструктором автомобиля был инж. Фолькхарт. Снаряжение пороховых цакет было произведено фирмой Зандер. Постройка была осуществлена фирмой Оппель. Сам Оппель явился первым водителем этой странной машины.
Второй автомобиль «Oppel-Rak 2» был 23 мая 1928 г. публично демонстрирован и, израсходовав 12О/сг пороха, достиг скорости 195 км/час.
К концу 1928 г. автомобили Oppel достигали скорости 236 км/час.
В 1929 г. Вальер работает над созданием ракетного автомобиля с использованием сжатой углекислоты (так называемые «холодные ракеты»), находя ее выгоднее пороха, и на средства фирмы жидких газов Гейлянда строит такой автомобиль и достигает скорости в 90 км/час.
Далее Вальер — Гейлянд приспособляют для автомобиля ракетный двигатель с окислителем кислородом и бензином в качестве топлива. На нем Вальер достигает 167 км/час*, к.л. д. этого автомобиля был не выше 3°/0.
Очевидной была мысль перейти к повозкам с меньшим трением о землю.
Дрезины: Вальер — Оппель в 1928 г. на дрезине (по рельсам) достигают скорости 254 км/час, применяя пороховые ракеты. В конце концов опыты с дрезиной окончились взрывом и крушением ее.
Вальер пробовал на дрезине ракетный двигатель на сжатом воздухе и достиг 60 км/час.
Далее, по тому же пути уменьшения трения идут сани.
Сани: Сани (снег и полозья) Вальера «Рэкбоб 1» в 1929 г. Опыты малоудачны.
В этом же году сани «Рэкбоб 2» достигают скорости 387 км/ч с на пороховых ракетах. Рассматривая эту скорость как рекорд, мы не 1 2
1 С 31 марта по 6 апреля 1934 г. в Ленинграде при Академии наук происходила Всесоюзная конференция по изучению стратосферы. Она уделила серьезное внимание вопросу о применении ракет для исследования высших слоев атмосферы.
2 Инж. Вальер погиб в возрасте 35 лет 17 мая 1930 г. ^и производстве опытов по реактивной проблеме.
75
можем не сравнить ее с рекордной скоростью гоночного автомобиля Сиграва 388 км/час (мировой рекорд в 1929 г.). Стоимость этого автомобиля была около 200 000 руб., тогда как сани Вальера стоили около 800 руб. Рекордсменство нашло оправдание для применения ракет таким образом!
Поскольку ни одна из этих повозок не достигла к. п. д. выше 3%, то, идя по пути увеличения скорости (для увеличения к. п. д.), необходимо было совсем избежать трения о землю, т. е., другими еповами, перейти в воздух. Это обстоятельство заставило подумать над ракетным самолетом, к которому и обратились многие конструкторы. Все же, несмотря на указанные опыты с повозками, строились ракетные велосипеды, лодки и т. п.
Переброска ракетного двигателя в атмосферу дала следующее:
17 июня 1928 г. Штамер совершает первый полет на планере с пороховыми ракетами.
В 1929 г. Оппель и Э. Хатри (конструктор) совершают полеты на специальном самолете с 12 ракетами и достигают скорости в км/час.
В 1930 г. Эспенлауб (Германия) достигает скорости на ракетном самолете своей конструкции 150 км/час.
Р 1931 г. Каттанео (Италия) строит ракетный самолет и летает на нем.
В том же году Сван (США) разрабатывает проект ракетного самолета.
Все указанные опыты имели один общий момент: они продолжались крайне незначительное время, исчисляемое секундами, редко минутами. Запасы топлива, достигая громадных величин по весу, были все же слишком малы для того, чтобы любая из перечисленных машин могла служить транспортным средством. Возьмем самолет с пороховыми ракетами Эспенлауба. Для полета необходимый расход пороха был 0,265 кг в секунду. Для часового полета необходимо 960 кг9 а самолет пустой весил только 200 кг. Следовательно, полный вес должен был бы быть 1 240 кг! Такой самолет не смог бы оторваться от земли.
Если порох заменить более выгодным веществом, например сжигать бензин в кислороде, то картина получается такая же. Для совершения полета самолету Эспенлауба необходима была тяга в 45 кг. Ее можно достигнуть расходом продуктов сгорания бензина не меньше 0,2 кг в секунду и, следовательно, бензина и кислорода на час полета нужно было бы взять 720 #г. Кроме того, так как достигнуть значительных скоростей в атмосфере с большой плотностью невозможно, к. п. д. будет очень небольшим.
Выход из тупика ясен. Упомянутые два обстоятельства указали путь развития ракетного самолета. Во-первых, самолет должен быть использован в стратосфере, где плотность воздуха очень мала и где возможно достижение больших скоростей (порядка 2 000 км/час), и, во-вторых, его двигатель должен брать окислителем кислород из атмосферы, т. е. воздух (а не чистый кислород в баках), и, следовательно, представлять собой, так называемый воздушный тепловой реактивный двигатель. Последний является самостоятельным видом двигателя, отличным от того, которым мы занимались здесь. В этом направлений ведется особенно интенсивная j- работа в Италии (укажем на работы Крокко, самолет Стиппа и др.)
76
; Ракетный двигатель может найти в обычной авиации только ограни-: ченное применение—главным образом для облегчении старта тяжело нагруженных машин. Применением ракет можно уменьшить разбег и далее полет продолжать на обычных моторах. Первый такой старт был произведен Юнкерсом в 1929 г. и, без сомнения, будет применяться и далее.
В настоящий момент уже трудно услышать о ракетном авто или самолете или увидеть их. Этот период уже пройден. Необходимо обратиться к ракете как летательному аппарату, специально приспособленному к использованию ракетного двигателя.
Оставляя в стороне вполне возможное военное применение ракеты \ обратимся из тех 1 областей, где ракетный двигатель не может соперничать с другими двигателями, в ту область, где он является единственно пригодным. Ни для кого не секрет, что ракетный двигатель является двигателем, специально приспособленным для работ в безвоздушном пространстве. Здесь он единственный, и пока соперников у него практически нет. Ракетный двигатель должен помочь человеку подняться в верхние слои атмосферы, выйти из нее и найти пути в космическом пространстве для полета на другие небесные тела. Это наиболее реальное применение ракеты в недалеком будущем.
1 По этому поводу см. статью проф. И. П. Граве» Реактивный принцип в военной технике, в газете «Красная звезда» № 270 от 4 октября 1932.
77
содержание
стр.
Предисловие---------------------------------------------------------------------------3
Классификация и	номенклатура------------------------------------------------------  5
Тяга ракеты---------------------------------------------------------------------------8
Идеальная скорость истечения----------- --------------------------------------------8
Порох как топливо---------------------------------------------------------------------9
Жидкое топливо-----------------------------------------------------------------------11
Металлическое топливо ------------------------------------------------------------  15
Окислители--------------------------------------------------------------------------— 22
Схемы подачи------------------------------------------------------------------------• 21
Коэфициенты полезного действия ракетного двигате.л-----------------------------------28
Влияние давления на конструкцию ракет	—-------------------------------------------  32
Влияние температуры на конструкцию ракеты-----------------------------------------—— 33
Баки для топлива и окислителя----------------------------------------------------— 35
Форма баков для жидких газов -----------—-------------------------------—------— 38
Соединения трубопроводов и apwa iypa----------------------------------------------   4)
Подача топлива и окислителя	- ---------------- -------------------------<- 42
Насосы Оберта------------------------------------------------------------------------43
Подготовка смеси для сгорания--------------------------------------------------------43
Камера сгорания ---------------------------------------------------------------------4G
Необходимое время рабо<ы ракетной камеры сгорания----------------------------------  52
Охлаждение камеры сгорания----------------—-----------------------------------------54
Сопло ------—— ------------------------------------------------------------------— - 55
Зажигание —-------------------------------------------------------------------------60
Управление двигателем -------------------------------------—------------------------61
Стационарное испытание ракет----------------------------------------------------------- 61
Выбор и оборудование места для опытов-------------—---------------------------------63
Ко, пус ракеты-------------------------------------------------------------------— 65
Взлет и посадка ракеты-------------------------------------------------------------- &
Некоторые современные конструкции ракет —-------------------------------------------6?
Коэфициент полезного действия летящей ракеты---------------—------------------------. 7<
Применение ракет  ---------------------——______________________________________________ 74
Редактор проф. В. П. Ветчцнкин. Техн, редактор С. Н. Иванов. Поступило в набор 23/VJII 1934 г. Подписано кпечаш 14/ХХ 1934 г. И ид. изд. А-95 5-3. Издат. №312. Статформат 62X94‘/ie Печ. л. 5. Знаков в п. л. 54096. Уполн. Главл. В-94657. Тираж 4000. Заказ. 2704 1-я Журн. тип. ОНТИ Денисовский пер.» 30