ГЛАВА ДЕСЯТАЯ

ЗАПУСК РАКЕТЫ В КОСМОС

24 февраля 1949 года человек впервые шагнул в космос.

На испытательном полигоне Уайт Сэндз в 15 часов 14 минут по местному времени была запущена двухступенчатая ракета, первой ступенью которой являлась модифицированная ракета «Фау-2», а второй ступенью — ракета «ВАК-Капрал». Уже через минуту после старта она достигла высоты около 36 км и развила скорость примерно 1600 м/сек. Здесь «Фау-2» отделилась от «ВАК-Капрала», и тот продолжал подъем, значительно увеличив скорость. Через 40 секунд после включения своего двигателя «ВАК-Капрал» летел уже со скоростью примерно 2,5 км/сек. Пустая ракета «Фау-2» вначале поднялась еще выше (до 161 км), а затем начала падать. Когда через 5 минут после старта ракета «Фау-2» разбилась в пустыне в 36 км севернее стартовой позиции, ракета «ВАК-Капрал» все еще набирала высоту. Подъем продолжался еще около 90 секунд. Вершина траектории (402 км) была достигнута через 6,5 минут после старта.

На такой высоте в 1 см³ пространства содержится меньше молекул воздуха, чем в лучшем вакууме любой из наших лабораторий здесь, на «дне» воздушного океана. На этой высоте молекула воздуха, прежде чем столкнуться с другой молекулой, проходит расстояние в 8 км. Таким образом, ракета «ВАК-Капрал» практически достигла безвоздушного пространства.

Естественно, что после этого она начала падать. Точка падения ракеты оказалась в самой северной части полигона на расстоянии 135 км от стартовой позиции. Падение произошло через 12 минут после старта. Так как ракета «ВАК-Капрал» имела небольшие размеры, скорость ее встречи с поверхностью земли была очень высока. Понадобилось довольно много времени, чтобы найти ее, несмотря на то, что приборы радиолокационного слежения дали общее представление о районе ее падения. Лишь в январе 1950 года удалось обнаружить и извлечь остатки сильно разрушенной хвостовой части ракеты.

Описанный пуск был пятым из запланированных по «проекту Бампер», который входил составной частью в общую программу разработок, не вполне удачно названную «проектом Гермес». «Проект Бампер» предусматривал пуск восьми ракет «Фау-2», три пуска прошли успешно, два были отнесены к «частично успешным», а три окончились неудачей.

Конструкция ракеты «ВАК-Капрал» была далеко не совершенной. Сейчас можно вполне определенно указать на два слабых места этой ракеты. Теоретически вторая ступень должна была отделяться точно в момент израсходования нижней ступенью запаса топлива. В действительности же осуществить это было невозможно, так как ускорение ракеты «Фау-2» в последние секунды работы ее двигателя значительно превышало возможное начальное ускорение второй ступени, то есть ракеты «ВАК-Капрал». В наши дни эту проблему можно было бы решить путем установки промежуточной ступени на твердом топливе, создающей более высокое ускорение.

Следующей проблемой, о которой уже много говорилось в специальной литературе, являлось воспламенение топлива в двигателе второй ступени. Обычно в ракете «ВАК-Капрал» оба топливных компонента перемешиваются непосредственно в двигателе и воспламеняются самопроизвольно на высоте нескольких тысяч метров над уровнем моря, где давление окружающего воздуха еще близко к нормальному. Но на высоте 30 км, где происходит отделение второй ступени, давление окружающего воздуха фактически отсутствует. Это может привести к тому, что поступающее в камеру сгорания топливо быстро испарится и произойдет взрыв. Для того чтобы этого не случилось, в сопле двигателя устанавливается герметизирующая диафрагма, которая разрывается при запуске двигателя.

Целью «проекта Бампер» было не только изучение проблемы отделения второй ступени в двухступенчатой ракете с жидкостными двигателями, но и достижение максимально возможной высоты. Ракеты № 8 и 9 по программе пусков предназначались для проведения специального эксперимента, которым был «торжественно открыт» новый испытательный полигон во Флориде. Уже давно признавалось, что полигон Уайт Сэндз стал «тесен»; расстояние от стартовой позиции на нем до района падения снарядов не превышало половины дальности ракеты «Фау-2». Ракетный полигон большей протяженности можно было найти только на берегу океана. В мае 1949 года были начаты переговоры с английским правительством о том, чтобы создать станции наблюдения и слежения на Багамских островах. Одновременно для строительства стартовых позиций был выбран мыс Канаверал на восточном побережье Флориды¹.
¹Сначала предполагалось, что испытательный центр во Флориде будет подчинен комитету начальников штабов, а всю работу в этом центре будут осуществлять ВВС США по указанию комитета. Но в 1950 году все испытательные полигоны были распределены между видами вооруженных сил следующим образом: Флоридский испытательный центр в Коко был передан в ведение ВВС (с той поры он известен больше под названием «база ВВС Патрик»); испытательный полигон Уайт Сэндз был оставлен в распоряжении армии; испытательный центр в Пойнт-Мугу (Калифорния) был отдан ВМС; испытательная станция артиллерийского вооружения в Иньокерне (Калифорния) также была закреплена за ВМС; летный испытательный центр на базе ВВС Эдварде в Роджерс-Лейк (Калифорния) остался за ВВС, а исследовательскую станцию беспилотной авиации Уоллопс-айленд (Виргиния) поделили между собой ВМС и НАКА. — Прим. авт.

Если провести прямую линию от мыса Канаверал в юго-восточном направлении, она пройдет через острова Большой Багама (около 320 км от стартовых позиций). Большой Абако (440 км), Эльютера (560 км), Кэт (640 км), а затем уйдет на многие тысячи километров в открытый океан. Не считая восточной оконечности Южной Америки, ближайшей землей по направлению запуска ракет является берег Юго-Западной Африки (рис. 49).

Однако для первых испытаний, проводившихся на мысе Канаверал по «проекту Бампер», надобности в пунктах наблюдения на Багамских островах не возникло. Ракеты запускались на сравнительно небольшую дальность. Основной целью этих запусков был вывод ракеты «ВАК-Капрал», на максимально пологую траекторию (рис. 50).

Новый испытательный полигон был настолько несовершенным, что долгое время самые простейшие и обычные на полигоне в Уайт Сэндз работы, например перевозка ракет из хранилища на стартовую позицию, представляли собой настоящие проблемы.
Рис.49. Флоридский испытательный полигон

Первый пуск ракеты с мыса Канаверал был намечен на 19 июля 1950 года. С самого утра неудача следовала за неудачей. Пока ракеты готовили к пуску, над морем патрулировали шесть самолетов, предупреждавших корабли и суда о возможной опасности. За несколько минут до пуска один из этих самолетов вдруг сделал вынужденную посадку. В результате кнопка пуска ракеты не была нажата своевременно, и, поскольку весь график оказался нарушенным, испытание пришлось отложить на несколько часов. Все приготовления были проделаны еще раз, но в назначенный срок вышла из строя часть электронного оборудования. Временный ремонт вызвал еще одну задержку. Наконец все было готово. Точно по расписанию сработало пиротехническое запальное устройство, приводя в действие двигатель предварительной ступени ракеты. Раздалась команда «Основная ступень, огонь!» Но ракета не поднималась. Тогда полковник Тернер, приехавший во Флориду с полигона Уайт Сэндз, решил, что отказал один из клапанов, и приказал произвести отсечку двигателя предварительной ступени. В этот день пуск не состоялся.
Рис.50. Типичные траектории полета ракет, запускавшихся по «проекту Бампер»

24 июля испытание повторили со второй ракетой. На этот раз все шло отлично: ракета поднялась, как было намечено, и быстро исчезла в тонкой пелене перистых облаков. Достигнув высоты 16км, она начала выходить на наклонный участок траектории, чтобы продолжить полет в горизонтальной плоскости. В это же время ракета «ВАК-Капрал» отделилась от первой ступени, которая медленно снизилась и была подорвана на высоте 5км. Обломки «Фау-2» упали в море на расстоянии примерно 80км от стартовой позиции. Ракета «ВАК-Капрал», слишком маленькая для того, чтобы нести на себе приборы и подрывной заряд, упала в море в 320км от мыса Канаверал.

Долгий опыт чтения лекций о ракетах привел меня к мысли о том, что в пусках ракет по «проекту Бампер» имеется одна особенность, на первый взгляд кажущаяся несколько странной. Почему двигатель ракеты «ВАК-Капрал» запускался на высоте всего лишь около 32км, то есть сразу же по окончании работы двигателя ракеты «Фау-2»? Почему это не делалось, скажем, тогда, когда ракета «Фау-2» поднималась на максимальную высоту порядка 130км? Оказывается, все дело заключалось в том, что ракета «ВАК-Капрал» никогда не запускалась без ускорителя, да она и не могла бы стартовать сама без посторонней помощи. Поэтому, если бы она была запущена в точке максимального подъема первой ступени («Фау-2»), она прибавила бы к максимальной высоте ракеты «Фау-2» (130—160) всего лишь 40—50км. Причина же того, что ракета «ВАК-Капрал» в качестве второй ступени поднялась на высоту 402км, заключалась в ее отрыве от первой ступени не тогда, когда последняя достигла максимальной высоты, а когда она двигалась с максимальной скоростью.

Почему?

Для ответа на этот вопрос нам придется несколько углубиться в область теории. Начнем хотя бы с того, что было известно в виде закона Тартальи на протяжении ряда столетий. В 1540 году итальянский математик и специалист в области фортификации Никколо Тарталья, которому приписывают честь изобретения артиллерийского угломера-квадранта, открыл закон, устанавливавший определенное соотношение между дальностью стрельбы и высотой траектории орудия. Он утверждал, что максимальная дальность полета снаряда достигается при стрельбе под углом 45° и что если высота траектории составит при этом 1000м, то снаряд пролетит 2000м.

Это простое соотношение в действительности несколько нарушается из-за сопротивления воздуха, но почти полностью сохраняет свою силу в двух случаях: при малой дальности стрельбы очень тяжелым снарядом, похожим на литые пушечные ядра времен Тартальи, и при сверхбольшой дальности стрельбы, когда почти весь полет снаряд совершает в среде, близкой по условиям к вакууму. Об этом говорят характеристики ракеты «Фау-2», максимальная высота подъема которой равнялась 160км, а наибольшая горизонтальная дальность при высоте траектории около 80км составляла примерно 320км.

Никколо Тарталья установил это соотношение опытным путем; он не мог объяснить, почему, в частности, угол возвышения в 45° обусловливает максимальную дальность стрельбы. В наше время это явление объясняется очень просто. Дальность полета снаряда в безвоздушном пространстве(Х) определяется по формуле
где —начальная скорость снаряда, или скорость в конце активного участка траектории; —угол возвышения, или угол наклона траектории в конце активного участка.

Очевидно, имеет наибольшее значение при . Максимальное значение высоты траектории в безвоздушном пространстве (Y_m) выражается формулой
, а для вертикального выстрела — формулой

Для ракет высота траектории (Y_m) должна определяться от точки в конце активного участка траектории. Тогда суммарная высота траектории ракеты составит:

Y=Y_m+Y_k гдеY_k — высота в конце активного участка траектории. Высота траектории, соответствующая максимальной дальности полета (Y_45°), может быть вычислена по формуле

Закон Тартальи применяется и в настоящее время, но только для очень приблизительной оценки характеристик системы, так как по сути дела он ничего не объясняет.

Чем же определяется высота, достигаемая снарядом? Для простоты рассуждений остановимся вначале на особенностях полета обычного артиллерийского снаряда. Как показывают приведенные выше формулы, высота траектории снаряда при стрельбе в зенит определяется отношением скорости к силе земного притяжения. Очевидно, снаряд, покидающий ствол орудия со скоростью 300м/сек, поднимается выше снаряда, имеющего дульную скорость 150м/сек. В данном случае нас будет интересовать не столько высота подъема снарядов, сколько сам процесс их подъема и падения, а также их скорости в момент встречи с землей.

Представим себе теперь, что снаряды не испытывают сопротивления воздуха; тогда вполне законным будет утверждение, что снаряд, покинувший ствол орудия со скоростью 300м/сек при стрельбе в зенит, упадет на землю, имея скорость 300м/сек, а другой, обладавший дульной скоростью порядка 150м/сек, будет при падении иметь скорость 150м/сек. При этом оба снаряда достигнут различных высот. Если с этих же высот сбросить обычные бомбы, то их скорости при ударе о землю будут равны соответственно 300 и 150м/сек.

Это положение может быть сформулировано таким образом: скорость, необходимая для достижения определенной высоты в безвоздушном пространстве, равна скорости, развиваемой телом при падении с этой высоты. Поскольку всегда можно вычислить скорость снаряда при падении с любой заданной высоты, нетрудно определить и скорость, которую нужно сообщить ему для достижения этой высоты. Вот несколько цифр, иллюстрирующих сказанное выше:

Высота падения,км	Скорость падения в момент встречи с землей,м/сек
51 204 458 813 1274	1000 2000 3000 4000 5000

Из этих цифр видно, что высоты растут гораздо быстрее, чем соответствующие им скорости. Так, высота, указанная во второй строке, в четыре раза больше высоты, отмеченной в первой, тогда как скорости разнятся между собой только в два раза. Поэтому для определения момента отделения ракеты «ВАК-Капрал» (вторая ступень) от первой ступени («Фау-2») важна была не столько достигнутая высота, сколько полученная ракетой скорость.

Следует, однако, заметить, что в приведенных цифрах не учитывается сопротивление воздуха, а также тот факт, что сила земного тяготения уменьшается с высотой (рис. 51). Если же рассматривать все эти явления применительно к ракетам, то окажется, что для них вовсе не важно, на какой высоте двигатель прекращает работу. Ниже приводятся данные, показывающие зависимость высоты подъема от скорости, для ракет с ускорением 3g; при этом учтено только изменение силы тяжести с высотой, а сопротивление воздуха в расчет не принято.

Максимальная скорость,м/сек	Высота подъема,км
1000 2000 3000 4000 5000	68 277 640 1310 1970

Если сравнить обе группы приведенных данных, то можно сделать один очень интересный вывод, а именно: при падении тела с бесконечной высоты его скорость при ударе о землю не может быть бесконечной. Эта скорость вполне поддается вычислению и составляет 11,2км/сек.

Таким образом, при отсутствии сопротивления воздуха пушка, снаряд которой имеет дульную скорость 11,2км/сек, могла бы выстрелить в бесконечность. Ее снаряд вышел бы из сферы земного притяжения. Поэтому скорость 11,2км/сек называют «скоростью убегания», или «второй космической скоростью».
Рис.51. Гравитационное поле Земли

Относительная сила поля показана кривой и группой пружинных весов (нижняя часть рисунка), на которых взвешиваются одинаковые металлические гири. Гиря, весящая на поверхности Земли 45кг, на расстоянии в половину земного диаметра будет весить только 11кг, на. расстоянми в один диаметр—5кг и т. д. Общая площадь, ограниченная кривой, равна прямоугольнику, то есть действительное гравитационное поле равно полю, имеющему напряженность, отмечаемую у поверхности Земли, и простирающемуся на высоту одного земного радиуса

Рассмотрим в качестве иллюстрации техническую идею романа Жюля Верна «Из пушки на Луну». Она довольно проста: огромная пушка стреляет в зенит снарядом с дульной скоростью порядка 11,2км/сек. По мере того как снаряд набирает высоту, скорость его непрерывно уменьшается под действием силы земного тяготения. В первое время эта скорость будет уменьшаться на 9,75м/сек, потом на 9,4м/сек, на 9,14м/сек и т. д., становясь все меньше и меньше с каждой минутой.

Несмотря на то, что степень уменьшения скорости под воздействием силы земного тяготения непрерывно убывает, снаряд Жюля Верна израсходует весь запас скорости фактически только через 300 000 секунд полета. Но к этому времени он окажется- на таком расстоянии, где гравитационные поля Земли и Луны уравновешивают друг друга. Если в этой точке снаряду не хватит запаса скорости всего лишь в несколько см/сек., он упадет обратно на Землю. Но при наличии даже такого запаса скорости он начнет падать в направлении Луны. Еще через 50000 секунд он разобьется о поверхность Луны при скорости падения около 3,2км/сек, затратив на все путешествие 97 часов 13 минут.

Вычислив заранее продолжительность этого полета, Жюль Верн нацелил свою пушку в расчетную точку встречи, то есть туда, где Луна должна была появиться через четыре дня после команды «Огонь!».

Несмотря на то, что исходные данные в романе очень близки к истине, технические детали осуществления грандиозного проекта либо недоработаны, либо весьма неопределенны. Так, в ствол гигантской «пушки», отлитой прямо в земле, закладывается произвольное количество пироксилина (181000кг), причем автор полагает, что этого количества пироксилина будет достаточно для обеспечения снаряду дульной скорости 16км/сек. В другом месте романа утверждается, что для снаряда с такой высокой начальной скоростью сопротивление воздуха не будет иметь значения, потому что, мол, на преодоление атмосферы уйдет всего лишь несколько секунд.

Последнее замечание аналогично утверждению, что броневая плита толщиной 1м не сможет задержать 16-дюймовый снаряд, так как расстояние в 1м он преодолевает за 0,001 секунды.

Если бы эксперимент с «пушкой» Жюля Верна был осуществлен на практике, то исследователи, вероятно, пришли бы в величайшее удивление, так как снаряд упал бы в 30м от дула «пушки», поднявшись примерно на такую же высоту. При этом снаряд был бы сплющен, а часть его могла бы даже испариться. Дело в том, что Жюль Берн забыл о сопротивлении воздуха, встречаемом снарядом в 210-м стволе пушки. После выстрела снаряд оказался бы между двумя очень горячими и чрезвычайно мощными поршнями, то есть между бешено расширяющимися газами пироксилина снизу и столбом нагретого при сжатии воздуха сверху. Разумеется, все пассажиры такого снаряда были бы раздавлены огромной силой ускорения снаряда.

Кроме того, сомнительно, чтобы такая «пушка» вообще могла выстрелить. Как-то на досуге Оберт и Валье вычислили более точно предположительные характеристики «пушки» Жюля Верна. Они пришли к удивительным результатам. Оказывается, снаряд должен был изготовляться из высококачественной стали, например вольфрамовой, и представлять собой сплошное твердое тело. Калибр снаряда определялся в 1200мм, а его длина составляла 6 калибров. Ствол пушки должен был иметь длину до 900м и вкапываться в гору вблизи экватора так, чтобы дульный срез находился по меньшей мере на высоте 4900м над уровнем моря. Перед выстрелом необходимо было бы выкачать воздух из ствола, а дульное отверстие закрыть достаточно прочной металлической мембраной. При выстреле снаряд сжал бы остатки воздуха и последний сорвал бы мембрану в момент достижения снарядом дульного среза.

Через несколько лет после Оберта фон Пирке вновь рассмотрел эту проблему и пришел к выводу, что даже такая «лунная пушка» не смогла бы выполнить задачу посылки снаряда на Луну. Фон Пирке «увеличил» высоту горы на 1000м и «установил» в стволе дополнительные заряды, но и после этого нельзя было с уверенностью сказать, осуществима ли постройка такого орудия и хватит ли на это тех средств, которые страна может ассигновать по бюджету на проведение обычной войны.

Короче говоря, выстрелить из пушки в космос через такую атмосферу, какую имеет Земля, и через такое гравитационное поле, как наше, невозможно. Другое дело — Луна: там действительно можно было бы использовать подобную «пушку», и снаряд ее, испытывая меньшую силу тяготения и не преодолевая атмосферы, конечно, мог бы долететь до Земли.

На Земле же законы природы больше благоприятствуют ракетам, чем снарядам. Крупные ракеты, как правило, поднимаются медленно, пока не достигают больших высот, и только тогда начинают набирать скорость. И хотя ракета преодолевает такую же силу земного тяготения, как и снаряд, а может быть, даже и большую, поскольку ей приходится выдерживать борьбу с этой силой в течение более продолжительного подъема, сопротивление воздуха для нее при достаточно крупных размерах не является столь уж серьезным препятствием.

Техническая идея Жюля Верна была идеей использования «грубой силы». Позднее для преодоления силы земного тягогения была выдвинута другая теория, основанная на более «легком» методе. Она впервые была изложена Гербертом Уэллсом в его романе «Первые люди на Луне»; здесь используется вещество, названное «каворитом», которое якобы не только не поддается воздействию силы тяготения, но и создает «гравитационную тень», то есть пространство, где эта сила отсутствует.

В настоящее время мы знаем о законах земного тяготения весьма немного. Известно, например, что сила тяготения уменьшается пропорционально квадрату расстояния от тела, создающего «гравитационное тяготение». На рис. 51 графически показано, как изменяется сила тяготения в зависимости от расстояния. Математики, со своей стороны, подсказывают нам, что это уменьшение связано с законом геометрии, по которому площадь сферы пропорциональна квадрату ее радиуса. Разумеется, эта характеристика силы тяготения не является исключительной и у нее должны быть многие другие особенности. В этом плане мы гораздо больше знаем о том, какими качествами тяготение не обладает. Так, например, установлено, что сила тяготения не зависит от вида имеющейся материи; на нее не влияют свет и тень, электричество и магнетизм, ультрафиолетовые и рентгеновские лучи, а также радиоволны; ее невозможно экранировать.

Поэтому вполне понятно то обстоятельство, что все попытки объяснить природу силы земного тяготения до сих пор были неудачными. «Классическим» можно, однако, назвать объяснение, которое еще в 1750 году предложил некий Ле Саж из Женевы. Согласно этому объяснению, вся вселенная заполнена «ультраземными корпускулами», двигающимися с большой скоростью и создающими постоянное давление на поверхности всех тел. Это давление, по мнению Ле Сажа, прижимает человека к поверхности Земли. Если бы в наше время кто-либо выдвинул такую гипотезу, ему пришлось бы ответить на вопрос о том, куда же тогда исчезает тепло, которое возникает при ударе корпускул о тела, но в 1750 году еще не был открыт закон сохранения энергии.

Гипотеза Ле Сажа признавалась в течение многих десятилетий, но в дальнейшем было установлено, что корпускулы должны проникать через любое твердое тело, теряя при этом скорость. По этой причине эффект экранирования можно измерить хотя бы по спутникам Юпитера. Но все исследования говорили, что такого эффекта, не существует.

Когда этой проблемой заинтересовался Альберт Эйнштейн, он решил искать вокруг себя какое-либо сходное трудно объяснимое явление природы и вскоре нашел его. Это была инерция и главным образом — центробежная сила. Эйнштейн утверждал, что человек, находящийся во вращающейся круглой комнате, окажется в определенном «инерциальном поле», которое заставляет его переместиться от центра комнаты к периферии. При этом сила инерции бывает тем большей, чем дальше оказывается человек от центра вращения. Далее Эйнштейн заявлял, что «гравитационное поле» эквивалентно «инерциальному», обусловленному определенной сменой координат, но больше он ничего не объяснял.

Смысл предположения Эйнштейна состоит в том, что тяготение, вероятно, не является самостоятельной «силой», как это обычно понимают. Но тогда не может быть и никаких экранов от тяготения. Если же все-таки тяготение связывается с общим понятием «силы», тогда правомочно выдвинуть гипотезу об экранировании этой силы, как сделал Г. Уэллс в своем романе. Но тогда мы придем к еще более странному парадоксу.

Точки кривой на рис. 51 являются точками гравитационного потенциала. Он имеет определенное значение на поверхности Земли и уменьшается по мере удаления от нее. На каком-то «бесконечном» расстоянии от Земли гравитационный потенциал равен нулю. Для того чтобы переместить тело из точки с более высоким потенциалом в точку с меньшим потенциалом, необходимо совершить определенную работу. Например, чтобы поднять тело весом в 1 кг на высоту в 1м, требуется усилие, равное 1кГм — килограммометру (единица работы, принятая в метрической системе мер). Чтобы поднять тело весом в 1кг до такой высоты, где гравитационный потенциал равен нулю, необходимо совершить работу порядка 6378^.10³кГм, а эта работа эквивалентна высвобождению всей кинетической энергии тела весом 1кг, разогнанного до второй космической скорости.

Теперь предположим, что «каворит» Уэллса создает нулевой потенциал. Следовательно, человеку, который ступит на лист каворита, придется при этом преодолеть полный гравитационный потенциал Земли. Допустим, что человек весит 75 кг. Тогда мускулы его ног должны будут произвести работу, равную всего-навсего... 6378^. 10^3.75=47835- 10⁴кГм! И это за один только шаг, ибо расстояние не имеет никакого значения; важна лишь разница в потенциалах. Таким образом, отважный путешественник оказывается в весьма затруднительном положении: либо его мускулы не выдержат такой непомерной нагрузки и он не сможет войти в космический корабль, либо его мускулы каким-то чудом вынесут это испытание, но тогда сам корабль будет ему не нужен, так как с подобными мускулами он сможет прыгнуть прямо на Луну.

Говорят, в Соединенных Штатах имеется лаборатория, работающая над проблемой антитяготения, но о подробностях ее работы ничего неизвестно. Безусловно, было бы интересно узнать, какие теории и принципы положены в основу этих исследований и можно ли уже сейчас говорить о какой-то общей отправной точке в этой области науки. Ведь все выдвигавшиеся до сих пор объяснения силы тяготения, очевидно, следует считать неправильными, ибо если мысль Эйнштейна верна, то она закрывает все пути для исследований.

Поэтому условимся пока ориентироваться на ракеты как на наиболее реальное средство преодоления земного тяготения. Чтобы понять сущность полета ракеты в космос, решим такой гипотетический пример. Допустим, что мы задались целью поднять какой-то полезный груз весом Х кг на высоту 1300км над уровнем моря. Из таблицы на стр. 244 видно, что для подъема на эту высоту ракета должна развить скорость более 4 км/сек.

Если бы нужно было создать ракету специально для достижения этой высоты, то решение вопроса о ее вероятных габаритах следовало бы отложить до тех пор, пока не будут решены все остальные проблемы. Размеры ракеты сами по себе не являются показателями ее возможностей, за исключением того, что более крупная ракета будет, вероятно, и более мощной. Центральным же вопросом здесь явится определение рациональной относительной массы ракеты, то есть соотношения между массой ракеты в стартовом положении и массой ракеты после израсходования ею всего топлива. Начальная масса ракеты в момент старта (m₀) складывается из массы самой ракеты(m_p), массы полезной нагрузки (m_п) и массы топлива (m_т). Конечную массу ракеты в момент израсходования топлива (m₁) образуют масса самой ракеты (m_р) и масса полезной нагрузки (m_п), а отношение m₀/m₁— как раз и является относительной массой ракеты.

Известно, например, что в ракете «Фау-2» m_рсоставляла 3т, m_п была равна 1 т, а m_т доходила до 8 т. Следовательно, начальная масса «Фау-2» равнялась 3 + 1 + 8 = 12т. Конечная же масса составляла 3 +1 = 4 т, а относительная масса — 3 : 1.

Следующим нашим шагом, вероятно, должно быть определение относительной массы, необходимой для достижения ракетой скорости 4 км/сек. Однако здесь мы встречаемся с довольно интересной проблемой. Оказывается, существует очень много ответов на этот вопрос. Теоретически относительная масса, необходимая для сообщения ракете скорости 4км/сек, может быть произвольной, так как она зависит от скорости истечения продуктов сгорания топлива. Достаточно изменить значение этой скорости, и мы получим другое значение относительной массы. Поэтому пока мы не определим скорость истечения продуктов сгорания, мы не сможем найти и наиболее рациональную относительную массу ракеты. При этом нужно помнить, что любое конкретное значение скорости истечения даст только однозначный ответ, соответствующий принятому условию. Нам же нужно получить решение в общем виде.

Решение этой дилеммы чрезвычайно просто. Оно основано на использовании в качестве эталона измерения любой скорости истечения продуктов сгорания. Для этого нам необходимо знать всего лишь одну вещь — относительную массу, при которой ракете может быть сообщена скорость, равная скорости истечения продуктов сгорания. При более высокой скорости истечения мы получим более высокую скорость, а при небольшой — соответственно более низкую скорость ракеты. Но какими бы ни были эти скорости, относительная масса ракеты, которая необходима для сообщения ей скорости, равной скорости истечения, должна быть постоянной.

Скорость ракеты принято обозначать через v, а скорость истечения продуктов сгорания — через с. Чему же в нашем примере должна быть равна относительная масса при v = с? Оказывается, она равна 2,72:1, иными словами, ракета со стартовым весом в 272 условные единицы должна иметь вес в 100 единиц при достижении скорости, равной скорости истечения ее продуктов сгорания. Это число уже упоминалось нами и представляет собой известную каждому математику постоянную е = 2,71828183.., или округленно 2,72.

Именно такое общее решение мы и искали. Записанная в в виде формулы, эта зависимость максимальной скорости ракеты от скорости истечения продуктов сгорания и относительной массы ракеты выглядит так:

С помощью этой формулы можно легко определить, какую относительную массу пришлось бы иметь, если бы скорость ракеты нужно было увеличить в два раза по сравнению со скоростью истечения ¹. Подставляя в формулу значение v = 2с, получаем относительную массу, равную квадрату е, то есть приблизительно 7,4:1. Соответственно, ракету с такой относительной массой можно разогнать до скорости 3с.
¹Относительные массы ракет, которые должны развить скорость, меньшую скорости истечения продуктов сгорания, определяются таким же путем. Например, если ракета имеет скорость, равную половине скорости истечения, то относительная масса ее должна составить Ve,то есть 1,64. Для скорости, равной ¹/4 скорости истечения, относительная масса равняется 1,29 и т. д.—Прим. авт.

В нашем примере для подъема ракеты на высоту 1300км требуется развить скорость всего 4км/сек, а это примерно в два раза больше скорости истечения продуктов сгорания ракеты «Фау-2». Поэтому ракета при скорости истечения газов такой, как у ракеты «Фау-2», и относительной массе 7,4: 1 должна подняться на высоту порядка 1300км.

Показанная нами зависимость теоретически правильна, но требует некоторого уточнения на практике. Она полностью справедлива только для безвоздушного пространства и при отсутствии гравитационного поля. Но при взлете с Земли ракета должна преодолевать как сопротивление воздуха, так и силу земного тяготения, имеющую переменное значение. Ракета «Фау-2» с относительной массой 3: 1 должна иметь поэтому более высокую скорость, чем скорость истечения газов ее двигателя (2км/сек). Вместе с тем ее действительная максимальная скорость равнялась всего лишь 1,6км/сек. Эта разница возникает из-за сопротивления воздуха и тяготения и бывает неодинаковой у разных ракет.

Так, например, небольшая пиротехническая ракета развивает скорость, равную 2—3% теоретической максимальной скорости. Ракета «Фау-2» разгонялась до скорости, составляющей 70% максимальной расчетной. Чем больше ракета, тем меньше разница между этими двумя значениями; ракета, способная выйти из сферы земного притяжения, вероятно, будет иметь до 95% максимальной расчетной скорости.

Все это говорит о том, что высокие значения скорости полета ракеты можно получить или за счет увеличения скорости истечения продуктов сгорания, или благодаря выбору большей относительной массы, однако предпочтительнее использовать оба эти фактора. Увеличение относительной массы ракет всецело зависит от уровня развития ракетной техники, тогда как повышение скорости истечения продуктов сгорания является главным образом проблемой химии. Чтобы дать общее представление о том, чего можно ожидать в этом отношении от некоторых применяемых в настоящее время топливных смесей, ниже приводятся их основные характеристики, полученные опытным путем ¹.
¹ См. М а l i n a F. J., S u m m e r f i e l d M. The Problem of Escape from the Earth by Rocket. «Journal of the Aeronautical Sciences» v. 14, No 8,.1947.

Компоненты топлива и их отношение в смеси	Температура сгорания, °С	Скорость истечения продуктов сгорания, м/сек
		на уровне моря	средняя 2
Нитрометан Азотная кислота и анилин (3:1) Перекись водорода (87%) и метиловый спирт (4:1) Жидкий кислород и этиловый спирт (1,5:1) Жидкий кислород и водород (3: 1)	2177 2800 2293 2904 2421	1875 1890 1920 2094 3094	2207 2225 2262 2466 3657

² На высоте 30км.—Прим.. авт.

Из этих топлив с наибольшей тщательностью исследовался нитрометан, представляющий собой так называемое монотопливо, поскольку в нем содержатся и горючее и окислитель. Широкого применения это топливо не нашло, так как специалисты считают его взрывоопасным при толчках и ударах. Последняя смесь — кислорода с водородом — проверялась от случая к случаю и требует дальнейших исследований, но уже сейчас можно сказать, что она не является идеальным ракетным топливом, несмотря на предположительно высокие скорости истечения продуктов сгорания, обеспечиваемые ею. Так, температура жидкого кислорода превышает точку кипения жидкого водорода на целых 70°С, в связи с чем обращение с жидким водородом и сохранение его в смеси весьма затруднительно. Другой недостаток состоит в том, что водород даже в жидком состоянии очень легок и, следовательно, должен занимать большой объем, а это ведет к увеличению размеров баков и общего веса ракеты.

В настоящее время в качестве ракетных топлив широко применяются спирт, анилин и гидразин. Параллельно ведутся работы и с другими химическими соединениями, однако общее впечатление, складывающееся при анализе формул указанных веществ, сводится к тому, что с точки зрения содержания энергии и характеристик горения наибольший прогресс, кажется, достигнут в области совершенствования окислительной части топливных смесей.

Одной из весьма перспективных идей в этом направлении можно назвать предложение о замене жидкого кислорода жидким озоном, который представляет собой кислород, имеющий в каждой молекуле по три атома в отличие от обычного, двухатомного, кислорода. У него более высокий удельный вес; в баллоне, обычно содержащем 2,7кг жидкого кислорода, можно поместить почти 4,5кг жидкого озона. Точка кипения жидкого кислорода —183°С, а жидкого озона —119°С. Помимо более высокой плотности и точки кипения, озон имеет еще одно преимущество, которое заключается в том, что разложение жидкого озона происходит с выделением очень большого количества тепла. Дело в том, что атомы обычного кислорода могут сгруппироваться в молекулы озона только при поглощении энергии порядка 719г/кал, что и наблюдается при грозовых разрядах и облучении ультрафиолетовыми лучами. Если же озон используется в качестве окислителя, то в процессе сгорания топлива он снова превращается в молекулярный кислород, освобождая при эгом поглощенную им энергию. Расчеты показывают, что топливо, окисленное озоном, обеспечило бы получение скорости истечения газов примерно на 10% большей, чем при окислении того же топлива кислородом.

Однако все эти преимущества в настоящее время теряют свое значение вследствие того, что жидкий озон весьма неустойчив и при небольшом перегревании может превращаться в кислород со взрывом. Наличие же в нем каких-либо примесей, равно как и соприкосновение с некоторыми металлами и органическими веществами, только ускоряет этот процесс. Возможно, конечно, в природе есть такое вещество, которое сделало бы озон безопасным, но поиски подобного антикатализатора пока что не увенчались успехом.

Все перечисленные нами компоненты топлива (перекись водорода, азотная кислота, озон и некоторые неупоминавшиеся соединения азота, например N0₄) являются носителями кислорода и обеспечивают сгорание путем окисления горючего кислородом. Однако химикам известен еще один вид горения, в котором активным элементом служит не кислород, а фтор. Вследствие своей чрезвычайно большой активности, фтор в течение долгого времени оставался мало известным науке. Хранить это вещество даже в условиях лаборатории было невозможно; он «прожигал» стенки контейнеров и легко разрушал все, с чем входил в соприкосновение. Сейчас в исследовании свойств фтора достигнуты большие успехи. Обнаружено, например, что соединения урана и фтора являются весьма стойкими и не вступают в реакцию даже с чистым фтором. Благодаря полученным химиками новым веществам сейчас можно сохранять чистый фтор в течение длительного периода времени.

Жидкий фтор представляет собой желтую жидкость, кипящую при температуре —187°C, то есть на 4°С ниже точки-кипения кислорода; его удельный вес несколько превышает удельный вес жидкого кислорода и равен 1,265 (удельный вес кислорода 1,15). В то время как чистый жидкий фтор активно реагирует с жидким водородом, окись его (F₂O) не столь активна и потому может оказаться полезной и вполне приемлемой в качестве окислителя в ракетных двигателях.

Таким образом, поскольку размеры топливных баков зависят от плотности и энергетических показателей компонентов топлива, относительная масса ракеты в определенной степени зависит и от применяемой топливной смеси. Основная задача конструктора заключается в том, чтобы подобрать такое топливо, при котором стартовый вес ракеты был бы минимальным. Возможности же уменьшения веса баков и двигателя довольно ограниченны. Единственным перспективным в этом отношении узлом ракеты является турбонасосный агрегат. В настоящее время система подачи топлива для турбонасоса и выработки парогаза включает в себя бачки для перекиси водорода и перманганата, а также парогазогенератор и систему клапанов и трубопроводов. Все это можно было бы исключить, если бы удалось использовать для работы агрегата основное топливо ракеты. Этот вопрос решается сейчас путем создания таких турбин, которые могут работать при значительно более высоких температурах, чем та, которая считалась предельной 10 лет назад. В случае необходимости такая турбина могла бы работать на переобогащенной топливной смеси, чтобы температура горения оставалась в пределах допустимого. При этом часть топлива неизбежно терялась бы, но эти потери были бы все же меньше веса турбонасосного агрегата.

Тепловая энергия отработанных газов турбины, состоящих из паров воды и спирта, а также из углекислого газа, могла бы использоваться в теплообменнике для выпаривания некоторого количества кислорода с целью создания наддува в баке окислителя. После охлаждения в теплообменнике газы отводились бы обратно в бак горючего для создания наддува там. В результате этого конденсированные пары спирта попадали бы обратно в свой бак. Небольшое количество конденсированной из паров воды практически не снизило бы калорийности топлива, а углекислый газ мог бы быть использован для увеличения наддува.

Рассмотренные мероприятия могут лишь незначительно улучшить характеристики ракеты; самое же главное состоит в том, что для подъема на высоту 1300км ракета должна иметь относительную массу порядка 7,5:1. А это требует принципиально нового решения многих инженерных вопросов. Таким решением является создание многоступенчатых ракет, первыми образцами которых были германская ракета «Рейнботе» и американская—«Бампер».

При осуществлении «проекта Бампер» в основу был положен принцип комбинирования уже существующих ракет.

Это решение дает ряд значительных практических преимуществ; в частности, отсутствует необходимость ждать разработки каждой ступени системы; рабочие характеристики ракет, как правило, бывают уже известны, да и к тому же подобная система стоит гораздо дешевле. Но в этом случае получается такая ракета, в которой ступени имеют различные относительные массы. И так как эти ступени работают на разных топливах, они показывают различные скорости истечения продуктов сгорания. Расчет характеристик многоступенчатой ракеты довольно сложен, но мы несколько упростим его, взяв за основу двухступенчатую ракету, в которой обе ступени работают на одном и том же топливе и имеют одинаковые относительные массы (каждая 2,72:1). Допустим также, что эксперимент проводится в безвоздушном пространстве и при отсутствии какого-либо гравитационного поля. Первая ступень сообщит нашей ракете скорость, равную скорости истечения (1с), а вторая— удвоит ее (2с), так как конечная скорость второй ступени будет равна удвоенной скорости истечения. При одноступенчатой схеме для этого потребовалось бы создать ракету с относительной массой 7,4: 1, а это не что иное, как с³, или 2,72 X 2,72. Из этого следует, что во многоступенчатой ракете конечная скорость соответствует максимальной скорости разгона одноступенчатой ракеты с относительной массой, равной произведению относительных масс всех ступеней.

Зная это, можно довольно легко подсчитать, что запуск на высоту 1300 км должен осуществляться двухступенчатой ракетой, в которой каждая ступень имеет относительную массу 3:1. Обе ступени должны работать на этиловом спирте и жидком кислороде при скорости истечения порядка 2км/сек, на уровне моря. При этом первая ступень практически вообще не сумела бы развить скорость, равную скорости истечения, так как в реальных условиях ей пришлось бы преодолевать тяготение и сопротивление воздуха, зато вторая ступень, не имеющая дела с этими отрицательными моментами, смогла бы развить скорость, близкую к удвоенной скорости истечения продуктов сгорания. Чтобы представить себе, какие размеры должна была бы иметь такая ракета, предположим, что полезная нагрузка второй ступени весит 9кг. Тогда все весовые характеристики получат следующий вид (в кг):

Полезная нагрузка второй ступени Вес корпуса второй ступени	9 81
Итого	90
Вес топлива второй ступени Полный вес второй ступени Вес корпуса первой ступени	180 272 1996
Итого	2268
Вес топлива первой ступени	4536
Стартовый вес ракеты	6804

Этот вес почти равен весу ракеты «Викинг» № 11, которая достигла высоты 254км, имея полезную нагрузку в 374кг, что значительно превышает вес второй ступени в нашем примере.

Двадцать лет назад ученые с большим жаром обсуждали две проблемы; сможет ли ракета выйти за пределы земной атмосферы и будет ли она в состоянии преодолеть силу земного притяжения. При этом высказывались опасения, что ракета за очень короткий промежуток времени разовьет слишком большую скорость и потратит подавляющую часть своей энергии на преодоление сопротивления воздуха. Сегодня большинство этих опасений можно считать беспочвенными; ракеты уже не раз выходили из пределов земной атмосферы. Практика показала, что стоит только ракете на оптимальном режиме достичь тропопаузы, как будут устранены почти все препятствия для ее дальнейшего движения вверх. Это объясняется тем, что атмосферный слой, лежащий ниже тропопаузы, содержит 79% всей массы воздуха; стратосфера охватывает 20% массы, а в ионосфере рассеяно менее 1 % всей массы воздуха.

Степень разреженности воздуха в верхних слоях атмосферы еще лучше иллюстрируется средней длиной свободного пробега молекул воздуха. Известно, что на уровне моря в 1см³воздуха при +15°C содержится 2,568 X 10¹⁹ молекул, которые постоянно находятся в быстром движении. Так как молекул очень много, они часто сталкиваются между собой. Среднее расстояние по прямой, которое молекула проходит от одного до другого столкновения, называется средней длиной свободного пробега. Этот параметр не зависит от скорости движения молекулы, а следовательно, и от температуры среды. На уровне моря средняя длина свободного пробега молекул воздуха равна 9,744 X 10^-6см, на высоте 18км она уже достигает 0,001мм, на высоте 50км составляет 0,1мм, а в 400км от Земли она приближается к 8км.

На еще больших высотах понятие средней длины свободного пробега молекул теряет всякое значение, так как воздух здесь перестает быть непрерывной средой и превращается в скопление молекул, двигающихся вокруг Земли по независимым астрономическим орбитам. Вместо сплошной атмосферы на этих высотах отмечается область «молекулярных спутников», которую астрофизики называют «экзосферой».

В верхних слоях атмосферы встречаются зоны высоких температур. Так, на высоте 80км температура составляет 350° С. Но эта весьма внушительная на первый взгляд величина выражает по сути дела только то, что молекулы воздуха здесь перемещаются с очень большой скоростью. Нагреться же до такой температуры, оставаясь здесь в течение недолгого времени, попавшее сюда тело не может, как не могут погибнуть от жары люди, находящиеся в просторном сарае, в одном углу которого висит лампочка с нитью накала, раскаленной до нескольких тысяч градусов.

В специальной литературе не раз поднимался вопрос об отыскании такой «оптимальной скорости» ракеты, которая была бы достаточной для преодоления сопротивления воздуха и силы земного тяготения, но не настолько большой, чтобы вызвать перегрев ракеты. Практика показывает, что этот вопрос практического значения не имеет, так как крупные жидкостные ракеты, двигающиеся довольно медленно в нижних слоях атмосферы, не могут иметь ускорений, которые обеспечили бы их разгон даже до «оптимальной скорости» на этом участке траектории. К моменту достижения этой скорости ракеты, как правило, оказываются за пределами нижних слоев атмосферы и не подвергаются больше опасности перегрева.

Несколько лет назад появились первые большие ракеты на твердом топливе, которые вызвали в ходе их разработки необходимость изменения многих уже установившихся норм проектирования ракет. Национальный консультативный комитет по авиации (НАКА) провел для этого ряд исследований с целью выбора наиболее приемлемых форм для корпуса, хвостового оперения, крыльев ракет, предназначенных для полетов на больших скоростях. Были построены и запущены с двигателями на твердом топливе опытные модели, полезные нагрузки которых были так велики, а время работы двигателей столь непродолжительно, что опасность превышения «оптимальной скорости» почти не появлялась. В дальнейшем ракеты на твердом топливе, особенно ракета «Дикон», стали применяться для научных исследований, и прежде всего для исследований космических лучей.

Космические лучи представляют собой быстро движущиеся элементарные частицы (главным образом протоны). Когда такая частица приближается к Земле, магнитное поле Земли отклоняет ее, и может случиться так, что она вообще не попадет в атмосферу. В самых верхних слоях атмосферы протоны сталкиваются с атомами кислорода или водорода, в результате чего возникают качественно новые космические лучи, которые в технике называются «вторичными» в отличие от пришедших из космоса, то есть «первичных». Максимальная плотность космических лучей наблюдается на высоте около 40км, где вторичные лучи еще не успевают поглотиться атмосферой.

Источник происхождения первичных космических лучей пока неизвестен, так как магнитное поле Земли отклоняет их настолько сильно, что определить первоначальное направление их движения в пространстве оказывается невозможным.

Интенсивность космического излучения у поверхности Земли практически не зависит от времени года и суток, однако на различных магнитных широтах она бывает разной. Минимальные значения она имеет на магнитном экваторе, а максимальные — над магнитными полюсами на высоте 22,5км.

Задача исследования космических лучей как раз и заключалась в том, чтобы поднять научные приборы на такую высоту над магнитным полюсом или по меньшей мере поблизости от него. Ракеты «Аэроби», уже использовавшиеся для этого, были не вполне удобны, так как они были все же недешевы в производстве и, кроме того, нуждались в пусковой вышке. Можно было установить приборы и на ракете «Дикон», но она имела очень большое ускорение при подъеме и поэтому очень быстро развивала огромную скорость, расходуя большую часть своей кинетической энергии на преодоление сопротивления воздуха на малых высотах. Выход из этого положения был найден доктором Джеймсом ван Алленом, который предложил производить пуск ракеты «Дикон» на высоте 20км. В качестве средства доставки ракеты на такую высоту можно было использовать пластмассовые воздушные шары «Скайхук».

Первые «рокуны» (так стала называться эта комбинация ракеты с воздушным шаром) были запущены в 1952 году с катера береговой охраны «Истуинд» у берегов Гренландии. Пусковая цепь ракеты замыкалась барометрическим реле, когда давление окружающего воздуха падало до заданного уровня (это происходило приблизительно через час после запуска воздушного шара). Такой способ запуска позволял ракете «Дикон» подняться на высоту свыше 80км.

Вторая серия экспериментальных пусков «рокунов» была осуществлена в Тихом океане примерно в 300 милях к юго-западу от Сан-Диего (Калифорния) во второй половине июля 1956 года. Кораблем-маткой на этот раз служил американский военный корабль «Колониэл», сопровождаемый эсминцем «Перкинс», который обеспечивал радиолокационное слежение за ракетой. Целью этих запусков было исследование ультрафиолетового и рентгеновского излучений Солнца при периодических вспышках. На Земле солнечная вспышка ощущается в виде непродолжительного затухания радиосигналов на средних и коротких волнах. Если бы старт «рокуна» совпал с одной из таких вспышек, ракета взлетела бы слишком поздно. Поэтому воздушный шар с ракетой запускался каждое утро и удерживался на высоте 24км. Сотрудники наземной станции в Калифорнии следили за вспышками на Солнце по затуханию радиосигналов. При обнаружении затухания об этом сообщалось на корабль, с борта которого на «рокун» посылался радиосигнал о запуске ракеты. Ракета освобождалась от воздушного шара, прорывая его пластмассовую оболочку, и исчезала в небе. Всего было произведено десять таких запусков.

Результаты, полученные при запуске первого «рокуна», показали, что для исследования верхних слоев атмосферы могут быть использованы и более крупные ракеты, чем «Дикон». Это привело к созданию целой серии двухступенчатых ракет с двигателями на твердом топливе («Найк-Кэджун», «Найк-Дикон», «Террапин», HTV и другие).
Рис. 52. Ракета «Найк-Дикон» (DAN). Все размеры указаны в см

Первые комбинированные ракеты «Найк-Дикон», известные больше под названием DAN (рис. 52, 53), были готовы для запуска летом 1955 года. Две из них были запущены на испытательной станции в Уоллопс-айленд в примерно одинаковых условиях, за исключением того, что ракета № 1 имела полезную нагрузку весом 15,5кг, а ракета № 2— 17,5кг. Запущенная под большим углом (75°) ракета № 1 достигла максимальной высоты 108км, а ракета № 2 поднялась до 107км. В основании носового конуса второй ступени ракеты «Найк-Дикон» помещался сферический акселерометр, поджатый пружинами; носовой конус и акселерометр соединялись с корпусом ракеты с помощью кольца-держателя. На высоте 55км это кольцо, подрывалось-специальным зарядом и нижняя пружина (более сильная) выталкивала акселерометр вместе с носовым конусом вперед по ходу ракеты. Сразу после этого более слабая верхняя пружина отделяла акселерометр от носового конуса.

Если бы двигатели обеих ступеней ракеты «Найк-Дикон» запускались так же, как в ракете «Бампер», то вторая ступень имела бы скорость более высокую, чем оптимальная. Чтобы избежать этого, в работе двигателей была предусмотрена пауза между концом работы двигателя первой и началом работы второй ступени. В силу этого движение-ракеты после отделения ускорителя замедлялось, и она могла преодолевать плотные слои атмосферы на сравнительно небольшой скорости. Тем самым снижалась максимальная температура нагрева обшивки носового конуса и кожуха двигателя и уменьшалось аэродинамическое сопротивление. Предварительными расчетами было определено, что оптимальная продолжительность паузы, во время которой вторая ступень по инерции продолжала набирать высоту, должна составлять 10—14 секунд. Для этого во второй ступени (ракета «Дикон») был применен электрический пиропатрон с номинальной задержкой воспламенения порядка 15,5 секунд для обеспечения 12-секундной паузы после окончания работы двигателя первой ступени, продолжавшейся 3,5 секунды. Хотя расчетная точность времени задержки воспламенения пиропатрона не превышала 1 секунды, при первом действительном пуске ракеты DAN пауза продолжалась около 17 секунд. Соответственно во время испытаний второй ракеты DAN задержка воспламенения была сокращена до 13,5 секунд, благодаря чему паузу удалось уменьшить до 12,8 секунды.
Рис.53. Траектории полетов ракеты «Найк-Дикон». Цифры в скобках показывают данные, полученные при втором пуске

Ракету «Найк-Кэджун», во многом похожую на ракету «Найк-Дикон», можно рассматривать как результат развития последней. Первая ступень ее представляла собой ускоритель ракеты «Найк», вторая — ракету «Кэджун», которая отличалась от ракеты «Дикон» только более совершенным топливом. Первая ракета «Найк-Кэджун» была запущена с базы Уоллопс-айленд 6 июля 1956 года. Запуск осуществлялся под углом 75° к вертикали; стартовый вес несколько превышал 705кг, вес второй ступени был равен 116кг, вес полезной нагрузки — 23кг.

Через 3,3 секунды после старта ракета уже достигла высоты 1600м и двигалась со скоростью, в три раза превышающей скорость звука. Через 12,3 секунды после отделения ускорителя скорость второй ступени уменьшилась на одну треть, но ракета уже поднялась на 8600м. В этот момент включился двигатель ракеты «Кэджун», проработавший в течение 3 секунд, за которые ракета успела достичь высоты 11,9км и развить скорость, в 5,7 раза превышающую скорость звука. Через 175 секунд после отделения ускорителя ракета упала в океан, достигнув максимальной высоты 130км и покрыв расстояние по прямой более 142км.

В конце 1957 года была запущена четырехступенчатая сверхзвуковая опытная ракета (HTV). Она состояла из двух ускорителей ракеты «Найк» (первые две ступени), 137-cм ракеты фирмы «Тиокол» Т-40 на твердом топливе (третья ступень) и 183-cм ракеты фирмы «Тиокол» Т-55 (четвертая ступень). Общая длина всей ракеты равнялась 10,87м, а ее стартовый вес— 1270кг. Пауза после окончания работы двигателя первой ступени продолжалась 11 секунд, второй ступени—5 секунд, третьей ступени—2 секунды. Максимальная скорость четвертой ступени на высоте 25,5км превышала скорость звука в 10,4 раза, а максимальная высота подъема составляла около 305км.

В настоящее время в системе НАКА создается новая ракета HTV, которая будет иметь в качестве первой ступени ракету «Онест Джон», в качестве второй ступени—ускоритель ракеты «Найк» и две ракеты фирмы «Тиокол»—в качестве третьей и четвертой ступеней. Предполагается, что эта комбинированная ракета превысит высоту, достигнутую ракетой «Бампер» № 2.

В то время как НАКА работал над созданием комбинированных многоступенчатых ракет, другие фирмы и проектные организации тоже не теряли времени даром. По заказу ВМС США фирма «Купер Девелопмент» разработала одноступенчатую высотную ракету ASP (рис. 54) с двигателем на твердом топливе, разработанным фирмой «Грэнд сентрал рокит» в Редлэндсе (Калифорния). Стартовый вес ракеты ASP несколько превышал 111кг, конечный вес равнялся 43кг. Опытные пуски ракет ASP проводились на полигонах в Пойнт-Мугу и Уайт Сэндз, причем пуск большей частью осуществлялся под углом 30° для получения полных баллистических данных. Из 80 ракет ASP, запущенных в 1956 году, 30 ракет подвергались специальным стендовым испытаниям в условиях меняющейся температуры воздуха (от —1° С до +54°С).

В ходе этих испытаний были получены следующие характеристики ракеты ASP: при полезной нагрузке в 11,5кг она должна была достичь высоты 61км (73км при запуске с полигона в Уайт Сэндз, расположенном на высоте 1219м над уровнем моря); при полезной нагрузке 23кг высота должна была соответственно составить 52 и 61км. Используя ракету ASP в системе «рокун», можно было бы поднять ее на высоту 195км с полезной нагрузкой в 11,5кг и на высоту 152км с полной нагрузкой (23кг). С ускорителем ракеты «Найк» ракета ASP при полезной нагрузке в 11,5кг должна была достичь высоты 259км при условии нормальной задержки воспламенения топлива в двигателе второй ступени.
Рис.54. Ракета ASP (снаряд для исследования атмосферы). Уменьшенный вариант этой ракеты известен под сокращенным наименованием WASP

21 сентября 1956 года с полигона Уоллопс-айленд взвилась еще одна новая ракета—«Террапин», спроектированная совместно университетом штата Мэриленд и фирмой «Рипаблик авиейшн» под руководством доктора Фреда Зингера. Вторая ступень этой ракеты с двигателями на твердом топливе достигла высоты 128км и упала в море через 5 минут 36 секунд после старта. Ракета имела длину 4,57м и максимальный диаметр — 158мм. Стартовый вес ракеты был равен примерно 102кг, а вес научной аппаратуры—2,7кг. В ноябре 1954 года была запущена еще одна опытная сверхзвуковая ракета. Созданная фирмой «Кэртис-Райт» по заказу ВВС США, она, подобно другим ракетам этого типа, являлась двухступенчатой системой с двигателями на твердом топливе, но имела одно любопытное отличие: каждая ступень здесь представляла собой связку ракет (первая ступень — связка из семи ракет, вторая — из четырех ракет). Каждая ступень имела длину 1,5м; диаметр же связки ракет первой ступени составлял всего 228мм, а диаметр второй ступени еще меньше— 152мм. Вторая ступень оканчивалась носовым конусом длиной 61см, в котором помещалась научная аппаратура. Поскольку задачей, стоявшей перед создателями этой опытной ракеты, было получение информации о явлениях, возникающих при больших скоростях полета в плотном воздухе, паузы между окончанием работы двигателя первой ступени и началом работы второй здесь не делалось. Поэтому максимальная высота подъема этой ракеты по сравнению с максимальной высотой, достигнутой ракетой HTV НАКА, была довольно незначительной.

Оглядываясь назад, можно сказать, что 1956 год был годом триумфа составных ракет на твердом топливе, так как они показали очень хорошие результаты при использовании их в комплексе с ракетой «Редстоун». Ракета «Редстоун», называемая также «Юпитером»-А, являлась прямым «потомком» ракеты «Фау-2», так как она была разработана в арсенале Редстоун, в Хантсвилле (Алабама), инженерами из Пенемюнде, работавшими под руководством доктора Вернера фон Брауна¹. Она во многом походила на ракету «Фау-2»; в качестве топлива в ней тоже применялся этиловый спирт и жидкий кислород; центробежный турбонасос подачи топлива приводился в действие путем разложения перекиси водорода; управление также осуществлялось с помощью четырех графитовых газовых рулей, помещенных в потоке истекающих газов. Мало отличий имелось и у пускового стола ракеты; из комплекса наземного оборудования ракеты «Редстоун» был исключен только грунтовой лафет для перевода ее из горизонтального положения в вертикальное. Ракета снималась с тележки транспортера и устанавливалась прямо на пусковой стол с помощью длинной стрелы крана. Отделение головной части ракеты, в которой заключены боевая часть и приборный отсек, от остальной части ракеты происходило на нисходящей ветви траектории.
¹ Группа специалистов, вывезенных из Пенемюнде в США, разъехалась по всей стране. Генерал Дорнбергер первым отделился от своих подчиненных, чтобы возглавить отделение управляемых снарядов фирмы «Белл Эпкрафт» в Ниагара-Фоллз. Несколько специалистов из Пенемюнде после получения американского гражданства поступили на работу в частные фирмы, но основная группа, руководимая фон Брауном, стала ядром Армейской лаборатории при арсенале Редстоун. —Прим. авт

Дальность полета ракеты «Редстоун» составляла примерно 320—400км. Поскольку эта ракета имела значительно большие габариты, чем ракета «Фау-2»², боевая часть должна была весить не меньше 5 т. Большая полезная
² Длина—21,2м, диаметр— 1,8м, размах стабилизаторов—4.4м, стартовый вес—18000кг: тяга ракетного двигателя при старте— 29500кг (см. «Flight», Dec. 7,1956).—Прим. авт.
нагрузка делала ракету «Редстоун» почти идеальным ускорителем, вернее, первой ступенью, для весьма сложных и довольно тяжелых опытных многоступенчатых ракетных систем. Например, она могла бы нести многоступенчатую систему связок ракет на твердом топливе, и надо сказать, что этот эксперимент не замедлил состояться. Вечером 20 сентября 1956 года с помощью ракеты «Редстоун» на испытательном полигоне во Флориде была поднята система ракет на твердом топливе. Вторая ступень этой системы (ракета «Редстоун» была первой ступенью) представляла собой связку из четырех ракет на твердом топливе (уменьшенные ракеты типа «Сержант», получившие название «Рекрут» или «Бэби-Сержант»). Третьей ступенью системы являлась одна ракета «Рекрут».
Рис.55. Траектории полета ракеты «Юпитер»-С. Линии, обозначенныех иу, указывают радиусы Земли, образующие геоцентрический угол в 60°

Так как ракета «Редстоун» была жидкостной ракетой с небольшим ускорением, задержка воспламенения в двигателе второй ступени, вероятно, не была нужна. Система показала на летных испытаниях следующие результаты: первая ступень упала в 160км от стартовой позиции, вторая ступень (связка пороховых ракет) упала на расстоянии 614км от точки старта, а третья ступень была найдена в 5310км. Третья ступень достигла высоты 1094км.

В этом запуске описанная система, получившая название «Юпитер»-С, побила рекорд высоты, установленный ранее ракетой «Бампер» № 5, и рекорд дальности русской двухступенчатой ракеты, которая в конце 1955 года покрыла расстояние 1500км. Есть основания считать, что если бы в качестве первой ступени в этой системе использовалась связка из семи ракет «Рекрут», во второй ступени —четыре ракеты «Рекрут» и в последней ступени —одна такая ракета, то эта последняя вышла бы из сферы земного притяжения.

далее

к началу назад