вернёмся в начало?
Часть III. ОТ ФЕЙЕРВЕРОЧНОЙ РАКЕТЫ К КОРАБЛЮ ВСЕЛЕННОЙ
Глава IV. Проекты ракетных кораблей для полетов в мировое пространство

1. Проект воздухоплавательного прибора Н.И. Кибальчича (1881 г)

2. Корабль вселенной Германа Гансвиндта (начиная с 1881 г)

3. Проект космических ракет К.Э.Циолковского (начиная с 1895 г.)

4. Проекты ракет Франца Гефта

5. Проекты космических ракет Германа Оберта (начиная с 1897 г)

6. Проект электронно-ракетного корабля Ф.А.Улинского (начиная с 1913 г)

7. Исследования В.Гомана (начиная с 1914 г)

8. Исследования ракет Г.Годдарда (начиная с 1917 г)

9. Проекты и исследования Ф.А.Цандера (начиная с 1920 г)

10. Остальные современные проекты ракетных кораблей

В области техники трудно проводить хронологические границы последовательных стадий разработки какого-либо изобретения. Это объясняется тем, что мы никогда не можем знать наверное, не ожила ли старая, признанная непрактичной идея вновь в какой-нибудь другой области, приобрев актуальность в результате новых открытий. Тем не менее автор счел правильным начать главу о проектах ракетных кораблей с 1881 г. Причиной этого является тот факт, что человек, о котором нам в этой главе придется говорить прежде, чем о других*, еще жив и отнюдь не отказался от соревнования с другими исследователями в борьбе за осуществление этой идеи.

* Автор подразумевает Г. Гансвиндта, которому в русском издании посвящен второй раздел этой главы. (Прим. ред.)

1. Проект воздухоплавательного прибора Н.И. Кибальчича (1881 г)*

* Раздел составлен редактором.

Впервые идея устройства летательного аппарата, могущего подниматься вверх и совершать перелеты в желаемом направлении силою ракет, была высказана 23 марта 1881 г. в проекте родившегося в 1854 г. русского революционера, члена партии «Народной воли» Николая Ивановича Кибальчича.

Проект этот был написан в тюрьме после того, как Кибальчич был приговорен к смертной казни за соучастие в покушении на императора Александра II, который 1 марта 1881 г. был убит бомбой, изготовленной для этой цели Кибальчичем.

Ввиду исключительного интереса, который представляет этот первый проект ракетного корабля, оставшийся однако без всякого влияния на все последующие проекты подобного рода, приводим его ниже (в сокращенном виде) для того, чтобы дать ясное представление о приоритете Н.И.Кибальчича в отношении целого ряда идей об осуществлении ракетного полета. Сейчас же следует отметить трагический конец талантливого изобретателя и необычную, но характерную судьбу его проекта.

Н.И.Кибальчич был казнен 3 апреля 1881 г., а его проект в течение нескольких десятилетий не получал никакого движения. Чиновники департамента полиции рассудили, что давать проект, как об этом просил его автор, «на рассмотрение ученых теперь едва ли будет своевременно и может вызвать только неуместные толки», и попросту решили «приобщить его к делу о 1 марта». Замечательный проект пролежал 36 лет никому неведомым в запечатанном конверте. Только в августе 1917 г., после свержения самодержавия он был найден в архиве департамента полиции и опубликован сначала в № 10 - 11 журнала «Былое» за 1918 г., а затем и в книгах Я.И.Перельмана, Н.А.Рынина и А.А.Родных.

Проект воздухоплавательного прибора бывшего студента Института инженеров путей сообщения Николая Ивановича Кибальчича, члена русской социально-революционной партии:

«Находясь в заключении, за несколько дней до своей смерти, я пишу этот проект. Я верю в осуществимость моей идеи, и эта вера поддерживает меня в моем ужасном положении.

Если же моя идея, после тщательною обсуждения учеными специалистами, будет признана исполнимой, то я буду счастлив тем, что окажу громадную услугу родине и человечеству. Я спокойно тогда встречу смерть, зная, что моя идея не погибнет вместе со мной, а будет существовать среди человечества, для которого я готов был пожертвовать своей жизнью. Поэтому я умоляю тех ученых, которые будут рассматривать мой проект, отнестись к нему как можно серьезнее и добросовестнее и дать мне на него ответ как можно скорее.

Прежде всего я считаю нужным заметить, что, будучи на свободе, я не имел достаточно времени, чтобы разработать свой проект в подробностях и доказать его осуществление математическими вычислениями. В настоящее время я, конечно, не имею возможности достать нужные для этого материалы. Следовательно, эта задача - подкрепление моего проекта математическими формулами - должна быть сделана теми экспертами, в руки которых попадет мой проект.

В своих мыслях о воздухоплавательной машине я прежде всего остановился на вопросе, какая сила должна быть употреблена, чтобы привести в движение такую машину... Можно сказать, что сила пара здесь непригодна... Паровая машина громоздка сама по себе и требует много угольного нагревания для приведения в действие. Поэтому я думаю, что какие бы приспособления ни были приделаны к паровой машине, - вроде крыльев, подъемных винтов и пр. - паровая машина не в состоянии поднять самое себя на воздух».

В последующем изложении вступительной части своего проекта Кибальчич отвергает применимость для целей воздухоплавания электродвигателей и мускульной силы человека *.

* Интересно отметить, что Кибальчич в данном отношении недооценил возможности применения как паровой машины, так и мускульной силы, так как в настоящее время существуют и самолеты, движимые паровыми машинами, и летательные аппараты, движимые мускульной силой человека (орнитоптеры). О двигателях внутреннего сгорания Кибальчич говорить не мог, так как в то время они еще не были изобретены. (Прим. ред.)

Затем он продолжает:

«Какая же сила применима к воздухоплаванию? Такой силой, по моему мнению, являются медленно горящие взрывчатые вещества.

В самом деле, при горении взрывчатых веществ образуется более или менее быстро большое количество газов, обладающих, в момент образования, громадной энергией. Я не помню в точности, какую работу, если выразить ее в килограммо-метрах, производит воспламенение 1 фунта пороха, но, если не ошибаюсь, 1 фунт пороху, будучи взорван в земле, может выбросить земляную глыбу, весящую 40 пудов. Словом, никакие другие вещества в природе не обладают способностью развивать в короткий промежуток времени столько энергии, как взрывчатые.

Но каким образом можно применить энергию газов, образующихся при воспламенении взрывчатых веществ, к какой-либо продолжительной работе? Это возможно только под тем условием, если та громадная работа, которая образуется при горении взрывчатых веществ, будет образовываться не сразу, а в течение более или менее продолжительного промежутка времени. Если мы возьмем фунт зернистого пороха, вспыхивающего при зажигании мгновенно, спрессуем его под большим давлением в форму цилиндра и затем зажжем один конец этого цилиндра, то увидим, что горение не сразу охватит цилиндр, а будет распространяться довольно медленно от одного конца к другому и с определенной скоростью. Скорость распространения горения в прессованном порохе определена из многочисленных опытов и составляет 4 линии в секунду.

На этом свойстве прессованного пороха основано устройство боевых ракет... В настоящее время изготовляются такие ракеты, которые могут поднять до пяти пудов разрывного снаряда...

Правда, пример ракеты не совсем подходит сюда, так как ракеты отличаются такой громадной быстротой полета, которая немыслима для воздухоплавательного прибора, но эта быстрота происходит от того, что в ракете помещают значительные количества прессованного пороха и притом поверхность его велика. Если же требуется гораздо меньшая быстрота полета вверх, то и количество пороха, сгорающее в единицу времени, должно быть гораздо меньше...

Рис. 51. Набросок проекта ракетного корабля Н.И.Кибальчича (1881 г.)

Итак, вот схематическое описание моего прибора: «В цилиндре А, имеющем в нижнем дне отверстие С, устанавливается по оси, ближе к верхнему дну, пороховая свечка К (так буду я называть цилиндрики из прессованного пороха). Цилиндр А посредством стоек NN прикреплен к средней части платформы Р, на которой должен стоять воздухоплаватель. Для зажигания пороховой свечки, а также для устанавливания новой свечки на место сгоревшей (притом, конечно, не должно быть перерыва в горении) должны быть придуманы особые автоматические механизмы. Так, для установления пороховых свечей, по мере их сгорания, самым подходящим автоматическим приспособлением было бы приспособление, приводимое в движение часовым механизмом вследствие правильности сгорания пороховых свечей. Но я не коснусь здесь этих приспособлений, так как все это легко может быть разрешено современной техникой.

Представим теперь, что свеча К зажжена. Через очень короткий промежуток времени цилиндр А наполняется горючими газами, часть которых давит на верхнее дно цилиндра, и если это давление превосходит вес цилиндра, платформы и воздухоплавателя, то прибор должен подняться вверх. Заметим, кстати, что в поднимании прибора вверх будет участвовать не одна только сила давления пороховых газов: горячие газы, наполняющие цилиндр А, имеют меньший удельный вес, чем вес вытесненного ими воздуха, поэтому, на основании аэростатического закона, прибор должен сделаться легче на разницу в весе воздуха, наполнявшего цилиндр А, и пороховых газов в нем. Следовательно, здесь встречается также и то выгодное обстоятельство, которое в аэростате составляет причину поднятия. Давлением газов прибор может подняться очень высоко, если величина давления газов на верхнее дно будет во все время поднятия превышать тяжесть прибора. Если же желают остановиться на известной высоте в неподвижном состоянии, то для этого нужно вставить менее толстые пороховые свечи так, чтобы давление образующихся газов как раз уравновешивало бы тяжесть прибора.

Таким путем воздухоплавательный прибор может быть поставлен по отношению к воздушной среде - в таком же положении, как неподвижно стоящее судно - по отношению к воде. Каким же образом можно двинуть теперь наш аппарат в желаемом направлении?

Для этого можно предложитъ два способа.

Можно употребить второй, подобный же цилиндр, установленный только горизонтально и с обращенным не вниз, а в сторону отверстием в дне. Если в такой цилиндр вставить подобное же приспособление с пороховыми свечками и зажечь свечку, то газы, ударяясь в дно цилиндра, заставят лететь прибор по тому направлению, куда обращено дно. Для того же, чтобы горизонтальный цилиндр можно было установить в каком угодно направлении, он должен иметь движение в горизонтальной плоскости...

Но мне кажется, что можно ограничиться и одним цилиндром, если установить его таким образом, чтобы он мог быть наклоняем в вертикальной плоскости, а теперь бы мог иметь конусообразное вращение. Наклонением цилиндра достигается вместе и поддержание аппарата в воздухе, и движение в горизонтальном направлении...

Что же касается вообще до устойчивости, то, мне кажется, она будет достаточна, ввиду того что цилиндры расположены выше тяжелых частей аппарата и при том таким образом, что центр тяжести по крайней мере одного из них, напр., верхнего, находится на одной отвесной линии с центром тяжести аппарата. Впрочем, для устойчивости могут быть придуманы какие-нибудь регуляторы движения в виде крыльев и т. п.

Для того чтобы аппарат мог спуститься на землю, нужно вставлять пороховые свечки постепенно все меньшего диаметра, и тогда аппарат также будет постепенно опускаться.

В заключение замечу, что, по моему мнению, не один прессованный порох может служить для этой цели. Существует много медленно горящих взрывчатых веществ, в состав которых входит тоже селитра, сера и уголь, как и в порохе, но только в другой пропорции или с примесью еще других веществ. Может быть, какой-нибудь из этих составов окажется еще удобнее прессованного пороха.

Верна или не верна моя идея - может решить окончательно лишь опыт. Из опыта же можно определить необходимые соотношения между размерами цилиндра, толщиной пороховых свечей и весом поднимаемого аппарата. Первоначальные опыты могут быть удобно произведены с небольшими цилиндриками даже в комнате.

23 марта 1881 г.»

В заключение необходимо отметить замечательную особенность этого проекта. Когда Кибальчич писал его, то он думал лишь о возможности применения ракет для управляемых полетов в атмосфере. О большем, т.е. о полетах заатмосферных и тем более межпланетных, в ту пору, разумеется, не приходилось и мечтать, так как в то время еще не существовало ни самолетов, ни дирижаблей. Однако, как было показано впоследствии рядом исследователей, принцип ракетного полета, положенный Кибальчичем в основу своего проекта, вполне применим и для осуществления полета в мировое пространство.

Лишь отдав себе в этом отчет, мы сможем в должной мере оценить творческую мощь самобытного ума Н.И.Кибальчича, за несколько дней перед казнью в тюремной одиночке сумевшего указать путь, пойдя которым крупнейшие специалисты нашего времени дерзают осуществить одну из величайших грез человечества - полет в мировое пространство. Убежденный революционер в политике, отдавший свою жизнь в борьбе с самодержавием, Н.И.Кибальчич оказался и крупнейшим революционером в науке и технике.

2. Корабль вселенной Германа Гансвиндта (начиная с 1881 г)

Уже в 1881 г. родившийся 12 июня 1856 г. Герман Гансвиндт в своем докладе, сделанном в Берлинской филармонии, развил план проектируемого им корабля вселенной, движимого силою ракет (рис. 52). Таким образом он, повидимому, является первым, высказавшим убеждение в технической осуществимости корабля вселенной и предложившим всесторонне продуманную конструкцию такого корабля.

Рис. 52. Проект космического корабля Германа Гансвиндта.

Двигатель такого корабля Гадовиндт представлял себе в форме толстостенного стального колокола, который одновременно должен был играть роль своего рода маховика для смягчения и устранения толчков, производимых отдельными взрывами. Двигательная сила должна была развиваться в результате выбрасывания из внутренней части этого колокола газов, образуемых при быстро следующих один за другим взрывах патронов. Патроны эти, состоящие из взрывчатого вещества, обладающего возможно большей теплотворной способностью, должны были последовательно вводиться в колокол. Вначале это взрывчатое вещество предполагалось твердым, но мыслимо было использование его и в жидкой форме. Химический состав этого взрывчатого вещества, которое должно было играть роль горючего, Гансвиндт объявил своим секретом. Другим его секретом являлось устройство, с помощью которого должна была автоматически осуществляться быстрая подача в колокол патронов из расположенных по бокам его больших барабанов, несущих каждый но несколько тысяч патронов, и безотказное последовательное зажигание этих патронов в колоколе. Дальнейший запас этих патронов Гансвиндт рассчитывал не помещать в закрытых камерах, так как стенки последних должны были явиться чрезмерно большим мертвым грузом, но подвешивать гроздьями на канатах. Из этого описания видно, что аппарат Гансвиндта относился к типу пороховых ракет прерывного действия.

К этой двигательной системе должна была на пружинных подвесках прикрепляться возможно более тесная пассажирская кабина, выполненная в форме воздухонепроницаемого цилиндра и снабженная окнами и лазами. Подвески должны были еще более смягчать рывки неравномерно летящего вперед колокола. Пассажирская кабина предполагалась небольших размеров для избежания предвиденного Гановиндтом значительного превышения господствующего в ней внутреннего давления над внешним. Отопление пассажирской кабины должно было производиться образующимися при взрывах пороховыми газами, извергаемыми из трубы, проходящей через кабину. Гансвиндт отдавал себе отчет также и в том, что должны были быть приняты меры для поддержания в камере нормального давления воздуха и для восстановления израсходованного при дыхании кислорода.

Равновесие всего корабля должно было являться устойчивым, так как точка приложения движущей его силы всегда расположена перед центром его тяжести, что Гансвиндт считал весьма существенным и характерным для своей конструкции. Равным образом он претендует на приоритет идеи способа устранения невесомости находящихся в корабле пассажиров и предметов в то время, когда взрывов в колоколе не производится. Он предполагал бороться с потерей тяжести центробежной силой, сообщая кораблю вращение вокруг его продольной оси. Благодаря этому вращению цилиндрические стенки кабины должны были играть роль пола, к которому под действием центробежной силы должны были прижиматься все пассажиры и предметы. Таким образом, если бы этих пассажиров имелось несколько, могло наступить такое положение, при котором они оказались бы повернутыми друг к другу и к предельной оси корабля головами.

Толчок, необходимый для приведения корабля во вращение вокруг продольной его оси, по мысли Гансвиндта, должен был производиться несколькими направленными вбок взрывами. Таким же образом это вращение должно было и приостанавливаться, так как в противном случае корабль, однажды приведенный во вращение, продолжал бы его безостановочно. Кроме того Гансвиндт предусмотрел возможность осуществить искусственную тяжесть, обусловленную центробежной силой, путем связывания достаточно длинным канатом двух таких кораблей и последующего приведения всей системы во вращение вокруг общего ее центра тяжести.

Старт своего корабля вселенной Гансвиндт мыслил произвести следующим образом. Прежде всего корабль должен быть поднят возможно выше вертолетами, или геликоптерами (воздухоплавательными аппаратами с вертикально действующими винтами). Гансвиндт считал это необходимым, так как его корабль вселенной вследствие его необтекаемой формы не был в состоянии с достаточной для него скоростью самостоятельно подниматься в пределах земной атмосферы. После этого должен был быть приведен в действие взрывной аппарат. Гансвиндт знал уже в 1881 г., что коэфициент полезного действия ракетного двигателя может быть благоприятным только при очень больших скоростях движения. Такие скорости, однако, могли достигаться лишь постепенно, принимая во внимание, что пассажиры не были бы в состоянии вынести чрезмерно сильное увеличение тяжести. Поэтому он предполагал пользоваться ускорением движения, не превосходящим двойного ускорения свободного падения под действием земной тяжести.

Более далекое проникновение в мировое пространство Гансвиндт предлагал начать с помощью установки промежуточной станции для заправки горючим. Поверхность Луны он считал мало пригодной для устройств на ней такой станции, предпочитая устройство ее на маленьком искусственном спутнике Земли, сила притяжения на котором (см. стр. 53) должна была бы быть чрезвычайно малой. При условии организации такой промежуточной станции Гансвиндт считал достижимыми даже неподвижные звезды, как, например, альфу Центавра, для чего, однако, должно было использоваться в течение весьма продолжительного времени ускорение, в 10 раз превосходящее ускорение земной тяжести. Поэтому он сомневался, чтобы пассажиры могли выдержать такое путешествие.

Благодаря разным неблагоприятным обстоятельствам Гансвиндт не смог изготовить даже модели проектируемого им корабля вселенной. Однако еще в 1927 г. он заявил, что не предполагает прибавить ничего существенного к своему первоначальному проекту, что первый опубликованный в 1881 г. его чертеж является лишь схематическим, но отнюдь не рабочим чертежом для изготовления такого корабля, и что он намеревается запатентовать ряд сконструированных им деталей.

3. Проекты космических ракет К.Э.Циолковского (начиная с 1895 г.)*

* Раздел составлен редактором.

В отличие от ряда иностранных исследователей проблемы полетов в мировое пространство, относящих начало своих работ в этой области к началу XX в., но опубликовавших их лишь в 30-х годах, Константин Эдуардович Циолковский опубликовал первую свою работу по этому вопросу в 1903 г. Она называлась «Исследование мировых пространств реактивными приборами» и была напечатана в № 5 журнала «Научное обозрение» за 1903 г. В 1924 г. она была переиздана отдельной брошюрой под заглавием «Ракета в космическое пространство». В этой первой в мире строго научной работе он дал принципиальное решение вопроса, указав на ракету, как на единственное средство для полета в мировое пространство. Эта же работа содержит и полную математическую теорию для вычисления необходимого начального веса ракеты и ее скорости.

Вполне понятно, что столь обстоятельное исследование в совершенно новой области могло быть написано лишь в результате длительных математических расчетов. К.Э.Циолковский в одной из своих последующих работ упоминает, что окончательные формулы, относящиеся к реактивному прибору, были им выведены уже 25 августа 1898 г. Мысль о принципиальной возможности полетов в мировое пространство впервые была высказана им в его книге «Грезы о земле и небе и эффекты земного тяготения», вышедшей в Москве в 1895 г.*

* В 1933 г. эта книга К.Э.Циолковского была переиздана Госмашметиздатом ОНТИ под заглавием «Тяжесть исчезла». (Прим. ред.)

В 1911 и 1912 гг. в журнале «Вестник воздухоплавания» была напечатана вторая часть его «Исследования мировых пространств реактивными приборами», в которой он дал общие формулы для вычисления начальной скорости и работы, необходимых для удаления с поверхности любой планеты, и требуемой продолжительности полета. В этом труде он доказал, что работа, необходимая для преодоления сопротивления воздуха, является незначительной по сравнению с огромной работой, необходимой для преодоления силы тяжести.

В 1914 г. в Калуге на собственные средства (как и многие другие свои книги) К. Э. Циолковский издал брошюру под тем же названием, являющуюся дополнением к I и II частям того же труда. В ней он в популярной форме подводит итоги выполненным до этого времени своим работам в этой области, резюмируя их в форме следующих пяти теорем, доказанных им ранее.

«Теорема 1. Пусть сила тяжести не уменьшается с удалением тела от планеты; пусть это тело поднялось на высоту, равную радиусу планеты, тогда оно совершит работу, равную той, которая необходима для полного одоления силы тяжести планеты».

«Теорема 2. В среде без тяжести окончательная скорость «ракеты» при постоянном направлении взрывания не зависит от силы и порядка взрывания, а только от количества взрываемого материала (по отношению к массе «ракеты»), его качества и устройства взрывной (в подлиннике опечатка: «взрывчатой» Ред.) трубы».

«Теорема 3. Если количество взрывчатого материала равно массе «ракеты», то почти половина работы взрывчатого вещества передается ракете».

«Теорема 4. Когда масса ракеты плюс масса взрывчатых веществ, имеющихся при реактивном приборе, возрастает в геометрической прогрессии, то скорость «ракеты» увеличивается в прогрессии арифметической».

«Теорема 5. В среде тяжести, например на Земле при вертикальном поднятии «ракеты», часть работы взрывчатых веществ пропадает - и тем большая часть, чем ближе давление вырывающихся газов на ракету к весу последней».

В своих исследованиях К. Э. Циолковский не дает конструктивного проекта своего ракетного корабля для полетов в мировое пространство, считая это преждевременным. Однако схемы такого ракетного корабля в нескольких вариантах (с прямым и изогнутым соплом) неоднократно им публиковались. Мы ограничимся воспроизведением на рис. 53 наиболее подробного схематического наброска, выполненного К.Э.Циолковским в 1913 г. по просьбе Я.И.Перельмана, автора общедоступно написанной книги «Межпланетные путешествия», первое издание которой вышло в 1915 г. К.Э.Циолковский тогда же снабдил свой набросок следующим описанием*:

*Цитируемое описание, соединенное в один абзац, и рис. 53 заимствованы из книги Я. И. Перельмана «Циолковский, его жизнь, изобретения и научные труды», ГТТИ, 1932. (Прим. ред.)

Рис. 53. Схематический набросок космической ракеты К.Э.Циолковского (1913 г.)

«Труба А и камера В из прочного и тугоплавкого металла покрыты внутри еще более тугоплавким материалом, например, вольфрамом или уплотненным углеродом. С и D - насосы, накачивающие жидкий кислород и углеводы в камеру (В) взрывания. Е - руль из двух взаимно пересекающихся плоскостей, как грубый способ управления ракетой. Взрывающиеся разреженные и охлажденные газы, благодаря этим рулям, изменяют направление своего движения и таким образом поворачивают ракету. Во время десятиминутного (или более кратковременного) взрывания люди будут находиться в таком состоянии, что на управление вручную надеяться невозможно. Необходим автоматический заранее испытанный прибор. Ракета еще имеет вторую наружную тугоплавкую оболочку. Между обеими тугоплавкими оболочками F, F, F есть промежуток, в который устремляется испаряющийся жидкий кислород в виде очень холодного газа. Он препятствует чрезмерному нагреванию обеих оболочек от трения при быстром движении ракеты (в земной) атмосфере. Жидкий кислород и такой же углевод разделены друг от друга непроницаемой (на чертеже не видной) оболочкой. J - труба, ведущая испаренный холодный кислород в промежуток между двумя оболочками. Он выбрасывается через отверстия К. После нескольких взрываний ракета приобретает какое-либо устойчивое состояние, например, она делается спутником Земли, как Луна. Тут начинается самое главное. Ракета свободна от тяготения (явление кажущееся, относительное), она окружена потоком света, но кругом ни молекулы газа. Открываются ставни, выдвигаются и слаживаются герметически закрытые оранжереи с очень разреженными газами и парами, с почвой и растениями. Эти растения и должны служить орудием питания и дыхания разумных существ в ракете». Некоторые иностранные авторы, реферировавшие работы К.Э.Циолковского в заграничных журналах, не всегда удачно пытались вносить в его схематический чертеж конструктивные улучшения и публиковали его под видом проекта «ракетного корабля Циолковского». На рис. 54 возпроизведена перепечатанная автором этой книги из немецкого журнала «Техническое обозрение» схема ракетного мотора, по Циолковскому.

Рис. 54. Схематический продольный разрез ракетного мотора по К.Э.Циолковскому.
КС - камера сгорания, ШС - шейка сопла, С - сопло. Холодные составные части горючего накачиваются насосами и смешиваются у решетки Р,е, где они при пуске мотора воспламеняются накаливаемым электричеством стержнем или проволокой. После того как решетка накалится, зажигание продолжается автоматически. Охлаждение производится путем циркуляции горючего в рубашке мотора, осуществляемой с помощью трубопроводов Т и Т₁.

В 1926 г. К.Э.Циолковский издал в Калуге книгу, названную им «Исследование мировых пространств реактивными приборами (переиздание работ 1903 и 1911 гг, с некоторыми изменениями и дополнениями)». Вопреки намерению автора дать в этой книге переиздание прежних своих работ на эту тему, ему в силу материальных условий пришлось ограничиться напечатанием почти одного только нового материала. В этой книге К.Э.Циолковский затрагивает ряд вопросов, разбиравшихся до 1926 г. Обертом, Гоманом, автором этой книги и др., высказывая при этом ряд новых оригинальных мыслей. Подводя итоги изложенному, К.Э.Циолковский предлагает следующий наиболее целесообразный, по его мнению, способ взлета ракеты:

«Полет выгодно начать в горах, на возможно большей высоте. На горах должна быть выровнена дорога с наклоном не более 10 - 20°. На автомобиль ставится ракета, которая приобретает от него скорость от 40 до 100 м. Затем снаряд, восходящим путем, летит самостоятельно, развивая сзади давление взрыванием веществ. Наклон снаряда по мере увеличения его скорости уменьшается, и полет приближается к горизонтальному. По выходе же из атмосферы и некоторого удаления от всяких ее следов, полет становится параллельным земной поверхности, т.е. круговым. Ускорение должно иметь наименьшую величину, примерно от 1 до 10 м/сек. Расход на сопротивление воздуха окажется минимальным. Влияние тяжести так же почти уничтожается (в отношении потери энергии). Первая скорость приобретается автомобилем, аэропланом или каким угодно прибором: сухопутным, водным или воздушным. Полет не в очень разреженной атмосфере может происходить энергией топлива - сжигаемого кислородом из атмосферы. Это сэкономит запаса топлива в 9 раз (идеальное число, когда запасается один чистый водород). Если ракета в воздухе еще не приобрела космической скорости, освобождающей ее от тяготения Земли, то в очень разреженных воздушных слоях кислородом атмосферы пользоваться уже нельзя. Поэтому тут пускается в ход запасный жидкий кислород или непрочное (по возможности эндогенное*) его соединение с другими газами (например, с азотом). Тогда недополученная скорость доводится до космической».

* Эндогенными называются соединения, образование которых происходит с поглощением теплоты. При разложении же их они выделяют ее обратно, благодаря чему энергия горения в камере сгорания ракеты может быть повышена. (Прим. ред.)

В 1927 г. К.Э.Циолковский издал в Калуге брошюру «Космическая ракета. Опытная подготовка», в которой он излагает план лабораторных работ, которые должны предшествовать космическому полету. По его идее, эти работы должны быть осуществлены с помощью неподвижной лабораторной установки, схематический чертеж которой он дает. В связи с подробным описанием в предыдущих главах произведенных в Германии опытов ракетной езды и ракетного полета, приоритет идеи которых приписывает себе автор этой книги, имеет смысл привести соответствующую цитату из этой брошюры Циолковского:

«После опытов на одном месте и достижения успеха можно снаряд поставить на четыре колеса и катиться реактивным действием на аэродроме. Сначала он может быть обыкновенных размеров, но, по мере увеличения скорости, размеры его должны возрастать. Возможно, что придется воспользоваться в тихую погоду озером и глиссером, сняв колеса.

При 4-х колесах придется управлять одним отвесным рулем поворота, при двух колесах, вдоль -рулями поворота и боковой устойчивости, наконец, при одном колесе - всеми рулями.

Затем с аэродрома или с озера можно начать взлеты, не выходя за пределы тропосферы. Для облегчения этого следует к аппарату приспособить аэропланные крылья, а рули увеличить настолько, чтобы они могли служить для планирования и при отсутствии взрывания».

В 1929 г. коллектив секции научных работников Калуги издал брошюру К. Э. Циолковского «Космические ракетные поезда», в которой он рассматривает возможность полета в мировое пространство, осуществляемого посредством соединения нескольких одинаковых реактивных приборов. По его мысли, такой ракетный поезд должен двигаться сначала по дороге, потом в воздухе, потом в пустоте вне атмосферы и, наконец, где-нибудь между планетами или солнцами. Из состава ракетного поезда одна только задняя ракета предназначена к совершению далекого пути, тогда как остальные ракеты, отработав, должны будут последовательно возвращаться на земную поверхность. Зажигание ракет должно производиться начиная с передней ракеты, чтобы весь поезд подвергался растяжению, с которым легче бороться, а не сжатию. Длину каждой ракеты-вагона предлагаемого им ракетного поезда Циолковский полагает равной 30 м, и диаметр - 3 м. Далее в этой брошюре он производит расчеты необходимых масс горючего, скоростей разбега и взлета, времени работы двигателей и углов взлета. К.Э.Циолковский приходит к выводу, что даже при употреблении в качестве горючего нефти и при использовании половинной энергии ее горения достижимы космические скорости. Пятиракетный поезд был бы достаточен для удаления от Земли и даже от ее орбиты, а десятиракетный - для достижения астероидов.

В последующие годы К. Э. Циолковским было издано в Калуге еще 4 брошюры, в которых он дает более подробное развитие некоторых своих предложений по осуществлению полетов в мировое пространство. Не будучи в состоянии за недостатком места остановиться на характеристике содержания этих брошюр, ограничимся перечислением их названий: «Цели звездоплавания» (1929), «Звездоплавателям» (1930), «Новый аэроплан. За атмосферой Земли. Реактивный двигатель» (1930), «Как увеличить энергию взрывных (тепловых) двигателей» (1931) и «Стратоплан полуреактивный» (1932).

Не следует думать, что К.Э.Циолковский всю жизнь занимался разработкой одной только проблемы полетов в мировое пространство. Не меньше, если не больше, он поработал над составлением и разработкой проекта полужесткого цельнометаллического дирижабля оригинальной конструкции. Первый доклад о металлическом управляемом аэростате он сделал еще в 1887 г., а первая его научная работа на эту тему была написана в 1890 г. Одновременно им была изготовлена и бумажная модель этого дирижабля. Не будучи в состоянии остановиться на истории этого бесспорно замечательного изобретения, так как это выходит за рамки настоящей книги, укажем только, что в настоящее время проект цельностального дирижабля Циолковского осуществляется Дирижаблестроем.

В царской России К.Э.Циолковский не мог добиться признания важности его научных работ и проектов и оставался на положении провинциального преподавателя средней школы. За границей же его работы были совершенно неизвестны.

Признание и поддержку он получил только в наше время со стороны советской общественности и правительства. В 1930 г. Совнарком назначил ему персональную пенсию. Осоавиахим отпускает ему средства на производство опытов.

За последние годы наступил решительный перелом в отношении к работам Циолковского и за границей. Наиболее ярким показателем этого могут служить письма профессора Г.Оберта К.Э.Циолковскому, написанные в 1929 г., (цитируются ниже в сокращенном виде), отрывки которых последний опубликовал в приложениях к своим книгам:

«Надеюсь, что Вы дождетесь исполнения Ваших высоких целей... Вы зажгли свет и мы будем работать, пока величайшая мечта человечества, не осуществится ... Мою новую книгу... посылаю Вам и буду очень рад, если взамен получу Ваши последние труды ...» - «...Я жалею, что не раньше 1925 г. услышал о Вас. Тогда, зная Ваши превосходные работы (с 1903 г.), я наверно в моих теперешних успехах пошел бы гораздо дальше и обошелся бы без моих напрасных трудов».

Осенью 1932 г. в Калуге и в Москве состоялось публичное чествование К.Э.Циолковского, приуроченное к 75-летнему его юбилею и к 40-летию его научной работы (он родился 5 сентября 1857 г.). ЦИК СССР наградил юбиляра орденом Трудового красного знамени, тем самым выдвинув его в передовую шеренгу героев социалистической стройки. К этому юбилею был приурочен выход двух книг, посвященных описанию его жизни и работ: Я.И.Перельмана «Циолковский, его жизнь, изобретения и научные труды» и Н.А.Рынина «Русский изобретатель и ученый Константин Эдуардович Циолковский, его биография, работы и ракеты» *.

* Во время печатания этой книги Госмашметиздатом ОНТИ переизданы в двух книгах избранные труды К.Э.Циолковского. В книге II собраны важнейшие его труды по реактивному движению, за исключением второй части «Исследования мировых пространств реактивными приборами», печатавшейся в 1911 и 1912 гг. в журнале «Вестник воздухоплавания».(Прим. ред.)

4. Проекты ракет Франца Гефта.

Франц Гефт родился 5 апреля 1882 г. в Вене и с ранней юности занимался разработкой проектов дирижаблей и аппаратов для полетов в мировое пространство. Для приведения в движение последних он первоначально предполагал использовать энергию мирового эфира, но впоследствии отказался от этой своей идеи, как неосуществимой. После этого он обратился к конструктивной разработке регистрирующих ракет по идее профессора Оберта (см. соответствующий раздел), которые могли бы подниматься на высоту нескольких сот километров.

На съезде естествоиспытателей в сентябре 1924 г. в Инсбруке Гефт изложил свою программу, в которой он выдвинул первоочередность конструирования ракет, могущих поднять полезный груз регистрирующих приборов весом в 500 - 800 кг на высоту 100 - 200 км. По мнению Гефта, этот практический результат имел бы чрезвычайно важное значение для науки. Следующим этапом работы, по его мысли, должно явиться создание регистрирующих ракет, которые могли бы, поднявшись до высоты в 1 000 км, в течение нескольких часов облететь Землю в качестве искусственного ее спутника, пролетая над обоими ее полюсами. При этом с помощью специально сконструированного аппарата можно было бы произвести аэросъемку, а на основе ее после этого построить карту масштабом 1 : 100 000. Ракета такого же устройства, но больших размеров, впоследствии могла бы быть использована и для фотографирования невидимой нами задней (постоянно обращенной от Земли) стороны Луны. Такая съемка возможна благодаря тому, что можно сконструировать автоматически управляемый ракетный корабль вселенной, который облетел бы без пассажиров вокруг Луны и возвратился на Землю. То же самое может быть сказано и о полетах вокруг Марса и Венеры и их фотографировании.

Осенью 1926 г. Гефт организовал австрийское общество для изучения больших высот, поставившее себе целью практическое осуществление намеченной программы. Вскоре после этого он писал автору: «Я самостоятельно разработал конструкцию регистрирующей ракеты, предназначенной для подъема метеорографа весом в 1 кг на высоту в 100 км в течение 50 сек.». Однако вплоть до момента написания этих строк этот проект Гефту практически осуществить не удалось, как за недостатком необходимых средств, так и вследствие отсутствия необходимой поддержки со стороны государственных лабораторий. В марте 1928 г. Франц Гефт вошел в президиум Германского союза звездоплавания в Бреславле.

Спроектированные Гефтом ракеты распадаются на следующие 4 главных типа:

1) Регистрирующие ракеты, предназначенные для подъема на высоту в 30 - 100 км полезного груза в 1 кг. Необходимые качества: скорость - 1 200 м/сек на высоте 40 - 50 км. Конструкция-RH-I (что значит, ракета Гефта первого типа; см. помещенную ниже табличку).

2) Ракеты дальнего следования, рассчитанные для подъема на высоту до 1 500 км. Эти ракеты должны совершать перелеты над земной поверхностью по эллиптическим путям на большие расстояния. Необходимые качества: скорость при вылете за пределы земной атмосферы порядка 6000 м/сек, скорость в наивысшей точке полета (примерно на высоте в 1 000 км над уровнем моря) 4 500 м/сек. Продолжительность перелета Вена - Нью-Йорк около 30 мин., из которых 5 мин. на подъем, 15 мин. на перелет и 10 мин. на спуск. Конструкция - RH-IV или RH-V (в первом случае для перевозки почты, во втором - для перевозки пассажиров).

3) Лунные ракеты без пассажиров, рассчитанные для переброски на Луну 10 кг ярко светящегося пороха, вспышка которого при падении на лунную поверхность должна быть видима с Земли. Необходимые качества: скорость - 12 км/сек. Конструкция-RH-III и RH-II, т.е. составная двойная ракета.

4) Пассажирские ракеты для межпланетных путешествий, предназначенные для полетов нескольких человек к Луне или к Марсу или к Венере и обратно. Необходимые качества: скорость 10 - 13 км/сек. Конструкция - RH-VI, гигантские двойные составные ракеты, вес которых равен весу трех тяжелых паровозов.

Тип ракеты	I	II	III	IV	V	VI	VII	VIII
	в килограммах				в тоннах
Начальный вес	30	100	3000	3000	30	300	600	1200
Конечный вес	6	20	350	300	3	60	120	240
Полезный груз	1	1	100	75	0,5	30	60	120

Все эти типы ракет были описаны Гефтом в различных его сочинениях следующим образом.

Ракета RH-I представляет собою регистрирующую ракету весом в 30 кг и длиною в 1,2 м, приводимую в движение смесью спирта и жидкого кислорода. В ней горючая смесь, тщательно перемешанная форсунками, действующими по принципу турбин, вбрызгивается в камеру сгорания, в которой зажигание производится с помощью раскаленной проволочки. Образующийся при взрывах газ вырывается из сопел. Для сохранения нужного направления полета ракета снабжена жироскопом. Для уменьшения сопротивления воздуха, особенно сильного в нижних слоях атмосферы, эта модель перед началом действия ракеты должна быть поднята на высоту 10 км шарами-пилотами. На этой высоте происходит автоматическое зажигание и отделение ракеты. После того как в течение 72 сек. весь запас горючего будет израсходован и конечная скорость движения будет поглощена сопротивлением воздуха, головка ракеты уже ничем не будет прижиматься к ее корпусу. В этом положении она будет отделена от него нажимом пружины, после чего раскроется заключенный в ней парашют, на котором и будет осуществлен надежный спуск на поверхность Земли находящегося в ней метеорографа.

Ракета RH-II подобна предыдущей, но с пороховым зарядом, вследствие чего при той же силе она будет обладать большим начальным весом.

Ракета RH-III - составная, двойная, весом в 3 т. Перед пуском она поднимается до высоты в 6 км на воздушных шарах или с помощью вспомогательной толкающей ракеты. Верхняя ракета весом в 100 кг при использовании 2 700 кг гремучего газа, выбрасываемого нижней ракетой, может развить скорость в 9,2 км/сек. Произведенные расчеты показывают, что после этого сжигание гремучего газа верхней ракеты способно увеличить скорость движения еще на 6,4 км/сек, так что в результате возможно достижение скорости в 15,6 км/сек. Эта скорость будет более чем достаточной для того, чтобы донести до Луны 10 кг ярко светящегося пороха в качестве полезного груза.

Ракета RH-IV подобна модели RH-III, но вместо верхней ракеты она несет мешок с почтой или пленочный фотоаппарат. Двигаясь по кеплеровскому эллипсу за пределами земной атмосферы, она может облететь вокруг Земли.

Полезный груз сбрасывается на земную поверхность с применением парашюта. Существенным является, что старт ракеты RH-III и RH-IV осуществляется лишь на высоте 6 км.

Рис. 55. Ракетный корабль RH-V по проекту Франца Гефта.

Ракета RH-V представляет собою аппарат совершенно оригинальной конструкции, который является соединением артиллерийского снаряда и несущей поверхности самолета. Так как вес ее в незаряженном состоянии составляет около 8 000 кг, то она может поднять полезный груз в 600 кг, в том числе и нескольких пассажиров. Взлет этой ракеты должен осуществляться с поверхности моря. Двигаясь с ускорением в 30 м/сек², она, в течение 200 сек. совершая разбег по водной поверхности длиною в 600 км, должна развить скорость в 6000 м/сек (при идеальном импульсе в 9 200 м/сек), после чего она будет в состоянии за 50 мин. перелететь на противоположную сторону земного шара (к антиподам). Приземление должно осуществляться без помощи каких-либо тормозящих парашютов, просто путем использования сопротивления воздуха, оказываемого движению корабля; последний летит вперед своим снабженным соплами задним концом, поперечное сечение которого равно 8 м². Длина ракеты этого типа - 12 м, ширина - 2 м и высота 1,5 м . Ее возможно также использовать и в качестве верхней ступени составных ракет дальнейших типов.

Модели ракет RH-VI, RH-VII и RH-VIII имеют в качестве верхней ракеты ракету RH-V. Общий начальный вес ракеты RH-VI составляет 300 т, ракеты RH-VII - 600 т и ракеты RH-VIII - 1 200 т. Идеальный импульс ракеты RH-VI составляет 15,6 км/сек, ракеты RH-VII - 18,4 км/сек и наконец ракеты RH-VIII, являющейся основой составных ракет - 27,6 км/сек.

Как мы видим, при этом предполагается в полной мере использовать принцип составной многоступенчатой ракеты, причем во всех случаях ракета верхней ступени представляет собой полезный груз ракеты, расположенной под нею. Допуская, что удастся сконструировать ракеты, 80% начального веса которых будет приходиться на долю горючего Т, 10% - на долю стенок и аппаратуры H и 10% - на долю полезного груза N, мы получим значения, объединенные в следующей табличке, в которой отношение М₀/М₁ всюду взято равным 5; натуральный логарифм 5 равен 1,61.

Конечная скорость в км/сек	Для конечной скорости С в км/сек								Конечный полезный груз в %
	1,0	1,5	2,0	2,5	3.0	3,5	4,0	4,5
V1  I ступени	1,61	2,42	3,22	4,03	4,83	5,64	6,44	7,25	10
V2  II ступени	8,22	4,83	6,44	8,05	9,66	11,3	12,8	14,5	1
V3  Ш ступени	4,83	7,25	9,66	12,1	14,5	16,9	19,3	21,6	0,1
V4  IV ступени	6,44	9,66	12,8	16,1	19,3	22,5	25,8	29,0	0,01
V5  V ступени	8,05	12,08	16,1	20,1	24,2	28,2	32,2	36,3	0,001

Более точный расчет, произведенный инженером Пиркэ, показал, что в действительности весьма важно полезный груз N брать не легче, а наоборот, тяжелее веса стенок ракеты Н. Наивыгоднейшее решение при расчете наивысшего достижимого идеального импульса иногда приходится вычислять по теории вероятностей. Это показано на следующих примерах, первый из которых заимствован из предыдущей таблицы, где имело место соотношение Т :Н :N=8:1:1 и Т: (Н+N) =5:1.

Пример

I		II		III
Т : H	8:1		7:1		6:1
N : H	1:1		2:1		2:1
Идеальная конечная скорость V		км/сек		км/сек		км/сек
Начальный вес в ,	1000	-	1000	-	1000	-
Вес после I ступ. в кг.	100	6,4	200	4,8	186	5,1
Вес после II ступ. в кг.	10	12,8	40	9,6	{4,6	10,3
Вес после III ступ. в кг.	1	19,2	8	14,4	6,43	15,4
Вес после IV ступ. в кг.	-	-	1,6	19,2	1,3	20,6
lg М0/М1	1,61	-	1,204	-	1,283	-

Мы видим, что пример II выгоднее примера I, потому что при одинаковой скорости извержения газов С (которую мы во всех случаях полагаем равной 4 км/сек) при более высоком конечном весе, равном 1,6 кг против 1,0 кг, приобретается равная конечная скорость. Пример III в свою очередь оказывается выгоднее примеров II и I, так как здесь опять-таки больший конечный вес, чем в примере I, достигает более высокой конечной скорости, составляющей 20,5 км/сек против 19 км/сек.

Вышеприведенные примеры расчета едва ли смогут получить практическое осуществление, так как положенные в их основу соотношения масс М₀/М₁ для ракеты, питаемой гремучим газом, является чрезмерно большим. В лучшем случае мы можем надеяться достигнуть с тройной ракетой того, что по данным вышеприведенной таблицы достижимо уже с помощью ракеты двойной. Однако, несмотря на это, проект Гефта представляет собою значительную ценность вследствие того, что он существенно отличается от целого ряда других своей научной обоснованностью.

Гефт считает типы I - V спроектированных им ракет технически осуществимыми уже в настоящее время, разумеется, при наличии необходимых для этого денежных cредств. Типы VI - VIII он считает осуществимыми в более или менее отдаленном будущем. Кроме того ракеты этих последних типов должны стартовать не с земной поверхности, а с искусственного спутника Земли и служить для нужд межпланетных сообщений.

Теоретической заслугой Гефта является точная формулировка не вполне ясных определений и воззрений, по поводу которых до этого взгляды расходились даже в узком кругу специалистов. В частности, им была доказана выгодность использования ракетного мотора на больших высотах. Приведенные им расчеты показали, что ракета на высоте в 15 км развивает тройную скорость, а на высоте в 50 км 31-кратную скорость, в то время как мотор обычной конструкции на тех же самых высотах может развить в первом случае двойную, а во втором 10-кратную скорость, так как скорость полета ракеты определяется уравнением A = v² F (G/g), а скорость полета мотора уравнением R = v³ F (G / g)

Наконец, Гефт произвел очень подробные исследования условий старта и приземления проектируемой им ракеты типа RH-V, показавшие хорошую пригодность ее для океанских и еще более дальних перелетов, совершаемых по близким к Земле кеплеровским эллипсам.

5. Проекты космических ракет Германа Оберта ( с 1897 г)

Профессор Герман Оберт, родившийся 25 июня 1884 г. в Германсштадте, пишет в послесловии к вышедшему в 1923 г. первому изданию своего труда «Ракета в межпланетное пространство», что его первая работа в этой области восходит к 1897 г. Первое законченное предложение разработано им в 1909 г. Оно касается аппарата, способного поднять несколько человек. Двигатель этого аппарата должен был напоминать пулемет, а его горючим должен был являться увлажненный пироксилин. Газы должны были вырываться в сторону из верхней части аппарата. Форма сопел была еще довольно несовершенной. Они в точности напоминают форму сопла водяной турбины Пельтона с автоматически действующей иглой, регулирующей силу струи и препятствующей возникновению чрезмерного давления. Запас горючего должен был находиться в камерах с тонкими влажными стенками. Камеры эти по мере израсходования газа могли сбрасываться вниз. Несмотря на все несовершенства этого проекта, по мнению Оберта, такой аппарат был способен совершить подъем.

Профессору Оберту уже в то время был известен физический эффект усиленной тяжести и основные формулы ракетного движения, а также соотношения между ними, полем земной тяжести и сопротивлением воздуха. В 1912г. Оберт составил первый эскизный проект ракеты с жидким горючим. В 1918 г. он произвел расчет маленькой модели составной ракеты, у которой образующийся газ должен был выбрасываться снизу, а нижняя ракета должна была являться спиртовой. Остальные формулы своего труда он вывел летом 1920 г. при попытке составления теории ракетного полета. Схематический проект модели В он рассчитал зимой 1921/22 г. при подготовке к печати рукописи первого издания вышеназванного труда для того, чтобы доказать практическую осуществимость своих теорий. При этом он остается верным основному своему убеждению в том, что ракета с жидким горючим в энергетическом отношении должна оказаться гораздо выгоднее пороховых ракет. Не останавливаясь по этой причине на расчетах паровых ракет, он в этой книге сразу же переходит к описанию устройства непрерывно действующих ракет с жидким горючим, несмотря на то, что устройство таких ракет сопряжено с большими конструктивными и техническими трудностями. В противоположность профессору Годдарду Оберт в своей книге приводит полное описание проектируемой им модели ракеты за исключением лишь некоторых деталей, о которых он умалчивает по вполне понятным причинам. Кроме того он дает еще и продольный разрез большого пассажирского ракетного корабля.

«Моделью А» профессор Оберт называет небольшую машину, предназначенную для подъема в высшие слои земной атмосферы с целью постановки специальных исследований при помощи поднимаемых туда самопишущих приборов. Модель эта представляет собой простую ракету, движимую смесью метилового спирта с кислородом. При скорости извержения газа в 1800 м/сек ракета эта на высоте 7 000 м над уровнем моря через 18 сек. после старта способна развить скорость в 500 м/сек и после 3/4 мин. горения достичь наибольшей высоты подъема в 250 км. Камера сгорания может непосредственно примыкать к стенке оболочки в том случае, если последняя защищена обкладкой из смоченною асбеста. Сопло может быть сделано из какого-нибудь материала, способного в течение 3/4 мин. выдержать накаливание, производимое струёй извергаемых газов без какой-либо системы охлаждения.

Рис. 56. Наружный вид ракеты-толкача к ракете модели В по Оберту.

Действие этой ракеты может быть улучшено присоединением к ней вспомогательной толкающей ракеты, способной развить наибольшую скорость в течение 8 сек. Путем последовательного использования трех соединенных вместе простых ракет, из которых в нижней горючим служит спирт, в средней - сжиженный метан и в верхней - сжиженный водород, был бы получен тот же результат, что и при использовании вышеописанной конструкции; но в этом случае расход горючего был в 6 раз больше. Во всех трех только что описанных ракетах должен был бы иметься и необходимый для их горения кислород, а в нижних двух сверх того еще и вода в качестве охлаждающего вещества.

«Модель В» профессора Оберта состоит из двойной ракеты, нижней - спиртовой и верхней - водородной, к которым снизу кроме того присоединяется и третья вспомогательная ракета (рис. 56). Верхняя пара ракет от острия до отверстия сопла обладает длиною в 5 м, толщиною в 55,6 см. Вес этой пары ракет равен 544 кг. Толщина вспомогательной ракеты составляет 1 м, высота - около 2 м и вес 220 кг (рис. 57).

Весь аппарат рассчитан на то, чтобы начать подъем с высоты 5 500 м над уровнем моря. А если бы мы захотели начать подъем от самого уровня моря, то для достижения надлежащей нагрузки на 1 см (поперечного сечения нам пришлось бы сделать всю машину вдвое длиннее, а из-за этого и в 8 раз тяжелее. Подъем до высоты в 5 500 м предполагается осуществить путем подвешивания ракет на канатах к двум воздушным шарам или дирижаблям, в том случае, если для этого не сможет быть использована достаточно высокая гора.

Рис. 57. Схематический разрез двух главных ракет модели В по Оберту. Г - раскрывающаяся головка, П - парашют, Б - бак с разведенным водой спиртом, К - камера с кислородом, ВК - воздушный колпак, ДВ - двигатель, Р - распылитель, КС - камера сгорания, С - сопло, РЕ - рулевые крылышки нижней спиртовой ракеты. Находящаяся внутри нее водородная ракета затушевана серым цветом. Буквы имеют тот же смысл; кроме того В - бак с жидким водородом, ПГ - расположенная ниже камера для полезного груза, т.е. для самопишущих приборов.

Вспомогательная ракета предназначается для того, чтобы сообщить верхней паре ракет начальную скорость в 500 м/сек. Это достигается за 8 сек. горения, первоначально при ускорении в 100 м/сек, затем при меньшем -на протяжении 2 200 м полета.

После этого вспомогательная ракета отбрасывается вниз начавшей действовать спиртовой ракетой. Это происходит на высоте в 7 700 м над уровнем моря. На этой высоте сопротивление воздуха при наиболее благоприятной скорости в 500 м/сек составляет всего лишь 0,2 кг/см². В качестве горючего для спиртовой ракеты используется 341,5 кг воды с примесью 45,8 кг спирта, 1,67 кг ректифицированного спирта и 98,8 кг жидкого кислорода или же соответственное количество содержащего азот жидкого воздуха. В последнем случае потребуется меньшее количество воды в качестве охлаждающего вещества. Температура сжигания в печи составляет 1700 - 1750°С. Сопло обладает шейкой диаметром в 12,35 см и отверстием - в 299 см, тогда как наибольший диаметр водородной ракеты составляет 55,6 см. Давление в печи должно равняться 16,5 - 20 ат, давление при выходе из сопла - 0,39 ат, близкое к атмосферному давлению на высоте в 7 700 м над уровнем моря. Скорость извержения газов теоретически должна равняться 1 800 м/сек. Общий вес наполненной двойной ракеты, исчисленный в 544 кг, даст нам при общем весе водородной ракеты и пустой оболочки спиртовой ракеты в 56,2 кг отношение М_o/М₁ = 9,7. Профессор Оберт принимает его равным только 9, а кроме того для скорости извержения газов дает число в 1400 м/сек; эти величины, по его собственному мнению, несомненно являются преуменьшенными. Продолжительность горения составляет 36 - 40 сек., а начальное ускорение около 34 м/сек². Во время первых 15 - 20 сек. горения может быть использована наивыгоднейшая скорость. А затем аппарат от нее несколько отстает вследствие того, что давление в камере сгорания не должно превышать 20 ат; это соответствует секундной извергаемой массе в 12,0 - 13,2 кг. На высоте 56 км над уровнем моря, где наивыгоднейшая скорость равняется 2 800 - 2 900 м/сек, выгоревшая спиртовая ракета сбрасывается вниз и зажигается водородная ракета. Обладая общим весом в 6,9 кг, она содержит 1,36 кг, жидкого водорода и 1,94 кг кислорода. Диаметр отверстия сопла, равный наибольшему диаметру ракеты, составляет 25 см, а диаметр шейки сопла - 7,55 см. Постоянное давление в печи равно 3 ат, а давление при выходе из сопла - 0,0196 ат. Начальное ускорение водородной ракеты, равное в момент ее пуска 200 м/сек², возрастает обратно пропорционально уменьшению массы, так как секундная извергаемая масса, равная 0,406 кг, остается постоянной вплоть до полного израсходования горючего.

Рис. 58. Большая двойная ракета Оберта. ВР-водородная ракета, АР-спиртовая ракета. Б- баки с горючим, Дв - двигатель, PЕ - рулевые крылышки, П-парашют П1 - находящаяся под ним кабина наблюдателей.

Продолжительность горения в силу этого составляет 8,15 сек., во время которого конечной массе в 3,6 кг (из нее 1,5 кг приходится на долю полезного груза поднимаемых регистрирующих аппаратов) сообщается конечная скорость в 5 139 м/сек, эти числа имеют силу даже в том случае, если мы скорость извержения газов будем считать равной только 3 400 м/сек, что, по мнению профессора Оберта, несомненно является преуменьшением. Уже при этих скоростях извержения ракета «модели В» должна была подняться до высоты примерно в 2 000 км. Спуск на землю регистрирующих приборов, находящихся в головке водородных ракет, должен быть произведен с помощью парашюта, что в силу незначительности их веса не представляет затруднений. В «модели В» по техническим причинам водородная ракета полностью вложена внутрь верхней спиртовой ракеты таким образом, что для того, что бы вылететь из нее на свободу, она должна будет развернуть раскрывающуюся подобно бутону цветка головку заключающей ее спиртовой ракеты, состоящую из четырех частей.

Рис. 59. Обертовский корабль вселенной для двух человек. В головке парашют, а под ним яйцеобразная кабина наблюдателей; ниже баки с горючим, машинное отделение н сопла. Верхняя водородная ракета частью изображена в разрезе, нижняя же спиртовая нарисована сплошной. Вся машина должна обладать высотой 4-этажного дома.

Такое устройство у весьма больших ракет, предназначенных для совершения полетов в мировое пространство (рис. 58 в 59), уже не является необходимым. Не имея столь стройной формы, они ввиду значительной площади своего поперечного сечения обладают такой высотой, что необходимая нагрузка на единицу их поперечного сечения достигается без труда. Благодаря этому они могут начинать подъем непосредственно с поверхности моря. Будучи перед стартом снабжены запасом горючего, они смогут плавать в вертикальном положении подобно буям. У них сопла, расположенные сотообразно для достижения более компактной конструкции, занимают всю площадь наибольшего поперечного сечения ракетного корабля. Давление у отверстий сопел нижней спиртовой ракеты равно или несколько больше 1 ат. Давление в камере сгорания равно от 30 до 40 ат в зависимости от крепости использованных строительных материалов. Что же касается верхней водородной ракеты, то профессор Оберт для больших машин предполагает использовать давление в камере сгорания от 4 до 10 ат, в то время как давление у отверстий сопел (соответственно значительно меньшему атмосферному давлению на больших высотах, на которых начнет свое действие водородная ракета) должно составлять лишь малую дробь одной атмосферы.

Профессор Оберт считает нормальным приземление уже отработавшей ракеты. Парашют предназначается не для того, чтобы задерживать падение пустой ракеты, но главным образом для того, чтобы повернуть ее головкой кверху, а соплом книзу. Наблюдатель, соединенный с машиной электрическими проводами, после этого вновь поджигает ракету для того, чтобы обратным толчком извергаемых газов затормозить стремительное падение ракеты, так же точно как он этим способом сумел вначале сообщить ракете ускорение вверх. Так как пустая оболочка при том же своем поперечном сечении будет сравнительно очень легка, то замедлить ее падение будет нетрудно*.

* Но и в этом случае силой торможения ракеты в воздухе даже и без применения парашюта пассажиры ракеты будут раздавлены, если не пользоваться ракетным торможением до влета в атмосферу Земли. (Прим. ред.)

В этих огромных ракетах, которые можно считать предшественницами еще несравненно более гигантских кораблей вселенной, обе составляющие их ракеты являются просто поставленными одна на другую. В верхней части головки ракеты находится парашют, а под ним, правда еще несколько тесная, «кабина» наблюдателей. В этой модели она обладает алюминиевыми стенками толщиною в 1,5 - 2,5 см с окнами, закрываемыми во время подъема алюминиевым же ставнями. По достижении желаемой высоты наблюдатель может раскрыть головку ракеты и в своей каюте вместе с парашютом, скрепленной с ракетой стальными канатами, оттолкнуться от последней и обозревать мировое пространство по всем направлениям. Так как во время полета ракеты все находящиеся на ней предметы утратят свой вес, то для всего этого не потребуется даже сколько-нибудь значительных усилий. Перед спуском наблюдателю пришлось бы вновь подтянуть свою каюту к ракете.

В своей книжке Оберт подробно описал устройство наиболее существенных частей своих ракет с жидким горючим и сообщил подробные сведения о конструкции и составе материалов, предназначаемых им для постройки баков для горючего. Он дал подробное описание устройства оригинального насоса, который должен осуществлять подачу горючего из этих баков в камеры сгорания, а также устройства самого двигателя. Последний в существенных чертах состоит из разбрызгивателя (форсунки), образованного из снабженных отверстиями трубок диаметром в 3 - 5 см, изнутри которых поступает жидкий кислород, в то время как горючее поднимается к ним извне. Чтобы давление в камере сгорания сделать независимым от силы обратного тока извергаемых газов, предусмотрено устройство регулирующих штифтов, действующих наподобие регулирующих игольчатых клапанов в турбинах Пельтона. Охлаждение спиртовых ракет должно осуществляться водой, а охлаждение водородной ракеты - избытком жидкого водорода. Устройство наружного охлаждения оболочки камеры сгорания при этом не представляется необходимым.

Кроме описания конструктивных деталей ракеты моделей А и В и гигантской ракеты, предназначенной для полетов в мировое пространство, труд Оберта содержит еще много такого, что он имеет право считать своим собственным изобретением. Правда, он указывает, что первым стимулом к созданию его проектов послужил роман Жюля Верна, посвященный путешествию на Луну. Он упоминает о том, что в школьном возрасте ему однажды довелось слышать о Гансвиндте. Несмотря на это, все последующие исследования Оберта были выполнены им вполне самостоятельно. К числу их принадлежат:

1) вычисление силы, с которой пассажиры ракеты будут прижиматься к полу кабины;

2) мысль о возможности испытать способность людей переносить усиленную тяжесть на гигантской карусели, работающей наподобие центрифуги;

3) мысль о возможности связывания двух кораблей вселенной длинным канатом и приведения этой системы во вращение вокруг общего ее центра тяжести для того, чтобы искусственно создать ощущение тяжести;

4) идея о возможности сооружения искусственного спутника для использования его в качестве промежуточной станции при межпланетных путешествиях, а также и для управления гигантскими зеркалами. Кроме того Оберт самостоятельно высказал мысль о возможности увеличения скорости извержения газов путем использования электрического тока, в который превращается энергия улавливаемых солнечных лучей. Разумеется, у него не отсутствует и идея специальных костюмов (скафандров), напоминающих водолазные, для осуществления полетов в межпланетном пространстве*. Совершенно своеобразно разработана у него мысль об отоплении корабля вселенной. Оберт полагает возможным во время полета раскрывать головку корабля и, освобождая таким образом пассажирскую кабину, связанную с кораблем канатами, подвергать ее нагреванию солнечными лучами. Для этого она или должна быть выкрашена в черный цвет или же солнечные лучи должны концентрироваться на ней специальными параболическими зеркалами.

*Автор имеет в виду возможность во время полета вылезать из кабины корабля вселенной и витать в пространстве, оставаясь связанным с ним веревкой или проволокой. (Прим. ред.)

6. Проект электронно-ракетного корабля Ф.А.Улинского (начиная с 1913 г)

Франц Улинский, по происхождению поляк, родившийся в 1890 г. в Блосдорфе (Моравия), уже до мировой войны, начиная с 1913 г., занялся разработкой идеи корабля, предназначенного для путешествий в мировое пространство. Эта идея его сложилась в законченный проект лишь во время мировой войны, когда Улинскнй благодаря его работе по конструированию газовых турбин был переведен в качестве офицера технических войск в австро-венгерский авиоотряд и был назначен руководителем моторного авиозавода в Фишаменде.

Улинский пришел к убеждению, что все ракетные корабли, приводимые в движение извергаемыми из них газами, получаемыми при сжигании взрывчатых веществ, всегда будут обладать тем недостатком, что на долю запасов горючего будет приходиться очень большая доля общего их начального веса, в то время как на долю полезного груза будет приходиться лишь очень небольшая доля этого веса. Поэтому он попытался при конструировании всего корабля обойтись совершенно без горючего путем использования энергии солнечных лучей. Поводом к попытке разрешения поставленной проблемы таким способом послужило для него газетное сообщение об изобретении Эдисоном солнечного двигателя, превращающего с помощью термоэлементов энергию солнечных лучей в электрический ток.

Общий ход мыслей у Улинского был таков. Расположенная вокруг корпуса корабля в виде отдельных сегментов система плоскостей, состоящих из термоэлементов, имеет целью улавливать солнечные лучи и превращать их в электрическую энергию по принципу эдисоновского двигателя. Полученная таким образом электроэнергия используется для приведения корабля в движение. Это осуществляется различными способами, смотря по тому, совершается ли полет в пустом мировом пространстве или же в атмосфере одной из планет.

В первом случае форма двигателя в точности напоминает ракету, извергающую газы в пустое пространство. Разница заключается только в том, что производится не извержение газов, получаемых в результате какой-либо химической реакции, но выбрасывание электронов, совершающееся с огромной скоростью с катодов соответствующей формы под действием электрической энергии; скорость извержения этих электронов может составлять от 0,01 до 0,1 скорости света.

Для того чтобы поддержать на весу такой электронный корабль весом в 3 000 кг в сравнительной близости к земной поверхности, но за пределами земной атмосферы, был бы необходим для выбрасывания секундный расход 5 г материи (в случае применения ртутных препаратов). Это количество будет убывать по мере удаления электронного корабля от Земли вследствие уменьшения силы притяжения к Земле.

Так, например в случае, если такой корабль совершает подъем с идеальным, направленным вверх ускорением в 15 м/сек², то уже спустя 1 800 сек. он приобретет параболическую скорость, необходимую для преодоления оков земного тяготения. Этот результат должен быть достигнут при затрате вещества, извергаемого в форме электронов, в количестве самое большее в 15 кг, в то время как для подъема ракетного корабля весом в 3 т необходимо произвести по меньшей мере 2 000-кратный расход горючего, т.е. 30 т.

Отсюда вполне очевидно огромное теоретическое преимущество электронной ракеты по сравнению с взрывной ракетой. К сожалению, проект Улинского наряду с преимуществами обладает и весьма серьезными недостатками. Даже в том случае, если бы удалось построить корабль такой конструкции, представляется сомнительным, чтобы он мог с помощью нижеописанного электронно-ракетного двигателя совершить подъем в атмосфере какой-нибудь планеты. Это сомнительно потому, что электронная ракета сможет работать с высоким коэфициентом полезного действия лишь в пустом мировом пространстве, когда перед образующей ее катодной трубкой, открытой с одного конца, будет находиться пустота, тогда как в пределах атмосферы какой-нибудь планеты даже в высших ее слоях такое положение уже не будет иметь места. Кроме этого даже и в пустом пространстве мощность двигателей электронно-ракетных кораблей описанной конструкции будет убывать обратно пропорционально квадрату увеличения расстояния от Солнца. По этой причине они, вероятно, смогли бы применяться лишь в пределах солнечной системы, так как всю энергию их моторов они в конечном счете заимствуют целиком от солнечных лучей.

Для того чтобы можно было начать подъем такого корабля в пределах атмосферы какой-нибудь планеты, а также для необходимого торможения при спуске, Улинский уже в своем первоначальном проекте 1915/16 г. предусмотрел особое устройство сопел. Принцип действия этого устройства может быть назван «ракетой со сжатием воздуха в круговом рабочем цикле». Это устройство состоит в основном из котла, в который вверху введен газопровод высокого давления, заканчивающийся соплом. Внизу же из котла отходит газопровод низкого давления, ведущий к турбокомпрессору, который вновь доводит давление вырывающихся из сопла разреженных газов до первоначального значения и после этого гонит газ по трубопроводу высокого давления к соплу, находящемуся вверху котла. Таким образом возникает круговой процесс, производящий реактивное действие благодаря истечению газов вз сопел, совершенно так же, как и в обычной ракете, извергающей газы в открытое пространство. Вся разница заключается в том, что в данном случае энергия, приводящая в действие турбокомпрессор, подводится извне, в то время как расхода рабочего вещества не происходит. Это достигается тем, что одна и та же масса газа мнократно совершает в двигателе один и тот же путь.

Опыты, произведенные Улинским в январе 1928 г. в присутствии экспертов, показали, что подъемная сила такого рода ракетного двигателя, помещенного на чашке весов, оказалась равной реактивной силе, производимой свободным извержением газов, за вычетом коэфициента полезного действия описанного кругового процесса. Это произошло в полном согласии с высказанным им теоретическим предположением, согласно которому разность скоростей течения газов при входе в сопло и при выходе из него должна была производить реактивное действие на всю систему. На использование этого принципа Улинскому 19 января 1928 г. был выдан патент.

Тем временем выяснилось, что изобретение Эдисоном солнечного двигателя оказалось просто газетной уткой. Тем не менее возможность непосредственного превращения солнечной энергии в электрический ток не исключена.

По сообщениям Улинского, его идея реактивного двигателя уже в настоящее время является технически осуществимой и, вся задача сводится лишь к повышению коэфициента полезною действия до пределов, необходимых для того, чтобы машина такой конструкции могла парить и подниматься в пределах земной атмосферы и в поле земного тяготения. Для практического разрешения этой проблемы решающее значение будут иметь успехи в области усовершенствования обычных двигателей внутреннего сгорания в сторону уменьшения их веса на единицу мощности (лошадиную силу), так как в конечном счете преимущественно от этого будет зависеть вес двигателя (турбокомпрессора), необходимого для поддержания кругового процесса расширения и сжатия газов. Инженер Ф.Улинский в настоящее время продолжает разработку этой проблемы. Спроектированный им последний тип корабля вселенной весом всего лишь в 4 000 кг, по его мнению, сможет поднять 500 кг полезного груза *.

* Автору известны возражения, сделанные по поводу проекта Улинского инженером Пиркэ. Однако здесь ни они, ни возражения, сделанные против других проектов, не излагаются, так как автор не ставил себе задачи критической оценки описываемых проектов.

7. Исследования В.Гомана (начиная с 1914 г)

Инженер Вальтер Гоман родился 18 марта 1880 г. в Хардхейме близ Оденвальда. С 1914 г. он занялся разработкой проблем полета в мировое пространство, правда, не в качестве конструктора какого-либо определенного типа корабля вселенной, но в качестве теоретика ракетного полета. Результаты своих исследований он изложил главным образом в изданном в 1925 г. труде «Досягаемость небесных тел». После этого он занялся дальнейшей разработкой различных частей этой проблемы применительно к пуску регистрирующей ракеты и условиям полета ракетного самолета и наконец в качестве соавтора принял участие в составлении упомянутого уже коллективного труда на эту тему, вышедшего под редакцией Лея. Его вычисления были выполнены до такой степени исчерпывающим образом, что, начиная с момента выхода в свет вышеупомянутой его книги, мы можем сказать следующее: «План и маршрут для путешествия к небесным светилам мы уже имеем, и нам недостает лишь корабля для того, чтобы начать это путешествие на практике».

Bi в м/сек2		15,00	20,00	25,00	30,00	40,00	50,00	100,00	200.00
Be в м/сек2		7,27	12,00	16,76	21,61	32,35	4118	90,76	190,46
Ve в м/сек		8660	9150	9470	9680	10000	10200	10650	10890
Тs в сек		1192	762	565	448	319	248	117	57
S в км		4220	3130	2480	2110	1570	1260	620	300
М0/М1 для	С=2 000 в м/сек	7570	2010	1160	825	587	495	347	299
	С=3 000 в м/сек	388	159	110	88	70	62	49	45
	С=4000 в м/сек	87,3	44,8	34,1	28,7	24,2	22,2	18,7	17,2
	С=5 000 в м/сек	35,7	20,9	16,7	14,6	12,8	11,9	10,4	9,8

Результаты работы инженера Гомана в большинстве случаев могут быть сведены в форме цифровых таблиц. Так, например, что касается условий взлета корабля вселенной с Земли, то точное представление о них дает цифровая сводка. В ней Bi - идеальное ускорение, Вe - эффективное среднее ускорение, Vе - конечная скорость, равная на высоте S км над уровнем моря параболической скорости для этой же высоты, Тs - продолжительность старта, в течение которого должен быть пройден путь S. Дальнейшие расчеты были произведены для отношения масс М₀/М₁ для различных скоростей извержения газов С.

С учетом сопротивления воздуха Гоман аналогичным способом приходит к следующим результатам:

Р, в м/сек2	30,00	100,00	200,00
Тs, в сек	456	123	64
М0/М1 для:
С=2000 м/сек	933	463	603
С=2500 м/сек	235	138	166
С=3000 м/сек	95	60	71
С=4000 м/сек	30	22	25
С=5000 м/сек	15	12	13

В полном соответствии с выводами Оберта и Гефта Гоман доказал, что при подъеме ракетного корабля с ускорением Вi = 30 м/сек² необходимая сила реакции на высоте примерно в 7 800 м над уровнем моря достигает максимального своего значения.

Рис. 60. Спуск ракеты по нескольким эллипсам торможения.

 

Для осуществления спуска на Землю инженер Гоман разработал два решения. Первое из них сводится к использованию нескольких эллипсов для постепенного торможения, причем наиболее близкая к Земле точка этих эллипсов располагается в верхних слоях земной атмосферы. Благодаря этому разгон ракетного корабля, первоначально влетевшего по касательной с параболической скоростью в пределы земной атмосферы, постепенно затормозится во время нескольких последовательных облетов вокруг Земли.

Недостатком этого способа является малая длина участка пути, на котором осуществляется торможение, по сравнению с общей длиной пути, проходимого по этим эллипсам, что имеет своим следствием длительность такого торможения при пяти последовательных эллипсах торможения (рис. 60).

Гоман указывает продолжительность торможения в 22,1 часа. После такого маневра начинается собственно приземление, осуществляемое над морем планирующим спуском. Этот спуск длиною в 75 км начинается по касательной со скоростью в 7,85 км/сек и проводится с помощью несущих поверхностей таким образом, чтобы предусмотреть возможность более плавной посадки на поверхности Земли или воды. Продолжительность такого приземления должна составлять 1,5 часа (рис. 61).

Рис. 61. Торможение ракеты при пролете ее сквозь верхние слои атмосферы.

Основой второго способа является столь сильное торможение первоначальной скорости полета корабля вселенной при его проникновении в земную атмосферу, что последующий вылет обратно в пространство по эллипсу торможения оказывается излишним. Расчеты показали, что при применении соответствующего высотного рулевого управления совместно с тормозящим устройством может быть произведено достаточно сильное торможение уже на участке длиной в 2 000 км, в результате чего весь этот маневр, включая приземление, может быть выполнен в течение 40 мин. Кроме того Гоман подробно исследовал проблему нагревания возвращающегося корабля вселенной вследствие сопротивления воздуха (явление аналогичное возгоранию метеоров). Равным образом им были тщательно рассчитаны пути (траектории) для свободных полетов в мировое пространство, как например для опытного полета до высоты в 800 000 км, включая облет вокруг Луны в течение 703 час. Попутно был рассчитан и необходимый наименьший вес корабля вселенной, предназначаемого для осуществления такого полета с двумя пассажирами. По мнению Оберта, управление (поворот) такого корабля при этом может быть осуществлено путем движения самих пассажиров внутри корабля. Для того чтобы повернуть нос корабля в желаемом направлении по закону равенства моментов вращения им нужно было бы лазать внутри пассажирской кабины в противоположном направлении подобно птице в клетке или белке в колесе. Результат этого был бы таким же, как и описанный выше результат действия жироскопа.

8. Исследования ракет Г.Годдарда (начиная с 1917 г)

Первым признанным научным миром ученым, выступившим после мировой войны с произведшим сенсацию трудом на тему о проблеме лунной ракеты, явился профессор Клеркского колледжа в Ворчестере (США) Годдард.

Он начал свои исследования около 1917 г. с практического изучения англо-американских судовых спасательных ракет и нашел, что заключающаяся в них энергия пороха используется лишь на 2,5-3%. Произведя серию расчетов, он пришел к выводу о том, что путем изменения конструкции сопел возможно достигнуть значительного повышения коэфициента полезного действия ракеты. Это и явилось первым этапом дальнейшей его работы, так как он убедился в том, что путем соответственного улучшения действия ракеты удлинение ее полета и увеличение высоты возможного подъема практически вполне достижимы. Произведенные Годдардом опыты уже спустя короткое время увенчались неожиданно большими успехами, в результате чего ему около 1918 г. удалось достигнуть скоростей извержения газов, доходящих до 2 400 м/сек, и коэфициентов полезного действия, доходящих до 65%. Эти успехи дали ему возможность получить субсидию в сумме 8000 долларов и возбудили столь большой интерес среди ученых, что ему для его работы охотно стали предоставлять крупные лаборатории различных научных институтов. Результат своих работ Годдард изложил в вышедшем в 1919 г. исследовании «Метод достижения крайних высот», напечатанном в трудах Смитсонианского института.

В своей работе профессор Годдард не описывает какого-либо определенного аппарата. Он только предлагает помещать порох, разделенный на несколько отдельных зарядов, в камеру ракеты, как серию патронов в пулемет или в автоматический револьвер. Кроме того этот ученый, разумеется, предлагает и соединение нескольких ракет в одну. Однако продольный разрез этих машин все же остается чрезвычайно несложным. Каждая ракета состоит из оболочки из хромоникелевой стали, образующей одновременно и камеру сгорания и сопло ракеты, и из вращающейся головки, служащей своего рода волчком, предохраняющим ракету от перекидывания. Головка эта приводится в быстрое вращение сжиганием добавочных зарядов пороха в спирально извитых трубках, находящихся в самой головке ракеты. Верхняя, меньших размеров ракета обладает таким же устройством и несет в своей головке еще и самопишущие приборы. У модели меньших размеров порох помещается, как и у фейерверочных ракет, непосредственно в камере сгорания таким образом, что после сгорания нижнего заряда огонь через специальное запальное отверстие переходит в верхнюю ракету и зажигает заряд последней. Приземление самопишущих приборов совершается при помощи парашюта.

Рис. 62. Схематический продольный разрез двойной ракеты Годдарда.

Профессор Годдард вычислил, что при скорости извержения газов С = 2 135 м/сек уже 8,87 кг пороха на каждый килограмм конечного веса ракеты достаточно для достижения высоты в 380 км, а 11,33 кг пороха - для достижения высоты в 704 км. Для того чтобы вывести 1 кг из сферы земного притяжения, Годдард вычисляет расход горючего (пороха) в 602 кг.

Годдард подумал и о применении жидких горючих, как об этом свидетельствует одно из примечаний его книги. Однако, быть может, благодаря трудности обращения с этим видом горючих материалов Годдард отступил от намерения воспользоваться ими, правда, ценою возможности посылки в мировое пространство пассажирской ракетной машины*. Для пороховых ракет Годдарда явилось бы уже весьма большим достижением, если бы они донесли до Луны незначительный заряд осветителъного пороха, вспышка которого удостоверила бы, что наш привет спутнику Земли был действительно передан ими по назначению. Согласно Годдарду, уже полкилограмма осветительного пороха было бы достаточно для того, чтобы вызвать на Луне вспышку продолжительностью в несколько секунд, которая могла бы быть видима в наши телескопы; вспышка 7 кг пороха была бы видима уже совершенно отчетливо. Правда, прилет ракеты на Луну нельзя было бы приурочить к полнолунию, но весь полет нужно было бы рассчитать так, чтобы ракета достигла Луны, когда она представляется нам узким серпиком и когда ночная ее сторона еще бывает слабо освещена пепельным светом.

План посылки Годдардом ракеты на Луну, начиная с 1923 г. все более приковывал внимание общественности, чему не в малой степени содействовали газетные сообщения о получении этим ученым новой субсидии в 80 000 долларов. В 1924 г., в год великого противостояния Марса, объявлялось о пуске лунной ракеты в самом ближайшем будущем. По другим же источникам сообщалась о продолжительности постройки лунной ракеты в 3 года, в то время как предельность самого полета указывалась в 186 - 200 час. В 1925 г. по поводу проекта Годдарда воцарилось молчание. По отдельным продолжавшим еще доходить сообщениям можно было сделать заключение, что он оставил мысль о посылке ракеты на Луну с тем, чтобы - вероятно, по инициативе американского военного департамента - с еще большей энергией отдаться конструированию сверхдальнобойных ракетных снарядов, применимость которых в артиллерии не вызывает никаких сомнений. Совершенно очевидно, что для того чтобы быть в состоянии отправить снаряд на Луну, нужно сначала научиться попаданию по земной цели на расстоянии нескольких сотен, а затем и нескольких тысяч километров. Во всяком случае является несомненным фактом, что Годдард получил по меньшей мере шесть американских патентов, содержание которых является секретным, и что дальнейшие его работы были официально признаны совершенно секретными. Тем большую неожиданность вызвало полученное осенью 1927 г. сообщение о том, что профессор Годдард намеревается заняться конструированием ракетного самолета. Этому предшествовало опубликование в американской печати аналогичных планов автора этой книги.

* Позднее Годдард сконструировал и ракету с жидким горючим. (Прим. ред.)

Поскольку Годдард уже в 1919 г. уяснил себе военное значение ракеты, не придется удивляться, если США во время следующей войны выступят с новой конструкцией ракетного снаряда, дальность попадания которого по земным целям будет почти неограниченной. По полученным Р.Ладеманом сообщениям, уже одиночные пороховые реактивные снаряды конструкции Годдарда могли достигать высоты подъема в 100 км, и более, откуда следует, что дальность их полета должна бы составлять от 200 до 250 км. Значительно мешавшую прежде неточность попадания удалось настолько удачно устранить с помощью управления по радио, что снабженная несущими плоскостями ракетная граната не только может точно попадать в отдельные цели, находящиеся на земной поверхности, но даже оказывается в состоянии догнать маневрирующий в воздухе самолет, после чего заряд взрывается в результате детонации.

 

9. Проекты и исследования Ф.А.Цандера (начиная с 1920 г)*

* Раздел составлен редактором

Родившийся 11 августа 1887 г. в Риге русский инженер-технолог Ф.А.Цандер первые свои расчеты, относящиеся к скорости истечения газов из сосуда, и вычисления работы, необходимой для преодоления притяжения Земли, произвел в 1908 г. С сентября 1917 г. он снова начал производить вычисления, относящиеся к перелетам на другие планеты. При этом Цандер исходил из расчетов полета сверхвысотного самолета, приводимого в движение двигателем с винтами. В том же 1917 г. он дополнил разрабатываемый им проект путем присоединения к сверхвысокому самолету ракеты для полетов на больших высотах. В 1919 г. он поступил на авиазавод №4 «Мотор» в Москве.

В конце 1920 г. на московской губернской конференции изобретателей Ф.А.Цандер доложил свой проект двигателя для межпланетного корабля-самолета. После интенсивной работы по дальнейшей разработке Цандер в декабре 1923 г. выступил с докладом о своем проекте межпланетного корабля в теоретической секции Московского общества любителей астрономии.

В июле 1924 г. в журнале «Техника и жизнь» была опубликована первая его статья «Перелеты на другие планеты», содержавшая краткое резюме произведенных им работ.

В этой статье Цандер обосновывает преимущества применения крылатой ракеты оригинальной конструкции для полетов в высшие слои земной атмосферы, а также для спуска на планеты, обладающие атмосферами. Для полетов в низших слоях атмосферы он рекомендует пользоваться двигателем высокого давления, питаемым горючим и жидким кислородом. Взамен винтомоторной группы Цандер предусматривает применение на этих высотах особой ракеты, приспособленной к полетам в воздухе. Конструкция такой ракеты, по его идее, должна быть следующей. Через узкое горлышко раструба (сопла) под большим давлением поступают продукты горения, засасывающие в нее же наружный воздух. При смешении его с раскаленными газами получается меньшая скорость всего количества извергаемых газов и воздуха, но зато подверженная ускорению масса их, а вместе с ней и коэфициент полезного действия ракеты, увеличиваются.

Наиболее замечательной идеей Цандера является впервые высказанное им в 1923 г. предложение постепенно втягивать части несущих поверхностей во время полета крылатой ракеты и, расплавляя их, использовать в качестве горючего. В подкрепление этого предложения Цандером в 1928-1929 гг. опытным путем была исследована возможность зажигания в воздухе сплавов, содержащих магний и алюминий.

Возможность эта подтвердилась, чем ценность предложения Цандера об использовании твердого горючего была доказана. Следует еще добавить, что теплотворная способность металлических сплавов оказывается значительно выше теплотворной способности жидкого горючего, например бензина.

Кроме того Цандер в упомянутой выше статье предлагал использовать для межпланетных путешествий легкие отражающие экраны-зеркала, а также кольца-соленоиды, по которым течет электрический ток, удерживающий вблизи плоскости кольца наэлектризованную железную пыль, выполняющую роль зеркала.

Рис. 63. Схема самолета со втягиваемыми частями, приводимого в движение двигателем и ракетой по проекту Ф. А. Цандера.

В 1932 г. вышла в свет книга Ф. А. Цандера «Проблема полета при помощи реактивных приборов», в которой он описал ряд схем реактивных двигателей, теория которых была им разработана. Возвращаясь к уже описанной им ранее схеме крылатой ракеты или, правильнее говоря, самолета, снабженного ракетой и двигателем (рис. 63), он отметил, что к концу полета от самолета может оставаться только корпус с маленькими постоянными крыльями (необходимыми для планирующего спуска) и рулями. По мнению изобретателя, этим путем достижимо отношение начальной и конечной массы корабля М₀/М₁ = 100 :1, что дает полную гарантию достижения межпланетных скоростей.

Однако и такое отношение масс Цандер не считает пределом достижимого. С целью дальнейшего его повышения он предлагает остроумную схему центральной ракеты, окруженной множеством боковых ракет и предназначенных для помещения горючего и кислорода сосудов, нанизанных на ветвях спиралей. По мере отработки боковых ракет или опорожнения сосудов для горючего они вместо того, чтобы просто быть сброшенным вниз, втягиваются в центральную ракету, расплавляются и сжигаются в ней. Тем самым химическая энергия, содержащаяся в металле гильз этих ракет или стенок этих сосудов, используется для повышения ускорения полета центральной ракеты. Цандер допускает мысль, что при использовании такой схемы или ее вариантов достижимо отношение М₀/М₁ = 1 000 :1. Наряду с этим он указывает, что межпланетный перелет можно осуществить почти без применения жидкого горючего, благодаря чему конструкция ракетного корабля может быть сделана прочной.

В этой же книге Ф.А.Цандер рассматривает и ряд других проблем, как, например, топлива для реактивных двигателей, создания реактивных двигателей, в которых имеет место круговой рабочий цикл (т.е. производится обратное сжатие продуктов сжигания горючего), подъема ракетного самолета, наивыгоднейших путей ракет, вылетающих за пределы земной атмосферы, и т. п.

Упомянутая книга далеко не исчерпывает всех теоретических исследований, проделанных ее автором. Незадолго до своей смерти, последовавшей в 1933 г., Ф.А.Цандер говорил редактору этой книги, что им готовится к печати второй выпуск его труда. Огромное значение исследований Ф.А.Цандера, открывающих в области разработки проблем полета в мировой пространство новую эпоху, становится совершенно очевидным, если мы припомним все то, что было сказано выше о решающем значении отношения начальной и конечной массы ракетного корабля.

10. Остальные современные проекты ракетных кораблей

Из числа остальных проектов, сделавшихся известными автору ко времени написания этой книги, в первую очередь должен быть назван проект известного французского авиационного промышленника Роберта Эсно-Пельтри. Уже в 1905 г. он был одним из первых, применивших законы аэродинамики для покорения воздушной стихии, и в 1906 г. он сконструировал моторный самолет-моноплан. Эсно-Пельтри утверждает, что уже в 1907 г. ему впервые пришла в голову мысль о реактивном двигателе. Свой план в этом направлении он опубликовал лишь в 1912 г. и изложил в своем сообщении Академии наук в Петербурге. Однако его приоритет оспаривается как Рене Лорэном, предложившим еще в 1911 г. в журнале «Аэрофил» цельнометаллический самолет с ракетным мотором, так и Андрэ Бингом, который 10 июня 1911 г. получил бельгийский патент № 236377 на ракетный аппарат для достижения крайних высот. Бинг изложил свои идеи еще за несколько лет до 1910 г. в научной переписке с Эдуардом Беленом. Уже тогда он собирался с помощью реактивного двигателя доставить живые существа (животных и людей) на планеты и обратно.

Равным образом уже в февральском номере за 1911 г. русского техническою журнала «Воздушный путь» инженер А. Горохов опубликовал работу «Механический полет будущего», в которой он предлагает построить цельнометаллический реактивный аппарат для полета в атмосфере. Веретенообразный корпус этого аппарата должен был быть изготовлен из листовой стали и снабжен небольшими крыльями оригинальной формы. Камеры сгорания Горохов в своем проекте поместил в носовой части корпуса. Продукты сгорания нефти, используемой в качестве горючего, должны были извергаться из сопел, направленных несколько в стороны. Пассажирскую кабину предполагалось поместить в сквозной ферме внутри корпуса с тем, чтобы иметь возможность смягчить пружинящими гидравлическими устройствами эффект усиленной тяжести, производимый ускорением. По мнению А. Горохова, скорость полета такого аппарата должна была составить от 350 до 690 км/час.

В последние годы французское астрономическое общество учредило специальные жюри во главе с генералом Ферье для ежегодного присуждения международной премии за разработку проблемы перелетов в мировое пространство*, учрежденной на средства, пожертвованные для этой цели Р. Эсно-Пельтри и Андрэ Хиршем.

* В 1929 г. эта премия была присуждена профессору Г. Оберту за его книгу «Пути к звездоплаванию», являющуюся третьим переработанным изданием вышедшей в 1925 г. его книги «Ракета в межпланетное пространство». (Прим. ред.)

Из числа других исследователей в этой области следует назвать работающих во Франции Саржента и Меллота, в Швейцарии инженера А. Дитли-Арау и в Америке профессор Роберта Кондита (Огайо). В Германии 7 июля 1927 г. в Бреславле был организован Союз звездоплавания. Задачей этого союза является включение в состав своего президиума возможно большего количества активно работающих исследователей, в то время как рядовым членом этого союза может стать всякий, интересующийся проблемой полетов в мировое пространство.

Из числа исследователей ракет, ведущих практическую работу, заслуживает упоминания еще и И. Винклер, председатель германского Союза звездоплавания в Бреславле. Им были проделаны исследования газовой постоянной продуктов извержения и способов повышения таковой, переноса тепла в ракете и проблем распыления и сжигания горючего.

В Австрии в 1928/29 г. Франц Гефт и инженер Гвидо Пиркэ также опубликовали ряд весьма важных работ, в которых они наряду с другими дали обстоятельную критику ранее опубликованных проектов полетов в мировое пространство.

Что касается остальных известных автору работ в области осуществления ракетного движения, то заслуживают упоминания следующие. Работающий в Берлине Р. Ладеман сумел весьма заинтересовать американское морское ведомство сконструированной им ракетной торпедой. Русский ученый А.Б.Шершевский в 1929 г. работал в Берлине совместно с Обертом *.

* Позднее А. В. Шершевский переехал в СССР. (Прим. ред.)

После революции в Советской России число исследователей, разрабатывающих проблему ракетного движения все более и более возрастало, что, повидимому, сопровождалось и ростом правительственных ассигнований на это дело. Советские исследователи ракеты, работающие в Москве и Ленинграде, повидимому, обратились к разработке нефтяного ракетного мотора и к осуществлению идеи ракетной турбины. Некоторые из них, как например профессор Рынин, высказываются за возможность осуществления так называемого бесконечного полета без горючего. Идея эта состоит в следующем. Отыскивается такой слой земной атмосферы, в котором содержание кислорода в воздухе уже настолько уменьшилось, а содержание водорода настолько возросло, что, собственно говоря, имеется налицо сильно разреженный гремучий газ. Для осуществления бесконечного питания мотора горючей смесью на этой высоте достаточно всасывать и уплотнять этот гремучий газ нагнетателями. Эта идея бесспорно является гениальной, однако у нас недостает данных для того, чтобы судить о том, существует ли действительно в атмосфере такой слой, в котором предполагаемые условия таковы, что они допускают техническое их использование. Упомянем здесь еще фамилию Перельмана, повидимому являющегося в СССР наиболее известным автором книг, посвященных вопросам межпланетных путешествий*. В 1927 г. в Москве состоялась «Первая мировая выставка межпланетных аппаратов и механизмов», на которой наряду с другими были выставлены и экспонаты автора этой книги.

* Повидимому, автору осталась неизвестной изданная в 1920 г. в Новосибирске книга Юр. Кондратюка «Завоевание межпланетных пространств». Редактировавший ее профессор В.П.Ветчинкин в своем предисловии к ней называет ее несомненно наиболее полным исследованием по межпланетным путешествиям из всех писавшихся в русской и иностранной литературе (к моменту написания предисловия) и настольным справочником для всех, занимающихся вопросами ракетного полета. История этой книги такова, что о ней необходимо сказать несколько слов. Автором ее является талантливый рабочий-самоучка, впоследствии выдвинувшийся из машинистов в механики. Он не получил не только высшего, но даже и законченного среднего образования. Свою работу в основных ее частях он закончил еще в 1916 г., ничего не зная о работах в этой области К.Э.Циолковского. Это не помешало ему разработать проблему динамики взлета ракеты с наибольшей полнотой сравнительно со всеми другими авторами. В своей книге он подобно Ф.А.Цандеру, но самостоятельно выдвигает предложение об использовании в дополнение к газообразным твердых горючих (лития, бора, алюминия, магния, кремния), и впервые выводит формулу, учитывающую влияние веса баков для горючего и кислорода на общий вес ракеты. Опять-таки независимо от Ф.А.Цандера и раньше К.Э.Циолковского он выдвинул предложение снабжать ракету крыльями и летать на ней в воздухе, как на самолете. Некоторые авторы, кроме того, приписывают Ю.В.Кондратюку приоритет идеи использования горения различных веществ в озоне, а не в кислороде. В действительности же это утверждение ошибочно, ибо приоритет этой идеи бесспорно принадлежит К.Э.Циолковскому, совершенно ясно высказавшему ее на стр.12 изданной им в 1914 г. брошюры «Исследование мировых пространств реактивными приборами (дополнение к I и II части труда того же названия)».(Прим.ред.)

Рис. 64. Ракетный самолет по идее автора.

Большую роль в смысле стимулирования научной разработки идеи космических перелетов, невидимому, сыграла работа известного своими исследованиями по физике Солнца шведского астронома Биркеланда. После ознакомления о одной из ранних работ К.Э.Циолковского он исследовал реактивное действие в безвоздушном пространстве.

В заключение упомянем о том, что целый ряд последователей стремится использовать принцип реактивного действия для приведения в движение как экипажей, движущихся по земной поверхности, так и самолетов со сравнительно незначительными скоростями полета, порядка нескольких сот километров в час. Это использование мыслится ими следующими двумя способами. Или выпуск образующихся в процессе горения газов осуществляется по окружности достаточно быстро вращающегося колеса турбины. Или с помощью сопел-инжекторов осуществляется частичное увлечение газовой струёй окружающей среды, в результате чего первоначальная извергаемая с большой скоростью струя газа незначительной массы превращается в струю большой массы, движущуюся с незначительной скоростью. Немало патентов на изобретения в этой области было выдано лицам до этого времени совершенно неизвестным среди исследователей ракетного движения, вследствие чего заявки этих последних зачастую отклонялись экспертизой. В последнее время круг лиц, занимающихся разработкой проблемы ракетного движения, все более расширяется. Это во всяком случае имеет то преимущество, что разработка всей этой проблемы, взятая в целом, уже не сможет быть заторможена и что неуспех отдельного исследователя уже не сможет оказать столь отрицательного действия, как в 1928 г., когда совместно работавшие автор, Опель и Зандер являлись единственной группой лиц, ведшей в Германии широко поставленные практические опыты осуществления ракетного движения.

Таким образом проблема полета в мировое пространство в настоящее время в научном отношении приобрела мировое значение, и речь идет не о том, удастся ли вообще когда-нибудь сконструировать ракетный корабль вселенной, а лишь о том, кому это удастся сделать первому.

назад

в начало

вперед