Ракета

Ракета, ракетный двигатель,-летательный аппарат тяжелее воздуха, движущийся отдачей или реакцией вырывающихся из него газов и вообще материальных частиц. Таким образом Р. можно назвать реактивным аппаратом, или аппаратом с прямой реакцией, в отличие от других аппаратов, у которых движение, хотя и происходит от реакции (например реакция воздуха, отбрасываемого пропеллером самолета), но эта реакция получается не прямо от ающихся газов, а при помощи промежуточных передач. Принцип работы Р.

(или, вернее, ее реактивного двигателя) заключается в следующем (фигура 1,а и б). Предположим, что внутри замкнутого со всех сторон сосуда(фигура1, а) произошел .Обра-зовавшиеся газы будут тогда оказывать одинаковое давление на все стенки сосуда. Сделаем теперь в нижней стенке сосуда отверстие О (фигура 1,6), тогда газы устремятся в это отверстие; получится разность давлений на нижнюю и верхнюю стенки сосуда,которая будет направлена вверх, и сосуд под влиянием этой разности может подняться в противоположную отверстью сторону. Чем меньше будет сопротивление воздуха выходящим газам и

Фигура 2.

чем больше скорость их, тем сильнее будет отдача, или реакция.

Устройство Р. В общем случае устройство Р. заключается в следующем (фигура ί, А). Внутри оболочки Р. вверху помещается полезный груз п, под которым имеется чатая смесь; она ается в камере сгорания О и вырывается через сопло, или раст-эуб д с горлом аб и отверстием вг. Для устойчивости к оболочке прикреплен стабилизатор. В зависимости от назначения Р. могут быть 5. или м. сложного устройства. На фигуре 2, В изображено дальнейшее развитие Р. по сравнению со схемой. У нее более совершенное сопло (форма сопла Делаваля, применяемого у наровых турбин), в которое поступают газы нз камеры О через горло б и выходят через отверстие е. Угол раструба сопла 7—8°. На |шг. 2, В показана Р. плавного обтекания с соплом б, горючим е, полезным грузом п и стабилизаторами (плавниками) С.

Основное уравнение движения ?. При полете Р. на нее действуют следую-цие три силы: реакция вырывающихся газов,

к dm

Фигура 3.

сопротивление воздуха и земное тяготение (вес). Введем следующие обозначения (фигура 3): М—начальная масса Р.; те—масса ее, которая была Извергнута к моменту i; эта масса состоит из газообразных продуктов горения и части оболочки баков, заключавших использованное горючее и отделенных от Р. за ненадобностью для ее облегчения в полете; v—скорость Р. в момент ί; с—скорость извергаемой массы; R—сила сопротивления воздуха; д—ускорение силы тяжести; dm—масса, извергнутая в промежуток времени dt; к—постоянное отношение массы оболочки (баки) к массе горючего; масса оболочки отпадает от Р. с относительной скоростью нуль к остающейся массе Р.; dv—приращение скорости за время dt остающейся массы Р. На основании третьего закона Ньютона» составляем диференциальное ур-ие движения Р. для случая ее вертикального подъема, исходя из условия, что количество движения в момент t равно количеству движения в момент t + dt плюс импульс сил сопротивления атмосферы и тяготения (то есть убыль количества движения равна импульсу тормозящих сил):

(М— m)v=dm( 1 — к) (v — c) + vk dm +

+ (M — m — dm) (v+dv) + [R + g (M —m^Jdt. Пренебрегая членами второго порядка, получаем :

с( 1 — k)dm=(М — m)dv +[Р + д(М — m)]dt. При решении этого ур-ия следует стремиться к выполнению следующих условий: 1) чтобы вес горючего не был чрезмерно велик по отношению к полному весу Р.; 2) чтобы скорость полета v была наивыгоднейшей, т. к. при малом v Р. будет медленно подниматься, а при большом будет встречать большое сопротивление атмосферы; 3) чтобы скорость с извержения газов была возможно большей. В простейшем случае, если пренебречь сопротивлением воздуха и влиянием тяготения и если обозначить через М_х массу всего горючего плюс конечную массу Р., через т_х—остающуюся ее конечную массу и наконец через v_x—конечную, максимальную, скорость полета, то интегрирование вышеприведенного ур-ия приводит к следующему упрощенному решению

-Μι.

!П,

где е— основание натуральных логарифмов (е=2,71). Если бы например в идеальном случае мы имели горючее, дававшее е=4,8 км/ск, и желали послать Р. в мировое пространство, для чего v₁ должен быть равно 11 км/ск, то получили бы

£-10.

Горючее. Горючим для обыкновенных ракет служат разные виды а (с=300— 2 800 м/ск). Горючие составы фейерверочных ракет состоят из основания, или вещества, легко отдающего кислород, и горючей примеси, или горючего вещества. В качестве основания применяют: хлорновато- и азотнокислые соли калия, бария, стронция, натрия и свинца; иногда и некоторые другие. В качестве горючего применяют сажу, уголь, гуммилак, крахмал, сахар, декстрин и др. бывает пушечный и ружейный. Только последний применяется для фейерверков. Состав его: 15 ч. превосходного угля, 75 ч. серы и 10 ч. селитры. В новейших же опытных ракетах применяют смесь бензина или нефти с жидким кислородом (с=3 000—4 000 м/ск). При воздушных реактивных двигателях применяют какое-либо жидкое горючее и сжатый атмосферный воздух. В комбинациях Р. с авиационными двигателями, предложенных в последнее время, реактивные двигатели питаются отходящими газами авиационных двигателей; предполагается использовать кроме тепла отходящих газов также теплоту, требуемую для охлаждения цилиндров авиационного двигателя. Имеются предложения использовать в качестве горючего металлы, в особенности одновременно с жидким горючим.

Основные типы двигателя. По роду горючего Р. разделяются на четыре главных класса: 1) Р. общехимические, в особенности овые; 2) Р. с металлическим или другим горючим, представлявшим к началу полета часть конструкции Р. (баки, стержни, оболочки и т. д.) по Цандеру; 3) Р. с жидким горючим; 4) Р., работающие отходящими га-

четыре типа двигателей. 1) Двигатель постоянного давления. В его ной камере давление постоянно, ы или постоянное горение и истечение продуктов горения через сопло происходят непрерывно. Для осуществления этого необходимо подавать горючее во ную камеру также непрерывно и под большим давлением: это давление м. б. сильно уменьшено (до 0,2 (Нтенад давлением сгорания) набрызгивавшем горючего тонкими струями на горячие стенки камеры сгорания совместно с предварительным подогревом. Чтобы достигнуть большого давления, было предложено два способа: а) поддерживать подобное же давление в баках с горючим, для чего стенки их. должны обладать соответственной прочностью; б) накачивать горючее при помощи насосов. Примером Р. постоянного горения могут служить Р. сист. Оберта (фигура 26 и 27). Сюда же относятся Р. с частично металлич. горючим по Цандеру (фигура 4— 6), где а—центральная ракета с соплом б; в и г—меньшей величины боковая Р. и боковой сосуд для горючего,большое количество которых нанизано на спиральные трубы д и е. На. фигура 5 показан боковой сосуд г и на фигуре 6— боковая Р. в большом масштабе. После рас-

ходования жидкого горючего, находящегося в баке бокового сосуда или боковой Р., по-

Гумфрея, при помощи сжатого газа, выпускаемого на расплавленный металл, переливающийся для этой цели из общего сосуда ж в особую шарообразную насосную камеру. На фигуре 7 показана схема подобного полуреактив-ного аэроплана, где А—сосуд для расплавления, нужный для совершения перелета частей.

2) Прерывисто-ные двигатели. Здесь во ной камере ается определенная порция топлива, и продукты а вырываются через сопло, затем в камеру поступает новая порция топлива и т. д. Подача топлива м. б. осуществлена двояко: или горючее в баке находится под нек-рым давлением и поступает в камеру через особый клапан, к-рый при е закрывается, или горючее подается в камеру, например в ах, подобно тому, как это делается в пулеметах.

3) овые медленно горящие Р. Здесь поджигается само горючее, к-рое медленно сгорает, а продукты горения извергаются через сопло. На фигуре 2, Г изображен примердвойной овой Р.сист. Год-дара. Каждая Р. состоит из хромоникелевой оболочки, заключающей Р. е, камеру

Фигура 8.

сгорания и сопло д, а верхняя Р,—еще из головки, которая приводится в быстрое вращение ами и действует наподобие жироскопа, стабилизируя полет Р. Вверху малой Р. име ется полезная нагрузка п в виде инструментов и парашюта или массы, ающейся в момент приземления и издающей сильный свет.

4) Воздушные реактивные двигатели. Можно различать два рода и их сочетания. а) Воздух из атмосферы нагнетается двигателем с компрессором, либо встреч

ный воздух вступает в камеру сгорания через особое сопло, нагнетаясь. Примером последнего рода может служить двигатель Лорена (фигура 8), где воздух вступает в а, сжимаясь при быстром полете в камере сгорания б; продукты сгорания оставляют прибор у 6. б) Продукты сгорания смешиваются послевыхода из сопла с наружным атмосферным воздухом. Последний, ускоряясь, увеличивает осевое давление струи. Такого рода двигатель показан на фигуре 9 (двигатель Мело) и фигура 10 (двигатель Цандера). У двигателя Мело продукты сгорания, получающиеся в двигателе а под большим давлением, вырываются наружу через сопло б.Через щели в к ним примешивается наружный воздух и уве

Фигура 10.

личивает действие сопла. Потери получаются вследствие ударов при смешивании в местах в Эти потери избегаются у двигателя Цандера тем, что продукты сгорания горючего с жидким кислородом, образующиеся в камере сгорания а, смешиваются в месте б у выхода из внутреннего раструба без удара при весьма низком давлении с наружным воздухом, вступающим уев наружный кожух. Воздух на пути от в до б подогревается и расширяется. В обратном конусе от б до г смесь воздуха с продуктами сгорания снова сжимается до·

Фигура и. атмосферного давления и одновременно охлаждается кислородом, находящимся в д, и наружным воздухом, поступающим уев кожух ж. Через трубку з этот воздух может также подаваться к месту в; и—трубки радиатора, удобообтекаемые, через них также может просасываться воздух. Устройства ж, з и и, как экономайзеры, экономят теплоту; к—ребра для использования наружного тепла, в случае если в д имеется жидкий воздух; л—бак для горючего. На фигуре 11 показан вариант воздушного реактивного двигателя Цандера, где а—обратный конус для продук-

тов сгорания, а б—соединительная трубка между воздухом и продуктами сгорания. Этот прибор может также служить струйным нагнетателем для воздуха, необходимого для горения Р. На фигуре 12 изображен идеальный разрез будущего реактивного межпланетного

Фигура 12.

корабля с жидким топливом. Горючее (например смесь жидких водорода и кислорода) при помощи насосов подается в камеру смешения {карбюратор), откуда попадает в камеру сгорания (к. с.), где и ается. Продукты а в виде газов вылетают наружу через сопло. Припасы и пассажирская каюта находятся спереди. Реакция газов 11 и уносит корабль. Для управления служат или рули высоты 1 и поворотов 2, помещаемые в струе газа, или передвигаемые по двум взаимно перпендикулярным направлениям массыЗ и 4, или наконец небольшие боковые Р. (на чертеже не показаны). На фигуре 13 изображена схема регистрирующей Р.сист. Оберта с оболочкой из листовой меди и с жидкимтопливом. Вверху помещается жидкий кислород а, а под ним горючее б (бензин, бензол, нефть или жидкий водород). Через кислород пускают горючее, к-рое в нем зажигается и сгорает; в трубе в примешиваются еще новые пары горючего; в з происходит горение с избыточным кислородом, ί° 700—900°. Далее жидкое горючее через большое число отверстий вбрызгивается в место д и, зажигаясь в е благодаря поступающему сверху горящему кислороду, вырывается через горло ж и сопло з. Трубка и подводит пары горючего вверх Р.

Фигура 13.

Фигура 14.

Применение Р. Ракеты применяются для фейерверков, сигналов, освещения местности, фотографирования, для подачи с берега троса кораблю, терпящему аварию, для рассеивания града, для подъема метеорологи ческих инструментов, для метания снарядов и тому подобное. На фигуре 14 показаны следующие типы Р.: сигнальная, или шлаговаяР. (фигура 14, а), на фигуре: а—шейка,или горло,б— горючее (), в—прокладка-шайба, г—шуба, т.е.состав, производящий выстрел, д—шатриц (головка), е—вершина; к Р. для устойчивости привязан хвост; ракета с парашютом (фигура 14,6);

Фигура 15.

Фигура 16.

вращающаяся Р. с изогнутыми крыльями (фигура 14, в); вращающаяся Р. системы Гейля с винтообразными каналами внизу (фигура 14, г).

На фигуре 15 дана светящаяся Р. Основные части: а—; б—медный кружок с припаянной к нему медной трубкой в, набитой медленно горящим составом и укрепленной серной обливкой з; д—жестяной колпак, наполненный кусками светящего состава е, для зажигания которых проложен стопин ж, проходящий в трубку в; з—крышка. Вес 16 килограмм; высота подъема 1 км; время освещения ¹/₁ мин. Дальнейшие разновидности Р. показаны на фигуре 16: осветительная Р. сист. Кюнцера с парашютом» (фигура 16, а); зажигание производится на >^е высоте 500 метров над землею; продолжительность горения до 3 мин.; подъемная Р. (фигура 16, б) состоит из ie двух Р.: большой а и малой б; на поверхность состава в большой Р. насыпают слой а г, нак-рый ставится малая Р.; хвостт у обеих Р. общий; двойная или сложная Р. (фигура 16,в). Спасательная Р. (фигура 17); части ее: а—чехол, б—стен-Фигура 17. Фигура 18. ки, в — заряд, з — конич. углубление для облегчения горения, д—вилка, е—деревянный стержень. К нижней части Р. привязывается веревка (линь). Градобойная Р. (фигура 18). Части ее: а—чехол, б—заряд для а в облаках, в—горючее, г—коническое углубление, д—запал, е—кольца (бугели), oie—палка.

Устойчивость Р. в воздухе достигается следующими устройствами: 1) стабилизаторами внизу ее в виде плавников или палки, 2) вращением ее при помощи искривления стабилизаторов или искривления выводных каналов, 3) применением жироскопа, 4) применением рулей.

Материалы для изготовления Р. Для фейерверочных Р. обыкновенно берут тонкий картон. Он должен быть хорошо проклеен, без дырочек, просветов и складок. Также можно взять и хорошо проклеенную писчую бумагу. Гильзы Р. разделяются на 2 рода: а) гильзы только выпускают из себя огонь, а сами не горят; они начиняются сильны- q Фигура 19.

ми составами, толщина стенок ¹/₃—Ve калибра; б) гильзы горят вместе с составом: их начиняют слабыми составами и делают со слабыми стенками. Особо высоко летающие овые ‘Р. изготовляют из стали. Для частей Р., приходящих в соприкосновение толь-р;о с бензином, голем и тому подобное., Об^рт предлагает железо с содержанием 0,8—0,4% С. Для частей, соприкасающихся с жидким кислородом, применяется медь, к которой можно прибавить для увеличения крепости немного Zn, Fe, Ni или Μη. Сосуды и части, соприкасающиеся с жидким водородом, следует делать из свинца с примесью до 40% меди. Для сильно окисляющихся мест и ясиклеров лучший материал—серебро. Карбюратор делают из хромоникелевой стали (Годдар), камеру сгорания и сопло—из ванадиевой стали. Однако при воздушных реактивных двигателях, работающих атмосферным воздухом, камера сгорания

Фигура 22.

может быть при соответствующем охлаждении медной, а сопла даже из легкого сплава.

Опыты. Для изучения полета Р. было произведено много опытов. Последние можно разделить на три группы. 1) Опыты в лаборатории. При этом Р. укреплялась на специальных весах и измерялись реакция газов и время действия. На фигуре 19 изображен рычажный станок. Реакция Р., повернутой соплом вверх, давит при помощи рычага на динамометр. Время и показания динамометра записываются на вращающемся барабане. На фигуре 20 изображен другой станок. Тяга Р., обращенной соплом вниз, передается на качающийся шарнирный параллелограм; груз, соединенный с последним, передвигается по шкале и указывает тягу Р. На фигуре 21 изображен станок маятникового устройства. Р. в горизонталь-

га, подвешенного вверху. На фигуре обозначены: а—подвесное кольцо, б—подвес, в—регулятор ц. т., г—сопло, д—запал, е—призма, ж—выступающая площадка для призмы, з—алюминиевый указатель угла отклонения (отходящий), и—отвинчивающаяся головка, к — указатель, двигающийся подвесом, л—контакт.

2) Опыты вне лаборатории—при передвижении разных повозок. Р. прикреплялись к автомобилям, саням, дрезинам, лодкам, велосипедам, самолетам, и изучался эффект их действия. В виде примера на фигуре 22 изображена схема ракетного самолета Эспенлауба.

3) Опыты с полетом самих Р. Так как выгода реактивного двигателя по сравнению с другими вида% ми двигателей появляется толь- _{фиг 04}~ ко при больших скоростях, недостижимых на земле или даже при помощи самолетов в воздухе, то необходимо производить опыты при полете самих Р. Подобные опыты были произведены разными исследователями с Р. разного типа. На фигуре 23 изображена овая Р. немецкого изобретателя Тилинга. Она имела 4 ста-

Каюта

Фигура 25.

билизатора. Поднявшись на 2 км, она расправила два стабилизатора (на фигуре—пунктир) и спланировала на землю. При другом опыте Р. автоматически расправила все четыре стабилизатора, расположив их под углом, и, вращаясь, спустилась вертикально, как на парашюте. На фигуре 24 изображен общий вид овой Р. чешского изобретателя Огеназе-ка. Высота подъема ее доходила до 1,5 км. На фигуре 25 изображена ракета сист. Оберта, работающая на жидком топливе. Назначение ее— поднимать на большую высоту регистрирующие метеорологич. инструменты.

В проектах многочисленных ученых и изобретателей предложен ряд устройств больших Р. для подъема пассажиров на большую высоту и даже для полета вне атмосферы и к луне. Наиболее подробно разработал подобные проекты немецкий ученый Оберт. На фигуре 26

изображена схема его тройной пассажирской Р. Для взлета служит вспомогательная Р.; по истощении ее горючего она отпадает, и начинает работать большая Р., затем и она отпадает, и пассажиры должны продолжать полет в малой Р. На фигуре 27 изображена еще одна схема двойной пассажирской Р. сист. Оберта. На фигуре 28 изображена схема пассажирской Р. по идее Циолковского.

Лит.: Рынин II. А., Межпланетные сообщения, вып. 1—5, 7, Полное описание ракет, их работы, опытов, расчетов и тому подобное., Л., 1928—1931; Ц и о л к обски и К. Э., Исследование мировых пространств реактивными приборами, «Научное обозрение», СПБ, 1903; Кондратюк Ю., Завоевание межпланетных пространств, Новосибирск, 1929; Цандер, Проблема поле-, та при помощи реактивных приборов, М.—Л., 1932; E s η a u 1 t-P e 11 e г 1 е В,., L’Astronautique, Р., 1930; Goddart R., A Method ol Reaching Extreme Altitudes, «Smithsonian Miscellaneus Collections», Wsh., 1919, v. 71, 2; 0 b e r t H., Wege zur Raumschiffalirt, 3 Aufl., B., 1929; Hotmann W., Die Erzeichbarkeit d. Him-melskorper, Berlin, 1925; Valier M., Raketenfahrt, 3 Aufl., Berlin, 1928; Scherschevsky A., Die Rake-te fur Fahrt und Flug, Berlin, 1929. H. Рынин.