Статья проф. Н. А. Рынина
В настоящее время за границей ведутся усиленные опыты над изучением реактивного двигателя (прямой реакции), причем теоретически уже разработаны следующие вопросы:
1) под'ем регистрирующих инструментов в стратосферу для получения данных о составе воздуха, об электрических явлениях, о природе космических лучей, о солнечной радиации и т. д.;
 | |
| Рис. 1. | Рис. 2. |
2) посылка ракетой фотоаппарата на большую высоту, чтобы можно было сразу получить план земной поверхности большой площади;
3) для ускорения взлета самолетов и замены ракетами дорогостоющей катапульты;
4) для замены артиллерийских орудий реактивными снарядами;
5) для переброски почты и грузов, а в будущем для переброски пассажиров с большой скоростью на большие расстояния.
Для осуществления указанных задач уже составлен ряд проектов ракет различных устройств, часть их уже осуществлена, и несколько ракет построено, некоторые из них успешно летали.
Параллельно ведутся опыты над изучением устройства и работы ракеты. Эти опыты можно разделить на следующие группы:
1) опыты в ракетных лабораториям с неподвижными ракетами на станках;
2) опыты с движущимися ракетами, устанавливаемыми на мотоциклах, дрезинах, автомобилях, планерах и самолетах;
3) опыты с ракетами, пускаемыми в воздух со станков. Ниже дается ряд описаний новейших опытов и проектов, относящихся к ракетам.
В Германии на ракетном поле близ Берлина состоялся полет ракеты на жидком топливе на высоту около 1½ км. При непрерывном сгорании этот аппарат, названный «Репульсором», был сконструирован К. Риделем и представляет собою скорее летающий испытательный ракетный станок, чем ракету.
Прибор состоит из двух круглых баков (рис. 1) длиною по 1,5 м и толщиною по 5 см, расположенных на расстоянии 30 см друг от друга и скрепленных двумя дюралевыми обручами у нижних концов.
К этим обручам прикреплено 4 плавника для придания устойчивости в полете. Сама, ракета помещена в верху аппарата и укреплена на двух тонких трубках, подводящих топливо. В одном из баков помещается жидкий кислород, а в другом ⅓ бензина и соответствующее количество азота под давлением, что обеспечивает подачу бензина в камеру сгорания, когда открыт клапан. Подача же кислорода происходит под давлением, развиваемым самим кислородом.
При старте сначала ракета стоят неподвижно 6 минут (или если светит солнце, то 4 минуты), для того чтобы кислород развил давление до 10 атм. После этого открывают клапаны у обоих баков и производят воспламенение. Взлет ракеты происходит с ускорением 10 м/сек., причем это ускорение быстро возрастает.
Полет ракеты происходил так быстро, что его нельзя было уловить глазам.
При первом опыте ракета поднялась на высоту 45 м, при втором 440 м. Третий опыт окончился менее удачно: ракета взлетала всего лишь на несколько метров, перевернулась, ударилась в стену соседнего дома и далее совершила несколько петель в воздухе на высоте около сотни метров. Во время этих петель охлаждающаяся вода, бывшая в оболочке, окружавшей мотор, вытекла, и ракета взорвалась.
Подобный, еще более катастрофический опыт произошел вскоре за первым. Ридель починил аппарат и вновь приступил к запуску. При зажигании «Репульсор» взлетел на высоту около 60 м, повернулся в горизонтальном положении и полетел к северу за пределы ракетного поля со скоростью более 360 км/час.
Горение ее после поворота длилось 8 сек. Падение началось на расстоянии около 600 м от старта. При спуске аппарат ударился о дерево и разбился. Однако охлаждающая вода в рубашке ракеты не вылилась хотя и была очень горяча, и сама ракета была цела.
 Рис. 3. |
В результате опытов «Репульсор» был вновь исправлен и настолько переделан, что мог взлетать на высоту 1½ км. Некоторые изменения в конструкции позволяют надеяться достичь высоты до 3 км.
На рис. 2 изображена схема ракеты Оберта одного из первоначальных типов. Вверху помещается парашют с инструментами. Далее идет жидкий кислород, еще ниже — бак с бензином, камера сгорания, карбюратор, дюза.
Внизу в качестве стабилизатора имеется длинная трубка, служащая резервуаром для инертного газа — углекислоты под давлением. Этот газ идет вверху по трубке и через два отверстия направляется часть в верхний бак с кислородом, часть в бак с бензином, так что и кислород и бензин под давлением углекислоты поступают в камеру сгорания, где, соединяясь, взрываются и выбрасываются через дюзу вниз.
1 июля 1931 г. на ракетном поле близ Берлина были произведены многочисленные взлеты усовершенствованной однолитровой ракеты, работающей на жидком кислороде и бензине. Наибольшая высота полета 700 м. При этом прибор для выпуска парашюта испортился, и ракета при спуске разбилась.
При опыте 13/VIII ракета полетела вдаль на 500 м.
В августе был произведен пуск ракеты с особым стержнем. Мотор располагался вверху, баки же охватывались потоками извергающихся газов. Несмотря на получаемое при этом сопротивление взлету, тяга почти не уменьшилась (24 кг).
Устройство же осевого стержня значительно способствует устойчивости полета. При четвертом полете парашют не раскрылся, и ракета разбилась.
При опытах тяга в 32 кг получалась при расходе горючего 160 г/сек., что соответствует скорости истечения газов 200 м/сек.
9 июня 1931 г. американский профессор Годдар взял патент на реактивный самолет. Согласно патенту газы, вырывающиеся из ракеты (рис. 3), приводят в движение, подобно газовой турбине, турбинное колесо, соединенное с двумя пропеллерами. При помощи последних самолет будет летать в нижних слоях атмосферы, а в стратосфере — непосредственной отдачей ракеты.
По расчетам Годдара полет с помощью ракеты начинается с того момента, когда скорость самолета достигла 500 км/час. Далее под действием ракеты эта скорость на высоте 10 км возрастает до 1 600 км/час, и чем выше будет подниматься самолет, тем больше возрастает скорость полета, так как коэфициент полезного действия ракеты с уменьшением плотности воздуха значительно выше, чем на уровне моря. При скорости 1000 км ракета, работающая на смеси жидкого кислорода с бензином, имеет коэфициент полезного действия больше, чем паровая машина, на 32% и больше, чем дизель, на 33%. Максимальный коэфициент полезного действия ракеты будет при скорости извержения из нее газа в 1 200 м/сек. и при полете со скоростью около 5 000 км/час.
Уже теперь, работая в новой Мексике, Годдар получил мощность ракеты в 200 л. с. на 450 г топлива в камере сгорания.
Наиболее выгодно ракета будет работать, когда скорость ее приближается к скорости извергающихся газов, так как тогда процент кинетической энергии, отдаваемой газами ракете, будет наибольшим.
4 июня 1931 г. в г. Атлантик Сити (САСШ) состоялись удачные полеты планера с реактивным двигателем. На планере весом 80 кг было установлено 12 ракет. Старт был произведен обычным способом, при помощи команды, затем пилот Сван замкнул электрический ток и поджег первую ракету. Планер быстро взлетел на высоту 30 м, где и парил на протяжении 300 м, после чего благополучно спустился. Другие ракеты во время этого полета не взрывались.
На другой день были взорваны уже все 12 ракет. Планер поднялся на высоту 60 м и держался в воздухе 8 минут, пока не прекратилась тяга ракет, после чего аппарат плавно спланировал.
Э. Каттанео, итальянский инженер, недавно выполнил ряд удачных испытаний в полете с ракетным самолетом. Испытания происходили на аэродроме в Милане.
При последнем опыте самолет весом 280 кг продержался в воздухе 34 секунды и пролетел 1 км.
 Рис. 6, 7 (внизу), 8, 9 (вверху) |
Для старта применялась специальная ракета, дававшая тягу 400 кг в продолжение 3-4 секунд. После же взлета тяга получалась последовательными взрывами ряда ракет.
В настоящее время Каттанео строит ракетный самолет весом в 200 кг, на котором он надеется перелететь через Ламанш.
Для продолжения своих опытов Лион выбрал оазис Мизда в пустыне в 200 км к югу от Триполи (Африка). Цель опытов — испытание самой ракеты и исследование верхних слоев атмосферы и природы космических лучей. Ракета должна подняться на высоту 12 км заключать в себе ряд измерительных приборов, которые затем должны опуститься на землю на парашюте. Следующий по плану полет должен быть на высоту 16 км с ракетой, заключающей двух птиц и двух мышей для изучения действия на них космических лучей
Для старта будет применен порох, а затем будет работать жидкое топливо под давлением сжатого газа.
 Рис. 10. |
Устройство ракеты Лион следующее: она принадлежит к типу составных ракет, т. е. таких, части которых по мере сгорания топлива отпадают в полете и в конце концов летит вверх только помещение с регистрирующими инструментами. На рис. 6 изображен вертикальный разрез ракеты:
1 — парашют в головке ракеты; 2 — регистрирующие приборы; 3 — пружина, их выбрасывающая при конце под'ема; 4 — жироскоп, придающий ракете устойчивость в полете; 5, 10, 13 — камеры сгорания; 6, 9, 15 — горючее; 7, 12 — оболочка; 8, 11, 17 — дюзы; 14, 16 — стабилизаторы.
Изображенная на рисунке ракета является тройной. Части ее: I, II и III последовательно отпадают по мере сгорания заключавшегося в них топлива. На рис. 7 показана схема под'ема ракеты с последовательным отделением ее частей.
Первый момент — взлет. Работает часть I.
Второй момент — отпадает нижняя часть. Начало работы II части.
Третий момент — полет с работой II части.
Четвертый момент — отпадает II часть. Начало работы III части.
Пятый момент — полет с работой III части.
Шестой момент — III часть отпала. Выброшен парашют с инструментами.
На рис. 8 последний момент представлен в крупном масштабе.
До опытов в Тунисе Лион производил опыты в Северной Италии на склоне Альп. При одном из опытов ракета поднялась на высоту 9,5 км. Другой опыт с более крупной ракетой окончился неудачей. Длина ракеты была 3 м, вес 150 кг. При старте ракету пустили вверх по склону снежной горы на лыжах. Вскоре после начала движения ракета уклонилась от пути. Механик палкой хотел исправить направление, но при этом жироскоп выскочил из гнезда и пробил оболочку ракеты. Произошел взрыв, который убил одного из помощников и ранил двух других.
Однако эта неудача не остановила работ Лиона, и, как было сказано выше, он продолжает теперь работы в Тунисе.
В случае удачи этих опытов Лион предполагает построить ракету уже для под'ема человека, для благополучного спуска которого в голову ракеты будет помещен парашют (рис. 9).
Ракета строится в Париже. Окончание ее ожидалось в декабре, а опыты — в начале 1932 г.
Цель опытов — определение мощности, коэфициента полезного действия и сравнение разных типов ракет, работающих на жидком кислороде и бензине (или нефти).
Помещение для опытов должно быть изолировано от других зданий и устроено из несгораемых материалов на случай взрыва.
Аппараты. На рис. 10-12 показаны схемы моторной установки, весов и ракеты.
А — бомба с жидким кислородом, В — бомба для сжатого кислорода, С — бомба для жидкого топлива, D — бомба со сжатым азотом, E — регулятор для выпуска кислорода, F — регулятор для впуска горючего, G — кран для кислородной бомбы, H — гибкая трубка для горючего, I — камера сгорания (ракета), K — бак с охлаждающей водой, L — рукоятка для управления кранами, M — рычаг весов, N — пружинный динамометр, O — барабан для записи тяги (с часовым механизмом), P — станина, R — металлический щит, S — фитиль для зажигания, T — прибор для воспроизведения искры высокого напряжения.
 Рис 11. |
1. Налить кислород в обойму (А) и открыть кран (Е) в бомбе (В) у трубки, ведущей из (А). Вначале все кислородные краны должны быть открыты, чтобы кислород мог свободно удаляться.
2. При начале опыта закрыть кран (Е). Тогда газы, образующиеся в (А), заставят кислород течь в камеру сгорания. При этом камера будет охлаждаться, и вода в баке (К) будет замерзать.
3. Открывается кран (Е), и прекращается приток кислорода в камеру.
4. Фитиль, смоченный бензином, помещается между полюсами, которые дают искру, и вся установка располагается на 5 см ниже дюзы.
5. Весь персонал уходит за прикрытие.
6. Пускается ток.
7. Открывается кран (F) горючего, и последнее под давлением азота вбрызгивается в камеру сгорания.
8. Пускается в ход барабан (О) для записи тяги ракеты.
(Окончание см. на стр. 43).
9. Когда размеры вырывающегося из дюзы ракеты пламени покажут, что приток горючего в камеру достаточен, закрывается кран (Е), и тогда кислород потечет в камеру сгорания.
10. Пламя фитиля само погаснет при извержении газов. Опыт продолжается около 1½ минут. Тяга записывается на барабане (О).
11. При окончании опыта сначала открывается клапан (Е), и газ из бака (А) перестает давить на кислород. Приток последнего в камеру сгорания прекращается, благодаря чему исключается опасность повреждения материала дюзы, что могло бы быть, если бы сначала прекратился приток топлива.
12. Как только прекратится подача кислорода, закрывается кран (F) и останавливается приток топлива.
13. Снимается с прибора диаграмма и изучаются результаты опыта.
14. Ракета заменяется другою, и далее опыты ведутся в том же порядке.
Такой проект предложен американским инженером Г. Данном и состоит в следующем.
Аппарат представляет собой пассажирский самолет-амфибию с ракетным двигателем. Длина амфибии — 52 м, ширина лодки — 9м. Лодка должна быть герметически закрытой и отепленной, чтобы в ней можно было находиться при полете в стратосфере. Высота полета ее должна достигать 15 км. Продолжительность полета из Нью-Йорка в Париж будет не более 1½ часов при скорости около 4 500 км/час. Полет через океан с запада на восток на большой высоте более благоприятен, так как по мнению автора здесь следует ожидать попутных ветров. Для уменьшения сопротивления воздуха амфибия должна иметь крылья переменной площади, например телескопической системы. Жидкое горючего состоит из смеси углеводорода и кислорода. Ввиду большой температуры вырывающихся газов необходима особая система охлаждения дюзы. Холод стратосферы отчасти поможет разрешению этой проблемы.
 Черт. 12. |
В отношении навигации наиболее удобное время перелета через океан будет конец ночи, когда можно будет применить астрономическое ориентирование и затем на рассвете произвести спуск.