Вилли Лей - Ракеты и полеты в космос

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

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

Это решение дает ряд значительных практических преимуществ; в частности, отсутствует необходимость ждать разработки каждой ступени системы; рабочие характеристики ракет, как правило, бывают уже известны, да и к тому же подобная система стоит гораздо дешевле. Но в этом случае получается такая ракета, в которой ступени имеют различные относительные массы. И так как эти ступени работают на разных топливах, они показывают различные скорости истечения продуктов сгорания. Расчет характеристик многоступенчатой ракеты довольно сложен, но мы несколько упростим его, взяв за основу двухступенчатую ракету, в которой обе ступени работают на одном и том же топливе и имеют одинаковые относительные массы (каждая 2,72:1). Допустим также, что эксперимент проводится в безвоздушном пространстве и при отсутствии какого-либо гравитационного поля. Первая ступень сообщит нашей ракете скорость, равную скорости истечения (1с), а вторая— удвоит ее (2с), так как конечная скорость второй ступени будет равна удвоенной скорости истечения. При одноступенчатой схеме для этого потребовалось бы создать ракету с относительной массой 7,4: 1, а это не что иное, как с 3, или 2,72 X 2,72. Из этого следует, что во многоступенчатой ракете конечная скорость соответствует максимальной скорости разгона одноступенчатой ракеты с относительной массой, равной произведению относительных масс всех ступеней.

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

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

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

Степень разреженности воздуха в верхних слоях атмосферы еще лучше иллюстрируется средней длиной свободного пробега молекул воздуха. Известно, что на уровне моря в 1см 3воздуха при +15°C содержится 2,568 X 10 19молекул, которые постоянно находятся в быстром движении. Так как молекул очень много, они часто сталкиваются между собой. Среднее расстояние по прямой, которое молекула проходит от одного до другого столкновения, называется средней длиной свободного пробега. Этот параметр не зависит от скорости движения молекулы, а следовательно, и от температуры среды. На уровне моря средняя длина свободного пробега молекул воздуха равна 9,744 X 10 -6см, на высоте 18км она уже достигает 0,001мм, на высоте 50км составляет 0,1мм, а в 400км от Земли она приближается к 8км.

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

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

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

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