Г.Э. Лангемак и В.П. Глушко
РАКЕТЫ. ИХ УСТРОЙСТВО И ПРИМЕНЕНИЕ

ОНТИ НТКП СССР
ГЛАВНАЯ РЕДАКЦИЯ АВИАЦИОННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
МОСКВА-ЛЕНИНГРАД 1935

Наш адрес: ruzhany@narod.ru

Глава IV
УСТРОЙСТВО ПОРОХОВЫХ РАКЕТ

1. Общие замечания

Пороховые ракеты, как мы говорили, могут найти боевое применение прежде всего в качестве артиллерийских снарядов всевозможных типов, затем в качестве вспомогательного движителя для самолетов. В последнем случае ракета неизменно связана с передвигаемым аппаратом и, как правило, состоит лишь из одной камеры, заключающей ракетный заряд и снабженной приспособлением для его воспламенения.

Ракетные снаряды, как это ясно из самого их назначения, должны состоять из двух основных частей:

1) ракетной камеры, содержащей пороховой заряд, и

2) оболочки, заключающей тот или иной груз боевого назначения: разрывной заряд, осветительный состав и т. п.

Обе части снаряда в большинстве случаев прочно связаны друг с другом и движутся вместе от момента выстрела и до падения на землю. Устройство обеих частей и их взаимное расположение могут быть весьма разнообразны. В этой главе мы рассматриваем устройство боевой части лишь в той мере, в какой она характеризует снаряд как ракетный, так как главнейшие особенности боевого снаряжения ракет мало чем отличаются от обычных артиллерийских снарядов. Из конструктивных признаков ракетного снаряда мы здесь рассматриваем: 1) устройство камеры и ракетного заряда, 2) взаимное расположение ракетной камеры и боевой части, 3) способы стрельбы ракетными снарядами, 4) приспособления для стабилизации снаряда на полете и 5) пороховые ракеты специального назначения. Некоторые описываемые конструкции заимствованы нами из патентной литературы. Для тех из читателей, которые пожелали бы подробнее познакомиться с первоисточником, мы в скобках указываем страну и номер патента¹.

¹ В дальнейшем приняты сокращенные обозначения: а. п. – английский патент, г. п. – германский патент и ф. п. – французский патент.

2. Устройство ракетной камеры и заряда

Ракетная камера обычно представляет собой цилиндрический стакан (фиг. 7), имеющий с одной стороны глухое дно и суженый с другой стороны для образования сопла. Для удобства изготовления как дно, так и суженая часть могут быть выполнены в виде отдельных деталей и соединены с цилиндрической частью тем или иным способом, например с помощью винтовой нарезки, свариванием и т. п. Материал для камеры и толщина ее стенок определяются наибольшим давлением, которое предполагается допустить в камере.

Фиг. 7

Для снаряжения ракет издавна применялся дымный порох с повышенным содержанием серы, называемый форсовым составом. В последнее время в технической и патентной литературе стали появляться проекты ракет с бездымным порохом.

Форсовый состав горит при небольших давлениях, порядка нескольких атмосфер, и потому оболочка ракетной камеры может быть изготовлена очень легкой, например, из прессованной папки, из тонкой жести и т. п; бездымный порох дает в ракетной камере нормальное разложение лишь при давлениях в несколько десятков атмосфер, а потому для камеры следует применять прочный материал, как сталь и дуралюмин.

В ракетах с дымным порохом благодаря легкости камеры можно достигнуть больших относительных весов заряда, т. е. величины однако это не дает им преимущества перед ракетами с бездымным порохом, во-первых, из-за малой силы черного пороха (в три раза меньшей, чем у бездымного), во-вторых, из-за малой поперечной нагрузки ракеты, и наконец, из-за малой надежности черного пороха.

Ненадежность дымных ракет является следствием того, что дымный порох получает способность гореть параллельными слоями только в том случае, если он спрессован под очень большим давлением.

Однако достаточно небольшой трещины в заряде, вызванной дефектами изготовления или другой причиной, например ударом или сотрясением при перевозке, чтобы правильное горение заряда нарушилось: заряд раскалывается, газы ,проникают в трещины, поверхность горения увеличивается, происходит резкое повышение давления, которое в свою очередь ускоряет газообразование, и в результате происходит взрыв.

Бездымный коллоидный порох в этом отношении дает достаточную гарантию безопасности, так как даже при очень высоких давлениях он не утрачивает способности гореть параллельными слоями. Ввиду этого применение черного пороха можно практико-вать для небольших ракет, от которых не требуется большой дальности.

Фиг. 8

Таковы сигнальные, фейерверочные, некоторые осветительные и т. п. ракеты.

Форма выполнения заряда допускает большое разнообразие. Наиболее простым случаем является сплошное заполнение камеры порохом. В этом случае заряд горит только с торца, обращенного к соплу, и поверхность горения все время постоянна (фиг. 7,а). Широко распространены также ракеты, у которых по оси заряда выделан глухой канал цилиндрической или конической формы (фиг. 7,б и 7,в), так что горение происходит и по торцу, и внутри канала. По мере разгорания канала поверхность горения увеличивается, в связи с чем возрастает и сила реакции, а следовательно, и ускорение ракеты. Для сохранения постоянства горящей поверхности предлагалось (а. п. 949, 1879 г.) делать канал звездообразной формы в сечении или с ребрами, как показано на фиг. 8. Более сложные формы запрессовки ракетного заряда показаны на фиг. 9 и 10. Согласно

первой из них (г. п. 243483) заряд состоит из нескольких камер, образуемых чашеобразными шашками, последовательно сгорающими и дающими приблизительно постоянную горящую поверхность. Согласно второй (фиг. 10, ф. п. 431794) каждая из шашек представляет собой спрессованное тело с кольцевым каналом и центральным пороховым стержнем. Такая комбинация дает достаточно большую поверхность горения.

Фиг. 9

Во всех формах выполнения заряд непосредственно прилегает к станкам камеры, причем предполагается, что боковая поверхность заряда не принимает участия в горении. Такой способ укладки заряда удобен в том отношении, что заряд, будучи плотно запрессован в оболочку, не может перемещаться внутри ее, и потому нет опасности, что заряд будет увлечен продуктами сгорания и выброшен через сопло. Однако серьезным недостатком этого способа является большая трудность обеспечить боковую поверхность заряда от воспламенения; дело в том, что даже небольшая неравномерность в натяжении материала камеры, неоднородность массы, или, наконец, трещина в спрессованной массе могут повлечь за собой прорыв газов между стенками камеры и боковой поверхностью заряда и вызвать разрыв камеры вследствие резкого повышения давления в связи с увеличением горящей поверхности.

Для достижения наибольшего однообразия в запрессовке заряда более удобной является заготовка отдельно прессуемых цилиндров, которые затем вгоняются в камеру ракеты, причем, как видно на фиг. 11 и 12, цилиндры могут быть или сплошными (ф. п. 395709), или снабжены каналом для образования пролетного пространства (а. п. 28588, 1903 г.). В обоих случаях для предупреждения нагревания стенок камеры между стенками и зарядом проложен теплоизолирующий слой, а для локализации возможных прорывов газов между отдельными цилиндрами проложены шайбы из асбеста или картона.

Фиг. 10

Фиг. 11

Фиг. 12

Фиг. 13

На фиг. 13 показан еще один способ снаряжения ракеты для получения горения с одного или с обоих торцов (ф. п. 395709). Пороховой цилиндр помещен в прочную эластичную, например резиновую или из другого подходящего материала, оболочку, защищающую от воспламенения боковую поверхность заряда. Последняя для большей гарантии покрывается каким-либо вяжущим составом, например краской или лаком. Приготовленный таким образом заряд центруется в камере с помощью клинышков. При желании эластичная оболочка может иметь дно, и тогда горение будет происходить лишь с открытого торца. При всей своей оригинальности этот способ не дает каких-либо существенных преимуществ перед непосредственной запрессовкой заряда в камеру. Однако он с большой пользой может быть применен для научно-исследовательских целей, в частности при изучении горения заряда в монометрической бомбе.

Фиг. 14

Значительно более простым является свободное помещение заряда внутри камеры, чтобы сгорание происходило по всей открытой поверхности заряда. В этом случае достаточно иметь прочно спрессованный пороховой цилиндр с каналом или без него, как это показано на фиг. 14 (ф. п. 395609). Горение происходит по боковой поверхности, в канале и на торцах, и продукты сгорания, заполняя свободное пространство камеры, вытекают затем через сопло. При достаточной длине цилиндра горящая поверхность во все время процесса будет почти постоянна, и это обеспечивает равномерность тяговой силы ракеты. Еще большие преимущества имеет заряд, состоящий из нескольких цилиндров или трубок, предложенный Годдаром (ф. п. 498797). В его ракете (фиг. 15) заряд состоит из нескольких прутков нитроглицеринового пороха (кордита), связанных в пучок и заключенных в закрытом цилиндре, снабженном рядом мелких отверстий для выпуска продуктов сгорания пороха. Самый цилиндр изготовляется из прочного, медленно горящего материала, например из целлулоида.

Фиг. 15

Фиг. 16

Оценивая различные способы укладки заряда в ракетной камере, необходимо отметить следующее: эти способы пригодны, вообще говоря, как для дымного, так и для бездымного пороха, при условии, что последний обладает достаточной пластичностью для заполнения объема определенной формы без последующей деформации. Обычный пироксилиновый порох, как известно, этим свойством не обладает, так как после выпрессовывания в матрице его зерна при последующей сушке, связанной с испарением растворителя, коробятся и утрачивают правильность формы. Поэтому для обычного пироксилинового пороха единственно возможной является свободная укладка в камере, причем не исключена возможность бронировки его боковой поверхности согласно фиг. 13. Наоборот, для дымного пороха более приемлемой является плотная запрессовка в камере, так как этот порох гораздо менее прочен, чем бездымный, и имеет большую склонность к распаду.

Фиг. 17

Что касается формы запрессовки, то она определяется тактическим назначением ракеты. Для боевого снаряда, имея в виду соображения устойчивости на полете, затем маскировки при выстреле, необходимо добиваться наибольшей кратковременности действия ракетного заряда наряду с максимальным ускорением снаряда, с тем чтобы наибольшая скорость была достигнута снарядом вблизи орудия. Для этого наиболее целесообразным является при плотной укладке заряда введение пролетного пространства или кольцевого канала (фиг. 10), а при свободной укладке – составление заряда из нескольких цилиндров или лент. В последнем случае необходимо принимать меры для предупреждения выбрасывания частей заряда через сопло. В качестве такой меры может служить диафрагма в виде решетки, помещенной между соплом и зарядом (а. п. 329229), как это показано на фиг. 16 и 17.

В других же случаях, как например для разгона самолетов при старте, когда чрезмерно большие ускорения могли бы оказаться вредными как для самого аппарата, так и для его экипажа, уместно будет применение плотной запрессовки ракетного заряда, а при свободной укладке – выполнение заряда в виде небольшого числа или даже одного порохового цилиндра.

3. Взаимное расположение ракетной камеры и боевой части

Для движения ракеты необходимо, чтобы продукты сгорания отбрасывались в сторону, противоположную избранному направлению движения. Поэтому наиболее естественным и простым является помещение камеры позади боевой части, чтобы ни одна деталь не мешала свободному истечению газов. Это положение находит себе поддержку еще в том обстоятельстве, что по мере сгорания заряда центр тяжести всего снаряда непрерывно перемещается, причем хвостовое расположение ракетной камеры обеспечивает перемещение центра тяжести по направлению к головке снаряда. Для невращающихся ракет это влечет за собой увеличение устойчивости в полете.

Фиг. 18

Фиг. 19

На фиг. 18 показан снаряд (г. п. 305160), который состоит из головки 7, заключающей в себе разрывной заряд 2 и соединенной с головкой камеры 3 с ракетным зарядом 4. Камера имеет конивеское сопло 5, закрытое пробкой 6, через которую может быть пропущено приспособление для воспламенения ракетного заряда, и которая с началом горения выбивается пороховыми газами. Головка снаряда снабжена обычной ударной или дистанционной трубкой.

Фиг. 20

Фиг. 21

Фиг. 22

Помимо такого простейшего случая возможны еще многочисленные другие варианты устройства снаряда, оправдываемые в той или иной мере его назначением.

В тех случаях, когда ракетный заряд, а следовательно, и камера малы по сравнению с полезным грузом, что имеет место прималой заданной дальности, может оказаться полезным поместить камеру внутри головки, чтобы выиграть в длине снаряда. Образец такого снаряда (ф. п. 491940) показан на фиг. 19. При такой конструкции должны быть, конечно, приняты меры для предупреждения чрезмерного нагрева боевого заряда стенками камеры, для чего служит окружающая камеру асбестовая оболочка.

Довольно своеобразная конструкция предложена по французскому патенту № 502560 (фиг. 20). Ракетный заряд помещен в головной части 1; продукты сгорания имеют выход через кольцевую щель 2, образуемую краем головки и стенкой камеры. Этот край сделан из упругой стали и способен под действием внутреннего давления раздаваться в стороны, увеличивая проход. Назначение приспособления – регулировать давление внутри камеры путем выпуска избыточных газов в случае появления трещины в заряде или прорыва газов между стенками и боковой поверхностью заряда.

Фиг. 23

На фиг. 21 изображен ракетный снаряд по германскому патенту № 305096. В нем также ракетный заряд 1 помещен в головной части, но в отличие от предыдущего выпуск продуктов сгорания производится здесь через осевое сопло пропущенное через разрывной заряд 3. Эта конструкция имеет достоинство в смысле сокращения общей длины снаряда, поскольку длинное сопло утоплено внутрь снаряда. Однако этот выигрыш достигается за счет объема, отведенного полезному грузу; кроме того, такое расположение требует придания ракетному заряду формы оживала, что при большом заряде, и тем более при свободной его укладке, представляло бы очень большие неудобства.

Из других способов взаимного расположения боевой части и ракетного заряда отметим еще возможность помещения первой внутри второго, как это показано на фиг. 22 (ф. п. 491940). Здесь разрывной заряд, заключенный в длинном стакане 1, окружен кожухом 2, в кольцевой полости которого помещены камеры 3, соединенные быстрогорящим воспламенительным шнуром 4, служащим для одновременной передачи огня зарядам всех камер.

В тех случаях, когда ракетная камера расположена в хвостовой части снаряда, что, как мы выше отметили, является нормальной и наиболее часто встречаемой формой выполнения, отверстия для выпуска продуктов сгорания помещаются, как правило, в заднем дне ракеты.

С конструктивной стороны наиболее просто иметь одно сопло, как на фиг. 18, расположенное на оси камеры. В некоторых же случаях может оказаться необходимым применение нескольких отверстий истечения, расположенных симметрично относительно центра дна камеры. такое устройство имел старый образец трехдюймовой осветительной ракеты (фиг. 23). У этой ракеты камера закрыта поддоном, в середине которого имеется навинтованное гнездо для штока, служащего для стабилизации ракеты в полете, а отверстия для истечения газов расположены вокруг этого гнезда.

На фиг. 24 показан снаряд, снабженный отверстиями в хвостовой и в передней частях камеры (а. п. 1734, – 1876 г.).

Заряд снабжен сквозным каналом, а между головкой и камерой оставлена щель для прохода газов. В этом снаряде в головке предусмотрено применение войлочной или какой-нибудь иной прокладки для предохранения разрывного заряда от нагревания при горении пороха. Головная часть имеет больший диаметр, чем камера, и образует над последней своего рода купол, внутри которого укреплены спиральные ребра. По мысли автора патента давление газов, производимое ими при истечении на упомянутые ребра, должно вызвать вращение ракеты около ее оси.

Аналогичное устройство, но с зарядом, вставленным с зазором в камеру, показано на фиг. 25 (а. п. 1578, – 1860 г.).

Фиг. 24

Эти две конструкции камеры приводятся здесь лишь в качестве исторической справки. Вследствие сложности устройства и больших потерь энергии газов под куполом головки обе они не имеют, на наш взгляд, никакого практического значения.

Таким образом мы приходим к заключению, что наиболее частым случаем будет расположение камеры в хвостовой части снаряда и применение одного осевого сопла. О значении конического раструба сопла в смысле наиболее полного использования энергии газов мы уже говорили в первой главе. Отметим только, что конструктивные соображения, в частности, возможное сокращение общей длины снаряда, заставят в большинстве случаев пользоваться не очень длинным соплом. Потери при этом будут невелики, так как скорость истечения газов при увеличении длины сопла дальше известного предела растет весьма медленно; приращение скорости истечения не окупает в этом случае увеличения- веса сопла, являющегося мертвым грузом.

Что касается способа соединения камеры с боевой частью, то в зависимости от их взаимного расположения и от материала их оболочек можно применить любой из известных приемов: винтовую нарезку, сварку, пайку, штыковой затвор и т. п.

Фиг. 25

Мы считаем не лишним упомянуть еще об одном обстоятельстве, которое для артиллеристов является самоочевидным, но иногда упускается из виду изобретателями. Нередко встречаются проекты ракет, в которых предусмотрено отделение ракетной камеры от боевой части после полного сгорания ракетного заряда, для того чтобы путем облегчения снаряда получить увеличенную дальность. He говоря уже об усложнении конструкции, нужно указать, что самая идея основана на неправильной предпосылке. Ракетный снаряд, как мы показали в первой главе, приобретает наибольшую скорость в конце горения ракетного заряда, после чего летит как свободное тело. В безвоздушном пространстве дальность полета не зависит от веса тела, и потому в пустоте отбрасывание части снаряда было бы бесполезным. В воздушной нее среде потеря скорости снарядом вследствие сопротивления воздуха будет тем больше, чем меньше поперечная нагрузка снаряда, т. е. вес, приходящийся на единицу площади поперечного сечения. Ясно, что при отбрасывании камеры боевая часть, сохраняя ту же площадь сечения, будет иметь меньшую поперечную нагрузку, чем первоначально выпущенный снаряд, а следовательно, и дальность боевой части будет меньше. Таким образом отбрасывание камеры было бы только вредным. Другое дело, когда остающаяся часть, продолжающая движение по прежнему направлению, несет еще в себе часть ракетного заряда. Этот случай, относящийся к так называемым составным ракетам, действительно может дать существенный эффект. Его мы разберем в конце этой главы.

4. Способы стрельбы ракетными снарядами

Ракетный снаряд является самодвижущимся аппаратом и потому для выпуска его не требуется сообщения ему добавочного импульса. Такой способ выпуска ракеты, при котором для движения ее используется лишь собственная реакция, мы называем разгоном от нуля или выстрелом от нуля. Однако многочисленные проекты предусматривают выстреливание ракетного снаряда из обыкновенного орудия, с тем чтобы ракетный заряд начал действовать на траектории в некотором отдалении от орудия. Этот способ мы называем выстрелом с начальной скоростью. Разберем выгоды и недостатки обоих способов.

Сгорание ракетного заряда в ракете совершается в течение относительно большого промежутка времени. Если длительность обыкновенного орудийного выстрела в среднем равна ¹/₁₀₀ сек., то время сгорания заряда в ракете обычно измеряется целыми секундами. В связи с этим ускорение ракеты в десятки и даже сотни раз меньше, чем у обыкновенного артиллерийского снаряда, и потому требования, предъявляемые к ракете в смысле прочности ее оболочек и содержимого, несравненно более мягкие, чем для снаряда. Пусковое приспособление для ракеты в случае разгона от нуля не испытывает никаких напряжений при выстреле и может быть выполнено в виде гладкой трубы, или желоба, или двух полозьев, служащих лишь для придания желаемого направления ракете в начале ее движения.

Эти два обстоятельства, именно – простота устройства как самой ракеты, так и пускового приспособления и легкость последнего – являются чрезвычайно важными преимуществами способа разгона от нуля. Они же обусловливают и тактическую ценность ракетного снаряда, тем более, что они связаны еще с большой скорострельностью и удобством обращения с системой при стрельбе.

Выстрел с начальной скоростью имеет два существенных преимущества: во-первых, для ракеты данного веса и при заданном полезном грузе можно получить большую дальность, чем при разгоне от нуля и прочих разных условиях; во-вторых, при выстреле из орудия ракета имеет большую дульную скорость, чем при разгоне от нуля при той же длине орудия, благодаря чему улучшаются условия устойчивости в полете.

Этот способ обладает рядом крупных недостатков. Во-первых, усложняется конструкция снаряда, поскольку необходимо наличие приспособлений для предохранения ракетного заряда от воздействия орудийных газов, а также наличие механизма в виде дистанционной трубки для воспламенения ракетного заряда после вылета снаряда из орудия. Во-вторых, при заданном полезном грузе общий вес ракетного заряда должен быть больше, чем у снаряда обычного типа к тому же орудию; в связи с этим для получения той же начальной скорости пришлось бы сильно утяжелить орудие, а при желании сохранить прежний вес орудия – мириться с меньшей начальной скоростью снаряда или уменьшить полезный груз.

Чрезвычайно важным является еще то обстоятельство, что в случае отказа в воспламенении ракетного заряда, что всегда возможно при неисправной трубке, снаряд не долетит до назначенной цели и может поразить свои войска. Между тем доверие к своему собственному оружию является необходимейшим условием для моральной устойчивости бойцов.

Допуская, что будут изобретены способы безотказного воспламенения ракетного заряда, например, путем одновременного зажигания его и орудийного заряда, необходимо еще отметить, что при выстреле с начальной скоростью трудно ожидать хорошей меткости. Это положение станет ясным, если иметь в виду, что всякий снаряд даже при хорошей устойчивости имеет на полете некоторые колебания около своего центра тяжести, так что ось его, как правило, не совпадает с касательной к траектории. Это явление по отношению, например, к вращающемуся снаряду носит название «нутации» и выражается в том, что ось снаряда во все время полета описывает в пространстве некоторую коническую поверхность. Снаряды не вращающиеся обычно имеют колебания в вертикальной плоскости. В момент начала действия ракетного заряда сила реакции, направленная по оси снаряда, побудит его двигаться в том направлении, которое в этот момент имеет ось снаряда и которое, как правило, не будет совпадать с касательной к траектории. Так как при этом невозможно заранее в точности предугадать, в каком положении будет находиться ось снаряда в момент воспламенения заряда, то и нельзя ввести поправки на указанное отклонение. Величина рассеивания будет зависеть, конечно, от начальной скорости снаряда и от силы реакции, а также от того, насколько тщательно изготовлен снаряд. Во всяком случае, для снарядов специального назначения, как осветительные, сигнальные и т. п., для которых не требуется большой меткости, указанное явление не будет иметь существенного значения и для них вполне может быть применена стрельба с начальной скоростью.

Расчеты показывают, что такая стрельба выгодна для снарядов, имеющих небольшую начальную скорость, например для бомбометов и минометов, так как для них даже небольшое приращение скорости от действия ракетного заряда вызовет относительно очень большое увеличение дальности.

Пусть, например, имеем миномет с начальной скоростью 100 м/сек и полевое орудие с начальной скоростью 500 м/сек. Если применить к обоим один и тот же ракетный снаряд, который от действия ракетного заряда приобретает дополнительную скорость в 100 м/сек, то суммарная скорость в первом случае будет 200 м/сек, а во втором 600 м/сек. В помещенной на стр. 56 таблице указаны наибольшие дальности для обоих случаев в предположении, что стрельба ведется при угле возвышения в 45° и что балистический коэфициент во всех случаях один и тот же.

Таким образом для миномета дальность увеличилась в данном случае в 3,5 раза, а для полевого орудия меньше, чем на одну пятую. В действительности это приращение для полевого орудия было бы еще меньшим и оно безусловно не окупило бы усложнения снаряда и потери полезного груза.

Таким образом всякие попытки повысить дальность существующих дальнобойных орудий путем применения к ним ракетных снарядов могут дать весьма незначительные результаты.

Что касается конструкций ракетных орудий как для стрельбы от нуля, так и с начальной скоростью, то относительно первых можно ограничиться замечанием, приведенным в главе III, именно, что вследствие отсутствия каких-либо напряжений тело орудия может быть выполнено в виде простой тонкостенной трубы, установленной на легком станке, имеющем механизмы для прицеливания и наводки. Конечно, никаких противооткатных приспособлений для станка не требуется. Эти особенности ракетного орудия позволяют использовать его для установки на таких аппаратах, которые не могут выдерживать отдачи, присущей обычным орудиям, т. е. на самолетах, небольших судах, автомобилях и т. п.

Орудия для стрельбы ракетными снарядами с начальной скоростью вполне сходны с обыкновенными артиллерийскими орудиями и могут отличаться от них лишь в деталях, связанных с применением реактивного снаряда.

Ниже мы приводим описания нескольких более или менее оригинальных конструкций ракетных орудий и снарядов к ним.

На фиг. 26 показано устройство ракетного надульного снаряда к траншейному миномету (ф. п. 502560). Разрывной заряд помещен в головке 1, снабженной ударной трубкой 2. Ракетный заряд в виде прессованного цилиндра из нитроглицеринового пороха (кордита) плотно вставлен в камеру облицованную внутри теплоизолирующим слоем из ацетил-целлюлозы. Камера снабжена длинным коническим соплом 4, имеющим на конце кольцо 5 с выступами 6, которые входят в нарезы в канале орудия и служат для сообщения снаряду вращательного движения при выстреле. На камере укреплены стабилизаторы 7, которым придано очертание винтовой поверхности с целью получения дополнительного вращения на полете под действием сопротивления воздуха. Воспламенение ракетного заряда производится непосредственно орудийными газами.

Фиг. 26

В этой конструкции, на наш взгляд, излишним является придание снаряду вращательного движения, так как наличие крыльев-стабилизаторов для снарядов, обладающих небольшой скоростью, достаточно для получения хорошей устойчивости.

Вряд ли также целесообразно непосредственное сообщение канала орудия с ракетной камерой, так как последнюю пришлось бы делать весьма толстостенной и, следовательно, тяжелой; между тем для ракетного заряда совсем нет надобности применять такие высокие давления, как в орудии.

Фиг. 27

На фиг. 27 показана другая конструкция, также относящаяся к стрельбе из миномета (ф. п. 503006). Снаряд имеет больших размеров головку для разрывного заряда, а ракетный заряд распределен в пяти камерах, из которых центральная 1, более длинная, чем другие, служит штоком, входящим при выстреле в канал миномета, а остальные камеры 2 расположены симметрично вокруг нее. Сопло центральной камеры закрыто поддоном 3 с запрессованным в нем дистанционным пороховым составом, который воспламеняется орудийными газами и после вылета снаряда передает огонь ракетному заряду центральной камеры. Из последней огонь передается зарядам малых камер. С началом горения поддон 3 выбивается газами из своего гнезда. Таким образом в этой конструкции ракетный заряд защищен от непосредственного воздействия орудийных газов. Способ снаряжения камер и сорт пороха в патенте не указаны.

Другая форма выполнения трубки для воспламенения ракетного заряда показана на фиг. 28 (а. п. 14000, 1896 г.). Трубка, как и в предыдущем снаряде, плотно вставлена в выходную часть сопла. Внутри трубки имеется укрепленный в дне ударник 1, могущий перемещаться вперед при прогибе дна под действием давления орудийных газов. При этом перемещении ударник накалывает капсюль 2, который воспламеняет петарду 3. В условиях хранения и перевозки для предохранения трубки от случайных ударов дно ее может быть закрыто навинтным колпачком (а. п. 330493).

Фиг. 28

Довольно оригинальная конструкция предложена по английскому патенту № 1460 (фиг. 29). Ракетный заряд помещен в хвосте , имеющем меньший диаметр, чем головка 2, несущая разрывной заряд. Хвост пропущен через отверстие в дне орудия 3, а орудийный заряд 4 помещен между головкой снаряда и дном орудия. Внутри снаряда проходит стержень 5 с пропеллером 6 на заднем конце и терочным приспособлением на переднем конце. При выстреле, когда под действием орудийного заряда снаряд устремляется вперед, пропеллер под действием сопротивления наружного воздуха начинает вращаться и вытягивает назад стержень, который своей теркой производит воспламенение фрикционного состава в хвостовой части камеры и, таким образом, зажигает ракетный заряд.

Мы до сих пор ничего еще не говорили о способе передачи огня боевой части снаряда (например, для производства взрыва разрывного заряда, для выбрасывания осветительного снаряжения и. т. п.). Обычно применяемые приспособления в виде взрывателей, ударных и дистанционных трубок далеко не всегда могут оказаться здесь пригодными. Дело в том, что во взрывателях и трубках в качестве предохранительных и взводящих органов обычно применяются инерционные механизмы, состоящие, в основном, из свободного тела в виде ударника, который удерживается в безопасном положении с помощью пружины или аналогичной детали, способной деформироваться под действием инерционной силы, развиваемой ударником при ускоренном движении снаряда. В результате этой деформации ударник перемещается и производит накол капсюля. В обычных снарядах ускорение настолько велико, что пружину инерционного приспособления можно выбирать достаточно сильной для обеспечения безопасности трубки при случайном падении, толчке или выстреле. В ракетных же снарядах, как мы неоднократно отмечали, ускорение в десятки раз меньше, и потому применение в них инерционных механизмов не может быть допущено по соображениям безопасности. Для вращающихся снарядов выход может быть найден в применении центробежных предохранителей, которые уже находят себе применение в снарядных трубках. Для невращающихся ракетных снарядов до сих пор еще не было предложено сколько-нибудь разработанного запального приспособления к боевой части, которое наряду с надежностью действия обладало бы достаточной безопасностью.

Фиг. 29

В большинстве известных приспособлений рассматриваемого типа для воспламенения боевой части используются газы ракетного заряда. Простейшим примером, иллюстрирующим этот прием, является упомянутая трехдюймовая ракета (фиг. 23). В передней части ракетной камеры укреплена металлическая шайба 1, в отверстие которой вставлена трубка 2 с запрессованным в ней дистанционным составом. Трубка центруется измельченной серой 3. После сгорания глухой части ракетного заряда воспламеняется дистанционный состав, который через некоторое время передает огонь вышибному заряду в головке ракеты.

Это устройство при всей его простоте и надежности не пригодно для тех случаев, когда требуется получение разрыва в строго определенный момент, например при ударе снаряда в броню или после известного проникания Снаряда в грунт при падении. Для этих случаев необходим взрыватель, обладающий большой чувствительностью, допускающий более точную регулировку и не зависящий в своем действий от момента окончания сгорания ракетного заряда.

5. Приспособления для придания снаряду устойчивости в полете

Ракета, как всякое продолговатое тело, движущееся в воздухе, нуждается в специальных мерах и приспособлениях, обеспечивающих устойчивость в полете, т. е. сохранение определенного направления ее продольной оси. В настоящее время применяются два способа придания снаряду устойчивости. Один из них состоит в использовании сопротивления воздуха, для чего снаряд снабжается хвостовым стабилизатором в виде крыльев или длинного штока, воспринимающих давление встречного потока воздуха и удерживающих снаряд от кувыркания. Другой прием состоит в использовании свойств волчка, т. е. способности быстро вращающегося тела сохранять определенное направление оси вращения даже при наличии воздействия внешних сил.

Фиг. 30

Фиг. 31

По отношению к ракетам оба приема могут быть использованы в весьма разнообразных формах выполнения. Простейшим стабилизатором является деревянный шток, привязанный или иным способом прикрепленный к корпусу ракеты. На фиг. 30 показана ракета¹ со штоком, вплотную присаженным к корпусу (г. п. 215319); на фиг. 31 между корпусом ракеты и штоком оставлен промежуток для того, чтобы корпус мог быть вставлен в пусковую трубу (а. п. 179495); наконец, как мы видели выше на фиг. 23, в трехдюймовой ракете шток ввинчен в дно ракетной камеры. Применение штока дает весьма хорошие результаты, однако это приспособление пригодно лишь для малых ракет, так как для больших ракет шток имел бы очень большую длину, и весь снаряд был бы непомерно громоздок.

Удобство штока для малых ракет заключается еще в том, что им можно пользоваться вместо пускового приспособления, просто втыкая конец его в землю под желаемым углом. Так обычно и поступают при пуске фейерверочных ракет. Для ракет с начальной скоростью применение штока, очевидно, неудобно, даже если древко сделано складным, например телескопическим (а. п. 208493).

¹ В этой ракете воспламенение форсового состава производится через канал в головной части заряда с помощью бикфордова шнура.

Стабилизаторы в виде крыльев, располагаемых в хвостовой части симметрично относительно продольной оси снаряда, значительно удобнее, так как при незначительном весе они дают возможность получить большую поверхность. Пример выполнения оперения мы уже видели на фиг. 26. Нередко встречается комбинация штока и крыльев, подобно тому, как это сделано в известной мине Дюмезиля.

Фиг. 32

Например, по английскому патенту 1905 г. №20238 крылья стабилизатора укреплены на муфте, свободно насаженной на шток. Перед выстрелом муфта занимает переднее положение, что дает возможность вставить шток в пусковую трубу. При вылете муфта под действием сопротивления воздуха отодвигается к задней оконечности штока. Такое остроумное приспособление позволяет обойтись небольшими размерами крыльев, так как полезное действие стабилизатора тем больше, чем дальше он расположен от центра тяжести снаряда.

На фиг. 32 изображен ракетный снаряд с узкими длинными ребрами, расположенными вдоль его корпуса (а. п. 129675). Эти ребра входят в простроганные в пусковом приспособлении пазы и служат, таким образом, направляющими для снаряда. В этом случае нет надобности в применении трубы, так как снаряд достаточно хорошо центруется крыльями.

Для уменьшения габарита оперенного снаряда было предложено (а. п. 854, 1913 г.) делать крылья складными, расходящимися при выстреле под действием пружин.

Фиг. 33

В настоящее время заводская техника располагает весьма совершенными способами для тщательного изготовления стабилизаторов, что весьма важно, так как непременным условием хорошего действия стабилизатора является строгая симметричность крыльев относительно продольной оси снаряда, а также прочность самих крыльев, т. е. способность их противостоять изгибу и смятию. На фиг. 33 показаны в сечении стабилизаторы, представляющие собой полую трехгранную призму. Такая форма даже при тонком листовом материале позволяет получить чрезвычайно прочные крылья.

Второй из возможных приемов для получения устойчивого полета – использование жироскопического эффекта – известен во множестве самых разнообразных конструкций; мы познакомимся лишь с наиболее характерными из них. Эти конструкции можно разделить на две группы: 1) конструкции с вращением всего снаряда на полете и 2) конструкции с вращением одной лишь детали в снаряде. Каждая из групп в свою очередь делится на подгруппы сообразно тому, каким способом осуществляется вращательное движение.

Мы уже познакомились кратко со снарядом, снабженным винтообразными крыльями, служащими для вращения снаряда действием встречного потока воздуха (фиг. 26). В том же снаряде применены готовые выступы на сопле, скользящие по орудийным нарезам.

Фиг. 34

Было предложено также снабжать хвостовую часть входящего в орудие штока наконечником из мягкого металла, сминаемого при выстреле давлением орудийных газов, заполняющего нарезы в канале и образующего, таким образом, те же выступы (ф. п. 455906).

Применение винтовых ребер или крыльев очень часто встречается в проектах конструкций снарядов, мин, авиабомб, торпед и т. п. В отношении снарядов и ракет этот способ получения вращения крайне нерационален, так как, не говоря о сложности изготовления винтовых крыльев, он влечет за собой очень большие потери скорости от сопротивления воздуха.

Применение готовых нарезов как по простоте самого приема, так и по эффекту способно дать весьма хорошие результаты при условии, что дульная скорость снаряда достаточна для приобретения нужной для устойчивости скорости вращения.

Многочисленны также предложения использовать продукты сгорания ракетного заряда для приведения снаряда или части его во вращательное движение. Пример такого использования мы выдели на фиг. 24 и тогда же указали на нерациональность предложенного там устройства.

Аналогичное, но более осмысленное устройство описано в германском патенте № 215319, пренадлежащем известному шведскому изобретателю полковнику Унге. В канале сопла (фиг. 34) укреплены винтовые ребра 1, служащие для получения вихреобразного движения газов. Возникающая при этом движении реакция будет вращать ракеты в противоположном направлении.

He лишено курьеза устройство по германскому патенту №76786, в котором предложено перед выстрелом приводить орудийный ствол или только снаряд в быстрое вращение с помощью электромотора. Аналогичное предложение фигурирует и в английском патенте №382. Нет надобности доказывать, что эти предложения при всей их оригинальности лишены практической ценности.

Фиг. 35

По французскому патенту №491940, с которым мы уже познакомились на фиг. 22, для вращения снаряда применены две ракеты 5, укрепленные на боковой поверхности так, что их оси лежат в сечении, перпендикулярном оси снаряда. Здесь мы очевидно имеем действие, аналогичное сегнерову колесу.

Довольно часто встречается устройство, показанное на фиг. 35 (а. п. 142611). Выходная часть камеры закрыта цилиндром 1, в котором высверлены наклонные сопла 2, расположенные таким образом, что оси каждой пары противолежащих сопел лежат в разных плоскостях. Благодаря такому устройству реакция приводится к осевой силе, направленной по оси ракеты, и к паре сил, расположенной в плоскости, перпендикулярной оси, так что одновременно с поступательным движением ракета приводится во вращение.

Наибольшего внимания в рассматриваемой группе снарядов, приводимых во вращение действием ракетного заряда, заслуживает устройство, предложенное еще в 1858 г. Гейлем (а. п. 2497). Ракетная камера 1 (фиг. 36) имеет в передней части свободную полость 2, в стенках которой высверлены касательные каналы 3. Ракетный заряд имеет сквозной канал, так что продукты горения могут одновременно вытекать как через осевое сопло 4, так и через каналы 3. Очевидно, что и в этом случае будет иметь место осевая сила и вращающая пара. По другому варианту (фиг. 37) полость 2 отделена от ракетного заряда перегородкой 5 и снабжена собственным зарядом 6. Преимущества ракеты Гейля перед всеми остальными, помимо чрезвычайной простоты устройства, заключаются в том, что здесь весьма легко можно варьировать скорость вращения: для этого нужно лишь подобрать нужный размер касательных каналов. Второй же вариант позволяет достигнуть той же цели еще путем подбора формы и величины заряда в полости 2.

Фиг. 36

Фиг. 37

Из снарядов, в которых только часть деталей приводится во вращение, отметим конструкцию по германскому патенту №87329, показанную на фиг. 38. Корпус снаряда помещен внутри кожуха 1 и соединен с ним в головной и хвостовой частях с возможностью свободного вращения. При истечении газов через винтовые каналы в цилиндре 2, совершенно подобном описанному выше, корпус снаряда вращается, что и придает всей системе устойчивость в полете. Между корпусом и кожухом имеется воздушный промежуток, обеспечивающий снаряду плавучесть при падении в воду, благодаря чему снаряд может быть использован в качестве торпеды.

Фиг. 38

На фиг. 39 показана конструкция снаряда, предложенная Герасимовым и запатентованная им в ряде стран. В хвостовой части ракетной камеры имеется полость 7, в которой установлено на оси турбинное колесо 2, приводимое во вращательное движение продуктами горения заряда. Это колесо служит жироскопом при полете снаряда, который сам не вращаг ется. Для того чтобы к моменту вылета снаряда колесо имело достаточную скорость вращения, ракетный заряд составлен из двух частей и из них первая, выполненная в виде сплошного цилиндра и горящая только с одного торца, дает в единицу времени количество газов, не достаточное для сообщения ускорения ракете, вторая же часть, воспламеняющаяся после окончания горения первой, обладает большой поверхностью горения, обеспечивающей нужное ускорение. Следует отметить еще, что в этой конструкции для выпуска снаряда предусмотрено применение двух соединенных кольцами полозьев, по которым снаряд скользит направляющими выступами, укрепленными на боковых стенках камеры. Недостатком снаряда является сложность устройства и большой мертвый вес, приходящийся на турбину, не говоря уже о том, что вряд ли можно было бы получить надежное действие турбины в потоке пороховых газов, имеющих температуру около 2500°.

Подводя итог всему сказанному о мерах для сохранения устойчивости ракетного снаряда, мы приходим к. заключению, что наиболее действительными, простыми и экономичными способами являются: для невращающихся снарядов – применение стабилизаторов в виде хвостового оперения, а для вращающихся – применение готовых выступов на снаряде для стрельбы из нарезной трубы и способ вращения снаряда действием продуктов сгорания по типу ракет Гейля. Выбор той или иной формы выполнения в каждом случае определяется условиями задания.

Фиг. 39

Фиг. 40

6. Пороховые ракеты специального назначения

В настоящем разделе мы познакомим читателя с некоторыми образцами ракет, которые не подходят под типы, рассмотренные нами выше.

Фиг. 41

В главе II, говоря о к. п. д., мы указывали, что в известных случаях можно достигнуть большего эффекта в использовании энергии заряда, увеличивая массу отброса и одновременно уменьшая скорость истечения продуктов сгорания. На фиг. 40 показана форма выполнения снаряда, основанная на этом принципе (а. п. 166258). Ракетный заряд заключен в камере 1, помещенной внутри корпуса 2, заключающего разрывной заряд. Между камерой и разрывным зарядом имеется свободная полость 3, сообщающаяся с атмосферой через наклонные каналы и высверленные в головной и хвостовой частях снаряда. При движении снаряда в воздухе встречный поток врывается через головные наклонные каналы и, проходя через полость 3, выходит в камеру 6, где смешивается с продуктами сгорания заряда. Благодаря наклонному положению каналов 4 и 5 снаряд приобретает вращательное движение.

Фиг. 42

Аналогичное устройство в применении к морским торпедам показано на фиг. 41 (ф. п. 499710). Отличие от предыдущего заключается лишь в том, что для засасывания окружающей среды окна сделаны на боковой поверхности торпеды, и последняя при движении не вращается.

Особое место среди ракетных аппаратов занимают так называемые крылатые ракеты, иногда именуемые воздушными торпедами. Они занимают как бы промежуточное положение между артиллерийскими снарядами и самолетами. К первым они примыкают по своей боевой роли и по тем большим скоростям, с которыми они движутся; с самолетами же у воздушных торпед сходство внешнее, обусловленное тем, что в большинстве случаев торпеды имеют несущие поверхности, а также рулевое управление, приводимое в действие тем или иным автоматическим механизмом.

Довольно подробная разработка воздушной торпеды с ракетным двигателем приведена в французском патенте № 502562 (фиг. 42 и 43).

Фиг. 43

Корпус 1 торпеды (фиг. 42), заключающий разрывной заряд и запас топлива, снабжен несущими поверхностями а в хвостовой части имеет стабилизаторы и рули управления 4 и 5. Ракетный двигатель 6 с соплом 7 образует продолжение корпуса. Топливом служит смесь бензина с азотным тетроксидом, причем тот и другой хранятся в отдельных отсеках в корпусе торпеды и подаются в камеру сгорания с помощью насосов, приводимых ц действие электромотором. Для питания последнего, а также для приведения в действие жироскопов, служащих для управления рулями, предусмотрена аккумуляторная батарея. Все вспомогательные механизмы расположены в отдельном отсеке 8. Для того чтобы при расходовании топлива не происходило значительного перемещения центра тяжести торпеды, баки для топлива расположены симметрично относительно центра тяжести. Так, баки 9 предназначены для горючего и баки 10 – для окислителя.

Для упуска торпеды с целью сообщения ей начальной скорости служит специальная катапульта (фиг. 43), представляющая собой наклонный полоз 1, поддерживаемый стойками 2. Торпеда устанавливается на особых салазках 3, могущих скользить вдоль наклонного полоза. Снизу к салазкам прикреплен шток, несущий на переднем конце поршень 5, входящий внутрь укрепленного на полозе цилиндра 6; последний в средней части имеет несколько отверстий в боковых стенках. Под поршнем же помещается небольшой заряд пороха. При воспламенении этого заряда пороховые газы двигают вперед поршень, а с ним и тележку, поддерживающую торпеду. Пройдя отверстия в цилиндре, поршень начинает сжимать находящийся в передней части цилиндра воздух, благодаря чему тележка тормозится, торпеда же, продолжая по инерции движение вперед, слетает с салазок. Ракетный двигатель начинает работать в момент вылета. Для начального воспламенения топлива в камере сгорания помещается небольшой заряд медленно горящего пороха, зажигаемого перед пуском торпеды помощью бикфордова шнура. Этот заряд пороха нагревает внутри камеры теплоизолирующую оболочку, которая в дальнейшем выполняет роль воспламенителя для подаваемого в камеру жидкого топлива.

Для применения порохового топлива в подобных торпедах с целью получения длительного действия ракетного двигателя предложено следующее устройство (ф. п. 512977). Порох в измельченном виде помещается в сосуд 1 (фиг. 44) и отсюда поступает мелкими порциями через специальный кран 2 в камеру сгорания 3, где воспламеняется, падая на раскаленную решотку 4. Заслонка крана приводится во вращательное движение с помощью зубчатой передачи 5, для вращения которой используется обычная ветрянка, установленная в носовой части торпеды. Эта конструкция двигателя крайне ненадежна, так как при случайном прорыве газов через кран может взорваться заряд в сосуде.

Фиг. 44

Фиг. 45

На фигуре 45 показано устройство воздушной торпеды, у которой несущие поверхности выполнены складными (ф. п. 522861). Ракетный заряд помещен в хвостовой части 1, разделенной на несколько камер 2 перегородками, из которых каждая снабжена соплом. Разрывной заряд помещен в средней части 3 головной части установлен пропеллер 4, насаженный на винт 5 и вращаемый встречным потоком воздуха. Вдоль винта может передвигаться гайка 6, соединенная с тягами 7, которые в сбою очередь сочленены с шарнирными каркасами несущих поверхностей. Действие этого устройства понятно из фигур.

Фиг. 46

Отметим еще конструкцию по французскому патенту № 492660 (фиг. 46). Здесь корпус торпеды состоит из двух частей 1 и 2, жестко соединенных между собой планками 3. В передней части помещается разрывной заряд 4 и концентрично с ним две кольцевые полости 5 и 6, разделенные кольцевым же промежутком и заполненные отдельными камерами 7 с запрессованным в них пороховым составом. В задней части 2 торпеды установлено турбинное колесо 8, сидящее на общем валу с пропеллером 9. При сгорании заряда в ракете пороховые газы, увлекая окружающий воздух, поступающий через кольцевую полость d, приводят во вращение турбинное колесо, а вместе с тем и пропеллер.

Фиг. 47

Фиг. 48

В данном случае автор проекта имел в виду использовать одновременно и реактивную силу пороховых газов и тягу, создаваемую пропеллером, т. е. как бы получить от заряда двойную работу. Такого рода предложения не единичны, и потому мы на этом устройстве остановимся, чтобы указать на несостоятельность самой идеи «двойного» использования заряда.

Во-первых, при вращении турбины под действием газов на ее валу, вернее на опоре вала, возникает реакция, направленная в сторону, противоположную движению аппарата. Эта реакция почти целиком парализует тягу, развиваемую ракетами.

Во-вторых, вследствие добавочных потерь энергии на нагревание турбинного колеса, на трение в подшипниках вала и т. д., не вся кинетическая энергия газов будет преобразована в тягу винта. В конечном итоге подобная система может в некоторых случаях оказаться более экономичной, чем простая ракета, но не за счет "двойного" использования энергии газов, а только вследствие увеличения отбрасываемой винтом массы и уменьшения скорости отброса по сравнению с простой ракетой (глава II, § 2).

Ясно также, что выигрыш в данном случае достигается в результате значительного усложнения конструкции.

Из своеобразных форм выполнения ракетного снаряда упомянем предложенную по французскому патенту № 570826 (фиг. 47). Ракетная камера 1 снабжена двумя винтообразно изогнутыми коленами 2, через которые выпускаются продукты сгорания, сообщающие ракете вращательное движение. С камерой наглухо соединен пропеллер 3, служащий для создания осевой тяги. При сгорании заряда в камере газы вытекают через изогнутые колена и приводят камеру во вращение вместе с пропеллером. Такой снаряд должен иметь ничтожный к. п. д. и его стоило бы применять лишь в том случае, если бы понадобился медленный вертикальный подъем при достаточной устойчивости. Такой случай может представиться для сигнальных и трассирующих (дымовых) снарядов.

Еще более своеобразным является предложение выполнить ракету в виде бумеранга (а. п. 17839, 1907 г.), заполненного разрывным или светящим зарядом. Такого рода снаряд может быть пригоден разве только в качестве фейерверка, для боевых же целей трудно себе представить осмысленное для него применение.

В начале этой главы мы упоминали о составных ракетах. Под составной ракетой мы подразумеваем такой аппарат, у которого отдельные части во время полета отбрасываются с целью облегчить аппарат. Мы уже указывали, что отбрасывание имеет смысл лишь тогда, когда остающаяся часть несет в себе еще ракетный заряд.

На фиг. 48 показана простейшая схема составной ракеты. Здесь 1 и 2 – ракетные заряды, помещенные в двух отдельных камерах, 3 – полезный груз, 4 – дополнительный заряд, воспламеняющийся после окончания горения заряда 2 и производящий одновременно отрыв хвостовой камеры и воспламенение заряда 1. Дальнейший путь по прежнему направлению совершает лишь верхняя часть ракеты.

Обозначим через:

ω₁ – вес заряда в верхней части ракеты,

ω₂ – вес заряда в нижней части ракеты,

p₁ – пассивный вес верхней части,

p₂ – пассивный вес нижней части.

Пользуясь формулой (5) для скорости ракеты, можем написать, что к концу горения нижнего заряда скорость составной ракеты будет:

Эту скорость имеет, очевидно, и верхняя часть ракеты в момент отрыва нижней части. Приращение скорости верхней части от горения ее собственного заряда:

а полная скорость верхней части:

(17)

Если бы нижняя часть ракеты не была в свое время отброшена, то скорость ракеты в конце горения обоих зарядов была бы

(18)

He трудно было бы путем преобразования и сравнения приведенных равенств показать в общем виде, что при всяких значениях зарядов и пассивных весов всегда будет

He останавливаясь на этих преобразованиях, возьмем численный пример, положив для простоты, что

т. е. что обе части ракеты имеют одинаковые веса, что веса зарядов равны пассивным весам. Тогда из равенства (17), имея в виду, что сумма логарифмов двух чисел равна логарифму произведения этих же чисел, найдем:

а из равенства (18):

Таким образом скорость верхней ракеты в конце сгорания заряда в случае отбрасывания нижней камеры больше, чем скорость всей ракеты при том же общем заряде, но без отбрасывания. Это же положение справедливо и для ракеты, состоящей из любого числа последовательно отбрасываемых частей.

До настоящего времени не было предложено достаточно разработанных конструкций составных ракет, и лишь несколько схематических проектов было опубликовано в сочинениях Годдара, Оберта¹ и др. Теория вопроса довольно подробно изложена в книге К. Э. Циолковского «Космические ракетные поезда», 1929 г.

¹ Фотографии нескольких таких проектов, относящихся главным образом к ракетам на жидком топливе, помещены в кнпге проф. Η. Λ. Рынина «Ракеты», 1929 г.

Для составных ракет основной технической трудностью является осуществление механизма для отделения отбрасываемой части и обеспечение устойчивости остающейся части в момент отделения и при дальнейшем полете. Поэтому пороховые ракеты, в особенности ракеты боевого назначения, от которых наряду с простотой устройства требуется надежность действия и хорошая меткость, вряд ли было бы целесообразно делать составными.

Фиг. 49

Фиг. 49a

Один из проектов составной ракеты, вернее комбинации артиллерийского снаряда с ракетами, показан на фиг. 49 (ф. п. 406185).

Фиг. 50

Фиг. 51

Фиг. 51a

Устройство самого снаряда напоминает обычную шрапнель. Поражающие элементы выполнены в виде ракет, установленных внутри корпуса на диафрагме 1 и удерживаемых деревянной шайбой 2 При воспламенении петарды 3 от дистанционной трубки диафрагма 7, перемещаясь вперед, производит отрыв головки снаряда посредством центральной трубки 4 и выталкивает ракеты, которые под действием собственных зарядов, воспламеняемых газами петарды, получают добавочное ускорение. Каждая ракета (фиг. 49а) состоит из корпуса, заключающего ракетный заряд, и выдвижного стабилизатора в виде трубки с закраиной, могущей скользить внутри скрепленного с корпусом кольца. Снаряд этот предназначается для стрельбы по воздушным целям.

В заключение обзора ракетных конструкций мы остановимся вкратце на вопросе о применении пороховых ракет в качестве вспомогательного тягового средства для тех или иных аппаратов. В качестве самостоятельного двигателя для длительного действия пороховые ракеты, как мы уже говорили, непригодны вследствие их неэкономичности.

Наиболее плодотворным является применение пороховых ракет для самолетов, в частности, для разгона при взлете и для торможения при посадке. Первые предложения этого рода относятся еще к самому началу развития авиации, именно к 1908–1910 гг., однако первые опыты разгона стали производиться лишь в 1928 т. (Германия).

Устройство подобных ракет мало чем отличается от уже описанных нами образцов. В них, конечно, отсутствует боевая часть и вводятся обычно приспособления для предохранения самолета от нагревания стенками камеры и от повреждения его органов непосредственным воздействием газовой струи. Кроме того, вводятся еще добавочные приспособления для надежного воспламенения ракетного заряда, что особенно необходимо в том случае, когда ракет несколько и они установлены вне продольной оси самолета.

На фиг. 50 показано устройство стартовой ракеты, а на фиг. 51 и 51а – установка ракет для разгона и торможения самолета (ф. п. 590843).

Стартовая ракета состоит из стального корпуса 1 (фиг. 50), облицованного внутри керамиковым теплоизолирующим слоем 2, с асбестовой прокладкой 3. Сопло закрыто пробкой 4, несущей электрический запал 5, проводники которого включены в цепь, управляемую пилотом из кабины. На наружной поверхности корпуса вделаны два кольца 6 для укрепления ракет на самолете. Как видно на фиг. 51, ракеты могут быть укреплены или на несущих поверхностях, или непосредственно на фюзеляже. В последнем случае сопла поставлены под углом к оси ракеты, для того чтобы поток газов не задевал стабилизатора или винта.

Количество ракет, их размеры, места установки и последовательность действия в каждом случае определяются заданием и конструкцией самолета, для которого они предназначаются.

Очевидно, что для других аппаратов – наземных и водных – общие основы применения тяговых ракет остаются те же, варьироваться будут лишь технические подробности, обусловленные свойствами аппарата.

* * *