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 VII
УСТРОЙСТВО РАКЕТ НА ЖИДКОМ ТОПЛИВЕ

1. Взлет и спуск ракеты

В отличие от пороховых ракет ракеты на жидком топливе хара-ктеризуются сравнительно длительной работой двигателя. Во время работы двигателя ракета находится под воздействием трех сил: силы реакции двигателя, силы сопротивления воздуха и силы земного притяжения. Энергия, затрачиваемая ракетой на преодоление последних двух сил, в значительной мере зависит от величины ускорения, с которым движется ракета во время работы двигателя. Поэтому с точки зрения экономичности ракеты выбор наивыгоднейшего ускорения при взлете имеет очень большое значение.

Величина работы, затрачиваемой на преодоление сопротивления воздуха, зависит от скорости ракеты и от плотности воздуха, а следовательно, и от ускорения взлета, и, наконец, от формы аппарата и его поперечной нагрузки.

Относительная потеря скорости от действия земного притяжения по сравнению с полетом в среде без тяжести выражается следующим образом:

где g – ускорение тяжести на земле, φ – угол взлета, j – ускорение ракеты при отсутствии внешних сил.

Из этой формулы видно, что чем больше ускорение и чем меньше угол взлета ракеты, тем меньше потери. При вертикальном полете потеря наибольшая, так как в этом случае

Например, если ускорение ракеты равно 2g и взлет совершается при угле в 45°, то потеря скорости от влияния земной тяжести составит 35,3%; при ускорении в 10g эта потеря будет равна 7,1%.

Потеря эта отсутствует при горизонтальном полете, когда φ = 0. Однако при горизонтальном полете чрезмерно возрастает потеря на сопротивление воздуха, и потому такой полет весьма невыгоден.

Оказывается, что в то время как для уменьшения потерь от сопротивления воздуха ускорение ракеты должно быть возможно меньшим, влияние земного притяжения требует возможно большего ускорения. Поэтому при разработке ракеты должны быть найдены такая конструкция и такой режим полета, при которых дальность ракеты была бы наибольшей при минимальном расходе топлива. Другими словами, в каждом случае путем вычислений следует определить ускорение, которому отвечает минимальная сумма потерь на сопротивление воздуха и земное тяготение.

Для иллюстрации влияния величины ускорения на высоту подъема ракеты при вертикальном взлете составлена табл. 11. При вычислении этой таблицы отношение веса топлива к остальному весу принято равным 1,27, тяга двигателя принята для каждого случая постоянной за все время действия двигателя, ускорения взяты кратными земному. Поперечная нагрузка в момент старта равна 0,565 кг/см². Коэфициент формы принят равным единице. При расчете принято во внимание изменение поперечной нагрузки, проис-ходящее вследствие уменьшения веса ракеты при расходовании топлива. В качестве топлива взята смесь керосина и азотной кислоты.

Таблица 11

В этой таблице приняты следующие обозначения:

j – начальное ускорение ракеты относительно земли,

v – скорость ракеты в конце работы двигателя,

h₁ – высота подъема в конце работы двигателя,

h₂ – полная высота подъема ракеты,

t₁ – время работы двигателя,

t₂ – полное время полета ракеты.

Зависимость между ускорением j и высотой h₂ показана на фиг. 69, из которой видно, что полная высота подъема имеет наибольшее значение, отвечающее наивыгоднейшему ускорению. В данном случае оно близко к 7g. При всех иных значениях j ракета достигнет меньшей высоты. Таким образом каждому данному устройству ракеты отвечает определенная наивыгоднейшая тяга двигателя. Насколько существенным оказывается влияние сопротивления воздуха, можно судить по тому, что, например, в рассмотренном случае наивыгоднейшее ускорение всего лишь в семь раз больше земного, в то время как в пустоте наивыгоднейшим было бы бесконечно большое ускорение.

При взлете ракеты, когда работает двигатель, части ракеты вследствие ускоренного движения испытывают известные напряжения, и потому при расчете прочности деталей ракеты необходимо исходить из наибольшего ускорения, развивающегося в конце расходования топлива, когда масса ракеты становится наименьшей.

В начале движения масса ракеты равна , а в конце работы двигателя, когда израсходовано все топливо, масса равна . Если тяга R постоянна, а ускорения в начале и в конце работы двигателя равны соответственно j₀ и j_k, то, имея в виду, что на основании первого закона Ньютона

и

Фиг.69

получим, деля второе равенство на первое:

Отсюда видим, что конечное ускорение тем больше начального,, чем больше относительный вес топлива. При желании иметь постоянное ускорение пришлось бы осуществить двигатель с переменной убывающей по определенному закону тягой, что представляет очень большие трудности конструктивного порядка. Поэтому ракета, как правило, будет иметь наибольшее ускорение к концу работы двигателя.

Для придания ракете определенного направления при пуск необходимо пусковое приспособление такого же типа, как и для пороховых ракет. Другое назначение пускового приспособления, или пускового станка, заключается в том, чтобы дать ракете возможность до начала свободного полета развить скорость, достаточную для нормального действия стабилизирующих приспособлений, служащих для сохранения заданного направления и устойчивости полета. Однако в связи с небольшими ускорениями ракет на жидком топливе может оказаться необходимость в столь длинном пусковом станке, что сооружение его было бы весьма трудным. В таких случаях целесообразно производить разгон ракеты в станке совместным действием его собственного двигателя и какого-нибудь вспомогательного устройства. Здесь возможны те же способы и приемы, которые применяются для ускоренного разгона 'Самолетов: пороховые стартовые ракеты, катапульты и т. п., причем эти вспомогательные механизмы должны отделяться от ракеты после ее вылета из станка.

Ракеты, не предназначенные для боевых целей, в большинстве случаев должны иметь приспособления для торможения при спуске с целью сохранения как самой оболочки, так и заключенных в ней приборов. Эта задача в настоящее время может быть решена только путем использования сопротивления воздуха, т. е. применением парашютных приборов. Такие приборы имеются в самых разнообразных видоизменениях, им посвящено огромное количество патентов, и на их устройстве мы не останавливаемся. Для приведения в действие таких приборов в ракете в желаемый момент могут быть использованы часовые механизмы, заранее отрегулированные сообразно с временем полета ракеты, а также механические и химические приспособления, использующие как изменение положения ракеты в пространстве, так и действие сопротивления воздуха.

Неоднократно также предлагалось производить торможение с помощью самого двигателя, приводя ракету в желаемой точке траектории в такое положение, чтобы истечение газов происходило по направлению к земле. Если оставить в стороне область межпланетных сообщений, то этот способ следует признать совершенно непригодным, так как он требует наличия в ракете значительного запаса топлива, которое при взлете было бы мертвым грузом и, следовательно, снизило бы радиус действия ракеты.

Для улучшения условий посадки целесообразно производить спуск ракеты на водную поверхность, так как в этом случае можно допустить довольно значительную скорость посадки при том, конечно, условии, что ракета по израсходовании топлива обладает положительной плавучестью и водонепроницаемостью.

Наконец, возможны случаи, когда необходимо сохранение не всей ракеты, но одной лишь ее части, например регистрирующих приборов. В этом случае тормозным устройством необходимо снабдить лишь эту ценную часть, обеспечив отделение ее от оболочки ракеты в нужный момент.

2. Устойчивость ракеты и стабилизация пути

В связи с тем, что ракеты на жидком топливе имеют малое начальное ускорение, что работа двигателя длительна, что скорость ракеты, постепенно возрастая, достигает большой величины, превосходя скорость звука, и что, наконец, значительную часть пути ракета проходит в сильно разреженных слоях атмосферы и затем, при спуске, снова попадает в плотную среду, — проблема устойчивости представляет очень важную и притом сложную задачу. Нет надобности доказывать, что устойчивость оказывает непосредственное влияние как на дальность полета, так и на меткость.

Во время полета ракеты на нее могут действовать моменты, нарушающие устойчивость полета. Эти моменты мы называем деста-билизирующими и подразделяем их на внутренние и внешние.

Внутренние дестабилизирующие моменты могут быть вызваны:

а) неточной установкой двигателя;

б) несовпадением центра тяжести ракеты с ее осью симметрии (плохая балансировка);

в) колебанием топлива в баках;

г) при нескольких двигателях – неоднообразием их работы.

Фиг.70

Внешние дестабилизирующие моменты вызываются перемещением масс воздуха независимо от движения ракеты. Сюда же относится аэродинамическая несимметричность корпуса ракеты.

Все дестабилизирующие моменты могут быть разделены на действующие постоянно и кратковременно. Примером первых может служить момент, вызванный неправильной балансировкой ракеты, примером вторых – момент, вызванный порывом ветра.

Остановимся на некоторых случаях возникновения дестабилизирующих моментов и на способах их устранения или хотя бы смягчения.

Рассматривая в общем случае наклонный взлет ракеты, определим величину и направление истинного ускорения ракеты под действием тяги двигателя и земного притяжения.

Пусть ускорение j, отвечающее тяге R двигателя, и ускорение g силы тяжести образуют между собой угол 90° + ψ (фиг. 70). Разложим g на две составляющие: g₁ – на направление ускорения j и g₂ – перпендикулярно первой.

Составляющая вычтется из алгебраически, в результате получим (j – g₁) или (j – g sin ψ). Составляющая g₂ равна g cos ψ. Искомая равнодействующая j из треугольника ABO определится из формулы:

где ψ – угол наклона силы R (т. е. оси сопла) к горизонту.

Из этой формулы следует, что чем больше угол ψ, составляемый реактивной силой с горизонтом, тем меньше полезное ускорение J. При вертикальном взлете, очевидно:

а при горизонтальном полете:

Угол, образуемый равнодействующей J с горизонтом, и есть угол взлета ракеты. Из этого следует, что угол взлета и угол установки двигателя совпадают лишь при вертикальном взлете; фиг. 71 поясняет это заключение.

Фиг.71

Если двигатель установлен под углом ψ к горизонту, то ракета взлетит под углом φ. Связь между этими углами может быть выражена следующим образом:

(19)

Последнее равенство указывает на то, что чем больше j или ψ, тем меньше разница между тангенсами углов φ и ψ, а следовательно, и между самими углами. Если ось двигателя совпадает с осью ракеты, то, очевидно, равнодействующая ускорений образует с осью ракеты некоторый угол (ψ – φ) и ракета полетит боком. При этом, если центр тяжести ракеты расположен впереди центра давления воздуха, то ракета будет все время наклоняться вперед и перейдет в пикирование. Если же центр тяжести расположен позади центра давления воздуха, то ракета, наоборот, будет задирать головную часть кверху. В обоих случаях полет будет ненормальным и окончится преждевременным падением ракеты.

Так как ускорение при взлете невелико, то угол, образуемый осью ракеты с равнодействующей ускорений, оказывается настолько большим, что ракета, при пуске ее под углом, вскоре после вылета из пускового приспособления попросту будет заваливаться на нос под действием сопротивления воздуха. Таким образом для получения максимальной дальности пуск ракеты пришлось бы производить под углом 80–85° к горизонту. Ясно, что стрельба на дальность при таких больших углах не может не отразиться на точности попадания в намеченную цель.

Правда, можно было бы ввести аэродинамические рули и добиться того, чтобы во время полета сумма моментов сил сопротивления воздуха относительно центра тяжести равнялась нулю. Однако при этом ракета будет все же лететь боком, а это приведет к огромным аэродинамическим потерям.

Фиг.72

Уменьшения разности между углами ψ и φ можно еще добиться увеличением ускорения ракеты и увеличением угла взлета, как это видно из формулы (19). Для повышения ускорения необходимо увеличить мощность двигателя и, кроме того, свести к минимуму потери на сопротивление воздуха, для чего необходимо применение обтекаемой формы ракеты и увеличение поперечной нагрузки. Все эти меры имеют известный предел и не дают радикального решения вопроса. Это решение может быть получено только в случае осуществления прямолинейного взлета.

Если ускорение ракеты постоянно, то прямолинейности полета во время работы двигателя можно достигнуть, заранее установив двигатель под углом ψ – φ к оси ракеты таким образом, чтобы равнодействующая ускорений совпадала с осью ракеты (фиг. 72). При этом необходимо еще, чтобы независимо от расходования топлива положение центра тяжести ракеты на ее оси было неизменно, так как в противном случае возникнет опрокидывающий момент. В том случае, когда ускорение ракеты переменно, задача усложняется еще необходимостью непрерывного изменения угла установки мотора, для того чтобы обеспечить совпадение равнодействующей с осью ракеты ¹.

Для каждой данной конструкции ракеты существует вполне определенное значение угла ψ – φ, определяемое с помощью формулы (19). Например, если угол взлета φ равняется 45° и ускорение равняется 4,5 g, то двигатель должен быть установлен под углом 9° к оси ракеты.

Что касается вертикального взлета, то в этом случае нет надобности иметь переменную тягу двигателя, неподвижность центра тяжести аппарата и наклонную установку двигателя относительно оси ракеты, так как при вертикальном взлете направление силы тяги и силы земного притяжения взаимно противоположны и их равнодействующая совпадает с осью ракеты. Перемещение же центра тяжести вдоль направления равнодействующей не создает в этом случае дестабилизирующих моментов. Поэтому осуществление вертикального взлета является несравненно более простой технической задачей. Вследствие этого в настоящее время как в теоретических исследованиях, так и в практических работах прежде всего ставится задача освоения ракеты с вертикальным взлетом как первого и наиболее легкого этапа.

Переходя к другим возможным причинам нарушения правильности полета ракеты, отметим, что особое внимание нужно уделять балансировке ракеты, т. е. совмещению центра тяжести с осью симметрии. Далее, необходимо устранить возможность колебания топлива в баках или, по крайней мере, уменьшить влияние этих колебаний на устойчивость ракеты. С этой целью представляется целесообразным делить баки на отсеки с помощью продольных радиальных перегородок. Что касается смещения центра тяжести ракеты в связи с расходованием топлива, то с этим можно бороться, применяя баки специального устройства с неподвижным или мало перемещающимся центром тяжести. Понятие о таких баках будет дано ниже.

Если на ракете установлен двигатель, состоящий из нескольких камер с соплами, то должна быть обеспечена их однообразная работа, в частности, одновременность пуска, возможно лучшая приемистость, однообразие давлений в системе питания и в камерах.

В зависимости от расположения двигателя относительно центра тяжести ракеты возможны три различных комбинации: 1) двигатель расположен впереди центра тяжести ракеты, 2) двигатель расположен позади центра тяжести и 3) двигатель расположен в центре тяжести.

Первому случаю соответствует тянущее действие двигателя на корпус ракеты. При этом корпус работает на растяжение. Во втором случае двигатель оказывает на корпус толкающее действие, и корпус работает на сжатие. В третьем случае часть корпуса работает на растяжение и часть на сжатие.

¹ Во всех этих рассуждениях принимается, что ракета обладает поперечной устойчивостью, т. е. что все силы расположены в вертикальной плоскости.

Если двигатель закреплен неподвижно на корпусе, то в отношении устойчивости установка его впереди центра тяжести не имеет никаких преимуществ перед установкой позади центра тяжести. В обоих случаях при неправильной установке двигателя и вообще при несовпадении центра тяжести с направлением реактивной силы будет возникать момент, сообщающий ракете вращение около одной из ее поперечных осей. Этот момент будет тем больше, чем дальше расположен двигатель от центра тяжести ракеты, так как этим расстоянием определяется плечо момента. Поэтому близкое расположение мотора к центру тяжести ракеты благоприятна с точки зрения устойчивости.

Крепление двигателя в головной части связано с большими конструктивными затруднениями. Необходимость в свободном пространстве позади сопла для беспрепятственного движения струи приводит к усложнению устройства как самого двигателя, так и ракеты. Ввиду этих соображений двигатель, как правило должен располагаться в хвостовой части ракеты.

Для обеспечения устойчивости корпус ракеты должен быть снабжен стабилизирующим устройством, которое выполняется обычно в виде нескольких, расположенных в хвостовой части плоскостей. Величина их определяется из того условия, что аэродинамические моменты относительно центра тяжести, действующие на стабилизаторы и на головку ракеты, должны взаимно уравновешиваться. Для ускорения затухания колебаний ракеты, вызванных возмущающей силой, момент оперения следует брать несколько большим, чем момент, действующий на головку ракеты.

Необходимо указать, что стабилизатор в виде хвостового оперения может обеспечить устойчивость пути ракеты только в том случае, если возмущающие силы кратковременны, каковы, например, порывы ветра. Если же на ракету действует постоянная сила, являющаяся следствием, например смещения центра тяжести по мере расходования топлива или неправильной установки двигателя, то оперения, установленного жестко, будет недостаточно для сохранения устойчивости пути.

Из этого видно, что для обеспечения устойчивости ракеты необходимо автоматическое управление, корректирующее полет на всем его протяжении. Наиболее совершенным способом автоматической стабилизации является применение жироскопического механизма.

Последний может иметь весьма разнообразные формы выполнения в зависимости от того, какой принцип работы положен в. основу стабилизирующей системы.

Предлагались жироскопы непосредственного действия, осуще-ствляющие стабилизацию своей массой. В этом случае требуются жироскопы настолько большого веса, что использование такой системы не может быть рациональным. Несравненно более совершенной будет система, в которой жироскопы служат только для включения вспомогательных двигателей, называемых сервомоторами, которые в свою очередь приводят в действие органы управления ракетой.

В качестве сервомоторов обычно используются поршневые машинки, действующие сжатым газом, причем распределительный механизм этих машинок связан с осями жироскопов. Иногда в качестве сервомоторов используют электрические моторы со специальным контактным включением от жироскопов. Для стабилизации в двух плоскостях следует брать два жироскопа, каждый из которых связан со своим сервомотором. При этом получаются два независимых механизма управления, из которых один корректирует глубину, а другой направление движения аппарата.

Известны также системы стабилизации, действие которых не зависит от наличия внешней среды и от скорости движения аппарата. Примером может служить так называемая газоструйная система, при которой действующие от жироскопов сервомоторы перепускают продукты горения из камеры двигателя в боковые сопла, установленные под прямым углом к продольной оси ракеты на некотором расстоянии от центра тяжести.

Предлагалось также для придания устойчивости приводить ракету или же часть ее во вращательное движение подобно артиллерийскому снаряду. Этот прием связан с появлением очень больших центробежных сил и, следовательно, с необходимостью утяжеления и усложнения конструкции, поэтому его применение для ракет на жидком топливе не может быть рекомендовано.

Наконец, следует упомянуть о многочисленных проектах применения приспособлений для управления полетом ракет на расстоянии с помощью радиоволн, световых лучей, инфракрасных лучей, звуковых волн и т. п. Необходимо иметь в виду, что приборы этого типа не могут обеспечить устойчивости ракеты, и управление полетом должно сочетаться с применением автоматических приборов для сохранения устойчивости.

3. Понятие о деталях устройства ракет

Вопросы, связанные с конструированием ракет на жидком топливе и их отдельных элементов, в настоящее время не могут считаться решенными, поэтому сейчас нельзя указать определенных установившихся конструктивных форм. Немногие, построенные до сих пор ракеты являются лишь первыми и притом не всегда удачными попытками и служить образцами, конечно, не могут. Тем не менее можно установить некоторые общие положения, которые должны быть положены в основу при выборе конструктивных форм выполнения ракеты. В общем случае ракета состоит из следующих основных элементов:

1) корпуса, в котором собраны все части ракеты;

2) полезного груза;

3) ракетного двигателя;

4) топливных баков с арматурой;

5) механизмов подачи топлива в двигатель (аккумуляторы давления или насосы);

6) приборов устойчивости и управления;

7) приспособлений для торможения ракеты при спуске.

Взаимное расположение этих элементов может быть различным. Оно определяется, во-первых, требованиями устойчивости (положение центра тяжести и его перемещение во время полета, направление тяги двигателя, положение центра сопротивления воздуха), во-вторых, – соображениями конструктивного и эксплоатационного характера, к которым относятся легкость изготовления, сборки, снаряжения и разборки ракеты и ее отдельных механизмов.

Фиг.73

Фиг.74

Выше уже указывалось, что существующие ракеты могут быть различаемы по месту установки двигателя. Наиболее часто встречаются ракеты с двигателем, расположенным в хвостовой части, причем сила тяги направлена по оси ракеты (фиг 73). Значительно сложнее конструктивное оформление ракет в том случае, когда двигатель помещается в средней или в головной части корпуса. Если корпус представляет собой тело вращения, то при расположении двигателя в средней части корпуса часть объема корпуса позади двигателя не будет использована (фиг. 74), а это приведет к увеличению веса и громоздкости конструкции. Чтобы избежать этого, предлагалось снабжать двигатель несколькими соплами, установленными симметрично под углом к продольной оси ракеты (фиг. 75). При этом угол наклона должен быть таким, чтобы струи газов не задевали обшивку корпуса и оперение.

Следует иметь в виду, что установка сопел под углом к направлению равнодействующей всех сил реакции влечет за собой потерю тяги. Эта потеря будет тем больше, чем больше угол наклона сопел.

На фиг. 76–78 показаны другие схемы установки двигателя в средней части корпуса. Понятно, что они могут быть использованы и для крепления двигателя в головной части ракеты. По схеме фиг. 76 двигатели установлены симметрично снаружи корпуса. При таком расположении происходит увеличение площади миделевого сечения, а следовательно, и уменьшение поперечной нагрузки ракеты. Напомним, что применение в одной ракете нескольких одновременно действующих двигателей может допускаться лишь в том случае, когда обеспечена равномерность и согласованность действия всех двигателей. В противном случае равнодействующая сил реакции не будет проходить через центр тяжести ракеты, и правильность ее полета будет нарушена.

Фиг.75

Фиг.76

Крепление двигателя в средней части корпуса имеет то преиму-щество, что сокращается расстояние между двигателем и центром тяжести ракеты, а следовательно, уменьшается опрокидывающий момент, который может возникнуть при неточной установке двигателя.

Из чисто конструктивных соображений Оберт при разработке метеорологической ракеты, предназначенной для стратосферных полетов, отдавал предпочтение установке двигателя в головной части ракеты. При такой схеме наиболее просто решался вопрос об отбрасывании частей топливных баков по мере их опорожнения, с теми чтобы наивысшей точки траектории достигала лишь головка ракеты (фиг. 79). На фиг. 80–83 изображены различные схемы ракет по Оберту и Шершевскому. Во всех этих схемах двигатель имеет одну камеру сгорания, снабженную несколькими симметрично расположенными соплами. Необходимо отметить, что указанное на схемах фиг. 82 и 83 искривление сопел, служащее для приданияструе направления, параллельного оси ракеты, подвергает опасности разрушения обшивку ракеты и, кроме того, должно привести к уменьшению скорости истечения газов вследствие увеличения потерь в соплах; потому эти схемы представляются нерациональными. В особенности это относится к вычурной форме на фиг. 83. В качестве другой возможной формы выполнения составной ракеты была предложена схема по фиг. 84, согласно которой каждая отделяющаяся часть ракеты обслуживается своим двигателем.

Фиг.77

Фиг.78

Отметим здесь же, что принцип составных ракет ввиду сложности устройства может оправдать себя только при создании аппаратов весьма дальнего действия.

Фиг.79

Фиг.80

Фиг.81

Фиг.82

Для возможного уменьшения потерь от сопротивления воздуха ракета должна иметь большую поперечную нагрузку, т. е. большой вес, приходящийся на единицу площади наибольшего сечения ракеты. Поэтому независимо от места установки двигателя корпус ракеты, как правило, должен иметь сильно растянутую форму, заостренную в передней части и плавно обтекаемую в хвостовой части. Особенно нежелательно наличие резко выступающих частей, которые в сильной степени увеличивают сопротивление воздуха.

Фиг.83

Фиг.84

Для полезного груза, будет ли это вещество боевого назначения, или же ряд регистрирующих приборов, наиболее целесообразным, повидимому, будет использование головной части. Здесь же должны монтироваться приспособления для включения приборов или для действия боевого вещества в нужный момент (дистанционные или ударные трубки, часовые механизмы, приборы для раскрывания парашютов и т.д.).

Устройство самого двигателя и обслуживающих его механизмов было рассмотренно в предыдущей главе. Здесь мы остановимся вкратце на устройстве топливных баков.

Фиг.85

Для получения легковесной конструкции и максимальной поперечной нагрузки ракеты топливные баки и аккумулятор давления иногда делают составной частью корпуса ракеты. По мере расходования топливных компонентов центр тяжести баков, а следовательно, и самой ракеты, может перемещаться, что в ряде случаев повлияет на устойчивость ракеты. Величину смещения центра тяжести можно значительно уменьшить рациональным размещением баков внутри ракеты, а также применением баков особого устройства. На фиг. 85 показан характер перемещения центра тяжести бака простого устройства. По мере опорожнения бака его центр тяжести сначала понижается, достигает максимального снижения, затем вновь начинает подниматься и к моменту израсходования содержимого бака достигает первоначального положения. Через боковую трубку впускается сжатый газ, проталкивающий жидкость по подъемной трубке в насос или непосредственно в камеру двигателя. Оберт предложил устройство бака, показанное на фиг. 86, в котором центр тяжести перемещается по мере расходования топливане вниз, а вверх. Достигается это деление бака перегородкой на две части, причем жидкость из нижней части перегоняется с помощью сжатого газа в верхнюю часть, откуда и отводится к камере двигателя.

Фиг.86

Фиг.87

Установив в ракете два бака, из которых один выполнен по схеме фиг. 85, а другой но фиг. 86, можно добиться, чтобы положение общего центра тяжести оставалось неизменным во все время работы двигателя.

Для ослабления влияния колебания жидкости в баках на положение центра тяжести баки больших диаметров целесообразно снабжать продольными перегородками (фиг. 87), которые будут полезны еще и тем, что значительно увеличат жесткость системы.

Что касается выбора материалов для деталей ракет, то в дополнение к сказанному в конце главы VI отметим еще, что выбор их должен быть подчинен требованию максимальной легкости всей конструкции наряду с высокой поперечной нагрузкой и, само собой разумеется, – с достаточной прочностью. С этой точки зрения нельзя раз навсегда отдать предпочтение легким сплавам, как дуралюмин и электрон. Наоборот, в ряде случаев может оказаться, что ракета, изготовленная в главнейших деталях из высококачественной стали, окажется более выгодной, чем в случае использования легких ме-таллов. При этом самое широкое применение найдут сварные конструкции, дающие черезвычайно большую экономию в весе, прочность и герметичность.

* * *

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Подведем итог всему, что было сказано о главнейших задачах на пути развития техники ракетного дела.

Пороховые ракеты имеют за собой широкий опыт, правда, в весьма узкой области пиротехники. Выход их на более широкую арену упирается исключительно в создание мощного пороха и овладение процессом его сгорания в полузамкнутом пространстве. Главная область применения пороховых ракет – вооружение легких боевых аппаратов, как самолеты, небольшие суда, автомашины всевозможных типов, наконец артиллерия сопровождения.

В области создания ракет на жидком топливе не имеется почти никакого опыта. Трудности здесь очень велики. Ближайшая задача в этой области – создание мощного двигателя, работающего надежно и устойчиво, с высоким коэфициентом полезного действия. Вторая задача – получение высококалорийного, технически доступного топлива с большим удельным весом. Наконец, третья задача состоит в осуществлении устойчиво летящей ракеты с большим относительным содержанием топлива, с малым весом металла и с большой поперечной нагрузкой. Главная область применения ракет на жидком топливе – высотные полеты и сверхдальняя стрельба.

* * *