Кондратюк Ю. Завоювання міжплянетних просторів. 1972

ЮРІЙ КОНДРАТЮК

ЗАВОЮВАННЯ МІЖПЛЯНЕТНИХ

ПРОСТОРІВ

Редакція українського перекладу:

інж. Юрій Гончаренко, інж. Михайло Ільків

З оригіналу друкованого російською мовою переклав Вячеслав Давиденко

Перше видання 1929

Друге видання 1947

Третє видання 1972

Т-ВО УКРАЇНСЬКИХ ІНЖЕНЕРІВ АМЕРИКИ

ВІДДІЛ НЬЮ-ЙОРК, 79 с.

ПЕРЕДМОВА ДО УКРАЇНСЬКОГО ПЕРЕКЛАДУ

Містерія, що її називаємо Всесвітом, завжди була і буде об’єктом дослідів і дискусій науковців. Поступ культури і цивілізації, а зокрема техніки, спричинився до щораз більшо¬го задоволення потреб і бажання людини. Наука доказує, що все довкруги людини постійне і впорядковане, а при тому рухоме.

З розвитком фізики, астрономії, хемії та інших наук, з винаходом радіо, літаків та з іншими здобу тками науки і техніки, людина рішила відбути подорож на Місяць, себто найближчу до нашої Землі плянету. Така одіссея в минулому була мрією для наукового світу. Тепер вона с тала дійсністю. 20-го липня 1969 року о 4:17:40 годині по полудні американ¬ський простірний корабель “Орел” осів на поверхні Місяця. Приблизно через шість з половиною годин після того, о год. 10:56:20 астронавт Ніл Амстронґ (Nеі1 Агтзігогщ) висів з корабля і зробив перший крок на поверхні Місяця, нашого супутника. Астронавт Едвін Алдрін (АСЬУІП АМгіп) приєднався до свого друга о год. 11:16. Майкл Коллінс (МісЬаеІ Соїііпз), третій астронавт, кружляв у передній частині корабля дов¬круги Місяця до повного злучення та повороту на Землю. З тією хвилиною американські астронавти започаткували нову історичну добу для всього людства і причинилися до роз¬в’язки багатьох складних проблем містерійного Всесвіту.

До успіху цієї одіссеї американських астронавтів при¬чинився великою мірою український талановитий учений-ви- нахідник, один з піонерів і дослідників у галузі ракетної техні¬ки Юрій Кондратюк, написавши монографію п. н. “ЗАВОЮ¬ВАННЯ МІЖПЛЯНЕТНИХ ПРОСТОРІВ”. Перше видання цієї праці, написаної в 1916 році, появилося в 1929-му, а друге в 1947 році. В 13-ох розділах своєї монографії автор аналізує цілий жмут проблем з теоретичного і практичного боку, по¬в’язаних з польотом у простір. Юрій Кондратюк в аналізі цих проблем ствердив, що для висаду на Місяць потрібно мінімум трьох людей. Корабель має складатися з двох частин із пов¬ним устаткованням для висаду і повороту на Землю.

Автор вказує, з яких металів повинен бути побудований корабель, яка має бути камера для астронавта, аналізує пи¬тання швидкости, тепла, сповільнення корабля та розв’язує ряд інших складних питань, сполучених з міжплянетними по¬льотами. Окрім цього Юрій Кондратюк опрацював ряд ракет¬них схем для міжплянетних подорожей і спроектував кому¬нікаційну станцію на Місяці. Всі ці складні питання уґрунту-вав він математичними формулами. Працю Юрія Кондратюка високо оцінив Константан Е. Ціолковський, видатний учений і винахідник в галузі аеродинаміки, ракетної техніки і теорії міжплянетних сполучень.

Мета цього третього видання і першого українською мовою дати в руки нашому читачеві цю, тепер уже бібліо-графічну рідкість, незвичайну працю, популяризуючи, вказати на великий вклад українського вченого в підготову міжпля-нетних сполучень.

Юрій Кондратюк народився 7-го вересня 1900 року в м. Луцьку на Україні, закінчив Колегію Павла Галагана в Києві і працював в українському науково-дослідному Інституті про¬мислової енергетики. Перед другою світовою війною працю¬вав над будовою найбільшої в світі Кримської вітро-електрів- ні. Загинув 1942 року під Москвою, змобілізований до черво¬ної армії, не встигши дата для світової науки і України всього того, що міг би ще зробити його талант науковця і винахід¬ника.

Михайло Ільків

Передмова до другого видання.

Книжка Ю. В. Кондратюка “Завоювання міжплянетних просторів” посідає особливе місце в клясичній літературі з ракетної техніки. Автор у максимально стислій формі викла¬дає широкий матеріял, порушуючи всі питання, зв’язані з ра¬кетним польотом у світовий простір.

Перше видання цієї книжки вийшло 1929 року, а що наклад її становив лише 2000 примірників, то тепер є вона бібліографічною рідкістю. Оцінюючи значення книжки Кон¬дратюка, проф. Вєтчінкін у передмові до першого видання цілком слушно відзначив, що Ю. В. Кондратюкові належить розв’язання

3. Пропозиція конструювати ракету з крилами хоч і не є пріоритетом Кондратюка, однак треба визнати, що він

^перший вказує, при яких прискореннях крила будуть корисні, і досліджує при цьому кути нахилу траєкторії ракети до обрію, найвигіднішу реактивну силу під час польоту в повітрі і дає її величину, що приблизно дорівнює початковій вазі ракети.

4. Наближене дослідження питань, зв’язаних з нагрі¬ванням ракети під час руху її в повітрі. Це питання у Кон-дратюка розглянене дуже докладно і являє великий інтерес, бо він перевів обчислення і дав порядок сподіваних темпера¬тур, які матиме ракета під час її руху в атмосфері.

Вельми характеристичним для Кондратюка є вдумливе, серйозне і практичне ставлення питань.

Розглядаючи перше видання цієї книжки, проф. Вєтчін¬кін пише: “До того ж усі числа дано в Ю. В. Кондратюка, хоч і досить грубо, але завжди з похибкою в невигідну для конструктора сторону.

Навіть таке питання, як будова проміжної бази поміж Землею та іншими плянетами і її ракетно-артилерійське по-стачання, яке в інших авторів межує з чистою фантазією, у Ю. В. Кондратюк поставлено розважливо, з глибоким пе-редбаченням технічної сторони справи; і саму базу мислить він, як супутник не Землі (як у всіх інших авторів), а Місяця, що значно більшою мірою гарантує базу від утрати швид¬косте внаслідок тривалого гальмування хоч би мізерними рештками земної атмосфери і від падіння на Землю.

Глибоко продуманим є також останній параграф про підготовчі роботи над здійсненням “міжплянетних подоро¬жей”. І далі: “Беручи під увагу, що Ю. В. Кондратюк не має високої освіти і дійшов усього самотужки, можна тільки ди¬вуватися талановитості й широчині поглядів механіків-само- уків”.

Слід відзначити, що ідеї автора в світлі сучасного роз¬витку ракетної техніки дуже близькі до здійснення, куди ближчі, як це можна було припускати 18 років тому. Справді бо, поява реактивних апаратів, які перелітають сотні кіломет-рів, і розвиток ракетної авіяції показують, що ракетна техніка стоїть на порозі розв’язання проблеми міжплянетних польотів. З цієї точки зору книжка Ю. Кондратюка безумовно має ін¬терес, бо обсяг досліджень, проведених автором, зберігає своє значення й нині.

Основну увагу ми приділили перевірці формул, бо автор опустив їх виведення, навівши тільки кінцеві резуль¬тати. Виведення деяких формул ми подаємо в підрядкових заввагах. Далі, ми замінили термінологію автора найбільш уживаною в сучасній літературі з цього питання. Зокрема, дуже загальний термін автора “виділення” ми замінили згідно з дефінітивним значенням. Термін “ракетний заряд” ми вва¬жали за ліпше замінити терміном “запас палива” і т. д., в іншому все залишено.

Щоб лати деяке уявлення про особу Ю. Кондратюка, наводимо витяги з його листів до проф. Н. А. Риніна.

П. Іванов

З ЛИСТА АВТОРА ДО ПРОФ. Н. А. РИНІНА

Ю. В. Кондратюк

(*7. IX. 1900 — Ї1942)

Шановний Миколо Олексійовичу!

Вважаючи, що чисто особисті сторони мого життя не мають особливого інтересу, постараюсь подати в досить пов¬ній мірі переважно те, що має стосунок до моїх досліджень із теорії міжплянетного сполучення.

Спершу наштовхнуло мою думку на роботу в сторону опанування світових просторів, або, вірніше, взагалі в сторо-ну грандіозних і незвичайних проектів, рідке щодо сили вра¬ження, яке справила на мене прочитана в юності талановита індустріяльна поема Келлермана “Тунель”.

На той час мій науковий і технічний багаж складався з незакінченої середньої освіти плюс декілька несистематич¬них доповнень, зроблених самостійно з вищої математики, фізики і загальнотеоретичних основ техніки із нахилом до винахідництва та самостійних досліджень більше, як до де¬тального вивчення вже винайденого й відкритого.

Я “винайшов”: водяну турбіну типу Пельтонового ко¬леса замість млинових водяних кол, що їх вважав я за єдині водяні рушії, гусеничний автомобіль, що їздить по м’яких і сипких ґрунтах, безпружинові відосередні ресори, пневма-тичні ресори, автомобіль, що їздить по нерівній місцевості, вакуумпомпу особливої конструкції, барометр, годинник із

довготривалим накрутом, електричну машину змінного стру¬му високої потужности, портативну турбіну і багато дечого іншого, — речі, почасти технічно зовсім непрактичні, почасти вже відомі, почасти й нові, що заслуговують на дальше опра¬цювання і здійснення. В математиці — ретельні дослідження з геометричної аксіоматики (переважно постуляти рівно-біжних), “відкриття” основних формул теорії кінцевих різ¬ниць, деякі нерозвинені, одначе, далі від узагальнення теорії кінцевих різниць та аналізи і багато менш значних речей, що майже поспіль є відкриттям уже відомого. У хемії і техніці — основні елементарні уявлення. У фізиці — намагання спро-стувати другий принцип термодинаміки (характеристично, що це, здається, спільна риска з К. Е. Ціолковським) і навіть у філософії — спроба побудувати логічні системи, що закін¬чилися разом із 99/100 самого заінтересування до філософії “відкриттям” тяжко сприйнятого принципу детермінізму.

Враження від келлерманівського “Тунелю” було таке, що негайно по його прочитанню я заходився обробляти, скіль¬ки дозволяли мої сили, майже одночасно дві теми: пробиван¬ня глибокої шахти, щоб досліджувати земні надра та вико-ристовувати теплоту ядра і — політ поза межі Землі. Цікаво, що читані мною раніше фантастичні повісті Жюля Берна і Г. Велза, написані безпосередньо на теми міжпланетних льотів, не справили на мене великого враження — причиною цьому, либонь, було те, що ці повісті, написані не так тала¬новито і яскраво, як повість Келлермана, були для мене зовсім непереконливими з науково-технічної точки зору.

Тема про глибоку шахту по опрацюванні основ деяких приблизних варіянтів дуже скоро натрапила на неможливість для мене провести відповідну експериментальну роботу; те¬ма ж про міжплянетний політ виявилась куди вдячнішою, до¬пускаючи значні теоретичні дослідження, і захопила мене на довгий час, протягом якого я не раз до неї повертався, аж поки не дійшов до межі, поза якою дальша плодотворна праця неможлива без рівнобіжного експериментування.

Перший період праці тривав більше як півроку і вклю¬чив у себе знаходження майже всіх основних засад ракетного польоту, що ввійшли у видану книжку, але без докладнішого опрацювання і часто без точної математичної аргументації. З виданого згодом у цей період зовсім не були намічені розд. V, VIII і лише в принципі накреслювались розд. IV і IX, а в розд. VII через слабке ознайомлення з хеміею розглядалось лише запас кисню і водню.

Основним матеріялом праці цього періоду було виве¬дення головної формули ракети [формула (4)], знаходження найвигіднішої траєкторії (розд. VI) і деякі загальні положен¬ня з інших розділів.

Поставивши собі тему польоту в міжплянетиі просто¬ри, я відразу ж спинився на ракетній методі, — “ракетній” в загальному значенні цього слова згідно з визначенням, що його дав я в розд. І, відкинувши артилерійську, як очевидячки технічно занадто складну, а головно таку, що не обіцяє по¬вороту на Землю і тому безглузду.

Ще до виведення основної формули я приблизно об¬числив декілька механічних варіянтів, з яких останнім і доско¬налим був обертовий барабан з намотаною на ньому сталевою линвою, що має розмотуватися з інерцією в один бік, надаючи барабанові прискорення в протилежний. Одержавши, зрозумі¬ла річ, відразу ж неймовірно великі значення для необхідної ваги ракети (“п”), я перейшов до комбінованих раксто-арти- лерійських варіянтів: гармата вистрілює з себе ядро, що своєю чергою є гарматою, яка вистрілює ядро, і т. д. — і знов одержав величезні розміри первісної гармати. Після цього я другу гармату (тобто перше ядро) обернув жерлом назад, зробивши з неї постійного члена ракети, і змусив її стріляти в зворотний бік малими ядрами, тобто збільшив активну ма¬су набою коштом пасивних мас — і знов одержав страхітливе значення для маси ракетної гармати, але тут завважив уже, що чим більше підвищую масу активної частини набою кош¬том пасивних мас (ядер), тим вигідніші виходять формули для маси цієї ракети.

Звідси нетяжко логічно було перейти до чистої термо- хемічної ракети, яку можна розглядати як гармату, що без- перестань стріляє сліпими набоями. Слідом за цим і була ви¬ведена основна формула (4) ракети, при чому внаслідок зробленого мною під час первісних обчислень спрощення і потім забутого та випущеного з уваги, в основі цієї формули деякий час стояло не “1”, а “2”, і результати завдяки цій по¬милці відразу вийшли надзвичайно заохітливі.

Незабаром знайшов я і принципи найвигіднішого ви¬користовування ракетної реакції — про надавання приско¬рення в нижчій точці траєкторії. Виправивши помилку в осно¬ві формули (4), я одержав у результаті вже не таке спри¬ятливе значення п (відношення маси ракети до корисного тя- гару), а саме п = 55 без обрахунку неминучих утрат на ко¬ефіцієнті корисної дії і присутності пропорційних пасивних мас. Ця цифра 55 мене вже дуже непокоїла, але привабли¬вість порушеної теми була така, що, сам себе обманюючи, я насильно вважав цю цифру за сприйнятливу, аж поки знайшов кінець-кінцем протиотруту цим “55” у вигляді фізико-мате- матичного обгрунтування можливости щасливого спуску на Землю коштом опору атмосфери, а потім в розвиненні штуч¬ним способом первісної швидкосте, організації міжплянетної бази та її ракето-артилерійському постачанні. Другим питан¬ням, яке довгий час мене непокоїло, була необхідна за пер¬шим чисто ракетним варіянтом відльоту дуже велика сила реакції — не менша як подвоєна сила тягару. Цей неспокій облишив мене пізніше — після знайденої можливости з ви¬годою використовувати під час відльоту авіяційні крила, при чому мінімальна допускальна сила реакції зменшується в декілька разів. Нарешті, останнім питанням, яке дуже мене непокоїло, була небезпека збоку метеорів. Щойно кілька днів тому, одержавши від Я. І. Перельмана його книжку “Міжпля- нетні подорожі”, я довідався, що чужоземні автори, які ма-тематично дослідили це питання, прийшли до сприятливих висновків.

Досягнувши 1917 р. у своїй праці перших позитивних наслідків і не підозріваючи в той час, що я не є першим і єди¬ним дослідником у цій галузі, я на якийсь час ніби “спочив на лаврах”, чекаючи на можливість розпочати досліди, яку спо¬дівався одержати через реалізацію винаходів, і водночас три¬маючи свою працю в найсуворішій таємниці. Беручи під увагу з самого початку величезність і непевність можливих наслід¬ків виходу людини в міжплянетні простори, я разом із тим наївно вважав, що вистачить оприлюднити знайдені основні принципи і негайно хтось, маючи достатні матеріяльні засоби, здійснить міжплянетний політ.

Року 1918-го в одному із старих чисел “Ниви” я випад¬ково натрапив на нотатку про ракету Ціолковського, але “Вестника Воздухоплавания”, що на нього посилався автор нотатки, я ще довгий час не міг відшукати.

Ця нотатка і нотатки, що траплялися мені пізніше в періодичній пресі про закордонні досліди, спонукали мене до дальшого, точнішого й докладнішого опрацювання теорії польоту, щоб перейти від загальних фізичних принципів до обміркування технічної можливости їх реального застосуван¬ня. Беручись до праці кілька разів, з перервами між репети-торством, рубанням дров і роботою мастильника, мені вда¬лося до 1925 р. доповнити її майже до теперішнього вигляду: в усіх розділах проведено грунтовніше математичне умоти- вовання, підібрано досить повний хемічний матеріал, розроб¬лено розд. VIII про опір атмосфери під час відльоту, обґрун¬товано обчисленнями можливість плянуючого спуску і по¬роблено інші доповнення.

Року 1925-го, коли праця вже зближалася до кінця і коли мені пощастило, нарешті, відшукати “Весі ник Воздухо- плавания” за 1911 рік з частиною праці К. Е. Ціолковського, Я хоч і був трохи розчарований тим, що основні засади від¬крив я вдруге, але разом із тим з приємністю побачив, що не тільки повторив попереднє дослідження, хоч і іншими метода¬ми, але зробив також і деякі важливі вклади в теорію польоту. Головна відміна у методі моїх обчислень від методи К. Е. Ціолковського полягала в тому, що Ціолковський у дуже ба¬гатьох випадках виходить з роботи, а я всюди — лише із швидкостей та прискорень. З огляду на те, що робота сил у ракетному питанні залежить від багатьох умовин і виявля¬ється також по-різному, надавані ж ними прискорення, а значить і швидкості далеко певніші, я і вважаю швидкісну ме-тоду обчислення легшою й продуктивнішою.

Року 1925-го проф. В. П. Вєтчінкін просто приголом¬шив мене високою оцінкою моєї праці.

...Року 1927-го за порадою В. П. Вєтчінкіна я замінив звичайнішою і зрозумілішою систему позначень і почасти тер¬мінологію, вставив не подане мною раніше виведення форму¬ли (4) і виправив помилку в формулі (6) (вплив мас пропор-ційного пасиву). Він же звернув мою увагу на величезне зна¬чення конструктивного опрацювання “пальника” — викидної рури, чому я й написав та вставив розд. IV. Дальше плодо¬творне розроблення теми про міжплянетний політ чисто тео¬ретичними методами, очевидно, неможливе, для мене при¬наймні: необхідні експергиментальні дослідження. Час і гроші для них я й сподіваюсь одержати винаходами в різних ді¬лянках, зокрема за родом моєї праці тепер — в галузі елева¬торної механіки. Покищо маю перші успіхи у вигляді недав-нього признання мого нового типу елеваторного ківша і са¬мотягів, що здобули собі вже місце супроти майже незмінно¬го здавна типу.

З пошаною до Вас Юр. Кондратюк.

1. IV. 1929 р.

ПЕРЕДМОВА АВТОРА ДО ПЕРШОГО ВИДАННЯ

Цю працю в ЇЇ основних частинах написано 1916 року, опісля тричі доповнювано і докорінно перероблювано. Автор сподівається, що йому вдалося подати завдання здобуття со¬нячної системи не у вигляді теоретичних основ, розвиток яких і практичне застосування належать науці й техніці майбут¬нього, а у вигляді проекту, хоч і не деталізованого, але вже з конкретними цифрами, здійснення якого цілком можливе і в теперішній час для нашої сучасної техніки після серії експериментів, що не становлять будь-яких особливих трудно¬щів. Здійснення це до того ж, від попередніх експериментів починаючи і кінчаючи польотами на Місяць, забрало б, скіль¬ки про це можна судити заздалегідь, менше матеріяльних за¬собів, ніж побудова кількох великих військових кораблів.

Про існування на цю тему праці інж. Ціолковського автор довідався лише згодом і тільки недавно мав змогу за¬пізнатися з- частиною статті “Дослідження світових просторів реактивним приладом”, вміщеної в журналі “Вестник Возду- хоплавания” за 1911 р., при чому переконався в пріоритеті інж. Ціолковського у розв’язанні багатьох основних питань. Однак, із згаданої статті не усунено параграфів, які напевно вже не дають нічого нового, з одного боку, щоб не порушу¬вати цільности викладу і не відсилати зацікавлених читачів до дуже рідких тепер і трудно розшукуваних чисел “Вестника Воздухоплавания”; з другого ж боку, тому, що іноді ті самі теоретичні засади і формули, лише трохи інакше насвітлені, кидають інше світло і на все питання. Попри все це автор праці так і не мав можливости запізнатися не то з чужозем¬ною літературою з даного питання, але навіть і з другою ча¬стиною статті інж. Ціолковського, вміщеної в журналі за 1912 рік.

Багато з наведених у цій праці формул і майже всі цифри дано зі спрощеннями і заокругленнями, часто навіть досить грубими; причина цього в тому, що конечний для докладного опрацювання проблеми дослідний матеріял ще відсутній, а тому для нас немає сенсу порпатися в сотих част¬ках, поки ми не можемо бути певні і щодо точности десятих. Ціллю деяких обчислень цієї праці було лише дати уявлення про порядок фізичних величин, що з ними нам доведеться

мати справу, і про загальний характер їх зміни, бо обчислення їх точних значень до відповідних експериментальних дослі¬джень неможливе. З аналогічної причини в праці немає і кон-структивних рисунків та креслеників: загальні принципи кон¬струкції легко можуть бути виражені і словесно, а деталі ми покищо розробляти не можемо; тим то всякий кресленик, оскільки має він у собі з конечности деякі часткові форми, замість посібника став би радше перешкодою до наукового зрозуміння.

З огляду на відносну новину предмету авторові дове¬лося ввести досить багато власних термінів, замінених задля стислости майже всюди літерними означеннями, застосування яких таке: ті самі літери, які в формулах і обчисленнях по¬значають чисельні значення фізичних величин, у тексті замі¬няють собою відповідні загальновживані фізичні або спеціяль- ні терміни даної праці. Щоб полегшити читання, дається окремий перелік усіх літерних позначень, вживаних повторно в кількох місцях статті. В усіх випадках, коли не дано особли¬вих вказівок, літери означають фізичні величини, виражені в абсолютних (см.г.сек.) одиницях.

З ДРУГОЇ ПЕРЕДМОВИ АВТОРА ДО ПЕРШОГО ВИДАННЯ

Торкнуся основного загального питання цієї праці, зовсім не насвітленого в первісному викладі, — питання про сподівані наслідки для людства від виходу його в міжплянет- ні простори.

Піонер дослідження даного предмету, проф. Ціолков- ський, вбачає значення його в тому, що людство зможе засе¬лити своїми колоніями величезні простори соняшної системи, а коли сонце простигне, вилетить на ракетах, щоб заселити ще не простиглі світи.

Подібні можливості, звичайно, аж ніяк не виключені, але все це припущення далекого майбутнього, почасти занад¬то вже далекого. Без сумніву, ще довгий час вкладання засо¬бів у поліпшення життьових умов на нашій плянеті буде рен- табельнішим, ніж засновування колоній поза нею; не слід забувати, що в порівнянні із загальною поверхнею нашої пля- нети лише незначна її частина як слід залюднена і експлуату¬ється. Погляньмо на проблему виходу людини в міжплянетні простори з “сьогоднішньої” точки зору: чого ми можемо кон¬кретно сподіватися в найближчі — максимум — десятиріччя, рахуючи від першого польоту з Землі.

Якщо не вдаватися в більш-менш необгрунтовані фан¬тазії, то наші сподівання полягатимуть ось у чому:

1. Безсумнівно величезне збагачення наших наукових знань із відповідним віддзеркаленням цього і в техніці.

2. Можливе, більш або менш імовірне, хоч і не цілком певне, збагачення нашої техніки цінними речовинами, що мо¬жуть бути знайдені на інших тілах соняшної системи і що відсутні або надто рідкі на земній поверхні.

3. Можливі інші дари соняшної системи, що їх ми тепер не можемо й передбачити і що можуть бути й не бути, як, наприклад, наслідки взаємнення із здогадним органічним сві¬том Марса.

4. Безсумнівна можливість для людства заволодіти ре¬сурсами, з допомогою яких можна докорінно поліпшити умови існування на земній поверхні: переводити меліорацію її в гран¬діозних розмірах, здійснюючи в недалекому майбутні.ому за-ходи і такого порядку, як, наприклад, зміна клімату цілих континентів.

Я кажу, звичайно, не про що інше, як про використо¬вування невичерпних запасів енергії соняшного світла, яка так утруднена в умовах земної поверхні, що робить її менш рен¬табельною, як експлуатація палива, води та вітру, і яка, нав¬паки, буде рентабельнішою в просторах, де немає атмосфери і вагомости. Саме у можливості в найближчому ж майбут¬ньому почати по-справжньому господарювати на нашій пля- неті і треба вбачати величезне значення для нас у завоюванні просторів соняшної системи.

1921 року я прийшов до несподіваного розв’язання проблеми влаштування постійної лінії сполучення з Землею в простори і назад, для здійснення якої застосування такої ракети, як розглядана в цій книжці, необхідне тільки один раз. 1926 року я прийшов до аналогічного розв’язання проб¬леми розвинення ракетою початкової 1500-2000 м/сек її швид¬косте вильоту, не витрачаючи наснаги і в той же час не за¬стосовуючи грандіозної артилерійської гармати-тунелю, над-потужних рушіїв або взагалі будь-яких велетенських споруд. Зазначені розділи не ввійшли в цю книжку: вони вже занадто близькі до робочого проекту опанування світових просторів, — занадто близькі для того, щоб їх можна було публікувати, не знаючи наперед, хто і як цими даними скористується.

Наостанку мушу висловити глибоку подяку проф. В. П. Вєтчінкіну — редакторові цієї праці і першому її цінителеві.

Жовтень 1928 р. Ю. Кондратюк

ПЕРЕЛІК ОЗНАЧЕНЬ

Стор. Формули

/ = певна дільниця траєкторії ракети;

як індекс — означає відношення певної величини не до всього польоту, а до пев¬ної його дільниці;

самостійно в формулах — довжина дільниці Л^радіюс Землі

г = відстань від центру Землі до ракети в даний момент

7 =

опір атмосфери)

М=маса ракети в даний момент Мо = маса ракети початкова 15

Мк =маса ракети кінцева 15

УУІ — абсолютний пасив 26

т, = пропорційний пасив 26

м = запас палива в ракеті 15

Мі = паливо ракети, витрачене на

дільниці і 15

д = коефіцієнт пропорційного пасиву 27 т = молекулярна вага (пересічна) середовища

п= —навантаженість польоту 15

Мк

У= швидкість ракети в даний момент

(відносно центру Землі) 62, 63

У, = те саме відносно земної поверхні и = швидкість обертання земної поверхні и = швидкість випливання 14

V оріітп-найвигідніша швидкість ракети

в даній точці траєкторії 55

Д= прискорення сили тяжіння на земній поверхні

/О = власне прискорення ракети

РОЗДІЛ І

ДАНІ РАКЕТИ. ОСНОВНІ ОЗНГАЧЕННЯ

Механічне визначення ракети як реактивного приладу таке: “Прилад, який, послідовно відкидаючи з певною швид¬кістю частинки своєї маси, сам розвиває швидкість у проти¬лежному напрямі коштом їх реактивної дії”. Приймімо такі терміни і означення для ракети:

М- маса ракети в даний момент;

МО — маса ракети МК — маса ракети в момент, коли вона закінчує функціону¬вати як така — “кінцева маса”;

МІО — маса ракети в момент, коли вона проходить початкову точку даної дільниці (І) її трає- маса ракети в момент, коли вона проходить кінцеву точку даної дільниці (І) її траєкторії.

“Випливання” — сукупність частинок, відкиданих ра¬кетою, реакція яких і надає ракеті швидкости.

И — “швидкість випливання” — швидкість відкиданих частинок відносно ракети в той момент, коли вони починають рухатися незалежно від неї, якщо не рахувати практично мі¬зерної сили тяжіння до ракети. Ми будемо вважати, що про¬тягом кожного даного проміжку часуЯкщо різні частинки продуктів згоряння з відкиданих одночасно мають різні швидкості, відокремлюючись від ра¬кети, то за И ми будемо приймати таку середню швидкість, яка могла б замінити собою всі дійсн

і різні швидкості части¬нок, не змінивши суми їх реактивної дії на ракету. Це буде швидкість центру ваги відкиненої маси за безконечно малий проміжок часу, що дорівнює:

_ 22а

де о і АА — відповідно маси і швидкості окреми частинок. Не тяжко побачити, що при тій самій сумі живих сил, що дорівнює І 2(АИ2А) , И буде найбільшою ([формула (1)] в тому разі, коли швидкості всіх окремих частинок будуть рівні між собою;

/о — “власне прискорення ракети”, яке до¬рівнює прискоренню, що його ракета мала б при наявності одної лише діючої на неї сили реакції; не тяжко бачити, що

де ОМ — маса відкинених частинок;

м-запас палива — частина (маси) ракети, що підлягає витраченню, тобто перетворенню на “продукти зго-

РЯННЯ”: . „ Мо

П- навантаженість польоту ; П = —Г,;—

звідки МК

Мо = Мкп; (2)

тії-“навантаженість дільниці” — те саме відношення, взя¬те ДЛЯ певної ДІЛЬНИЦІ, тобто ду.(|

звідки

Не тяжко бачити, що завжди

Мо = Мк + ц',Міо = Мік + цї',ц = Мк(п 1);

їх і = Мік{пї— 1);

П = П П^П ...ПІ...П , а Ь с г

де А, Ь, С... І, Г — суть всі дільниці траєкторії ракети.

Ік

що дорівнює

де ІК — момент кінця горіння. Інакше кажучи, “ракетна швид¬кість” — це та швидкість, яку б розвинула ракета, коли б на неї не діяли ніякі зовнішні сили, і яка надає собі прискорення в одному й тому самому напрямі.

Під ІО ми розуміємо, отже, в даному випадку лише аб¬солютну величину прискорення незалежно від його напряму.

—“ракетна швидкість дільниці, що дорівнює ЇЇ

/іо(іі.

. І

відповідно до попереднього означення, якщо (,1І, — моменти початку і кінця проходження даної дільниці.

РОЗДІЛII

ФОРМУЛА НАВАНТАЖЕНОСТИ (ВІДНОШЕННЯ

ПОЧАТКОВОЇ І КІНЦЕВОЇ МАС РАКЕТИ)

Основну формулу теорії ракети, що зв’язує величини Ш, и і п, ще раніше дав інж. Ціолковський (лише в дещо іншій формі): №

Міо и

МІК -т~е (4)

де Е — основа натуральних логаритмів. 

Під індексом і ми можемо тут розуміти як кож¬ну з дільниць траєкторії ракети, так і всю траєкторію.

Ось елементарне виведення цієї формули. Нехай ракета початкової маси Мо відкидає зі швидкістю и в одному й тому самому напрямі послідовно частинки своєї маси, що дорівню¬ють МО МІ М2 МІ

Ко’ Кі’ Кі 'Кі

де М0, М, ...Мі— відповідно до її маси після кожного відкиду.

Ми будемо мати: МІ / _1_ V Мг_ /і 1 V МІ+\ _ / _1_\

Мо\ Х Ко)' ЛГі ~ V ~Ті) ’ Мі V ~ Кі)

Перемноживши всі ці рівняння, матимемо:

в-0 ІМ'-ії0-г,)-(-й)>

межа останнього виразу при КИ К,... КІ... = » буде КІ , або, як ми можемо представити, — «2 — : И

е Кі

Тому, що швидкості вільних тіл, які взаємно відштов¬хуються, розподіляються обернено пропорційно до їх мас, при кожному відкидові ракета набуватиме швидкости, що від¬повідно дорівнюватимуть И, И ... И . Загальна

нивши в одержаному нами виразі

ними Мк. И>і и. ц/.

З формули (4) ми бачимо, що при відношенні — , близь¬кому до нуля, ПІ стає близьким до одиниці, при чому (т — 1), до різниці якої пропорційний ЦІ . Формула (26) змінюється приблизно пропорційно до відношення швидкостей \Мі М

— . Отже, при — <1*) кількість потрібного па¬

лива незначна, приблизно пропорційна до потрібної ракетної швидкости і обернено пропорційна до швидкости випливання. 

При — >1 ПІ зростає як показникова функція під¬носно М**) і швидко може досягну гм значень, які уне¬можливили б практичне здійснення польоту людини в між- плянетні простори. Якби, наприклад, щоб зробити політ, по¬трібне було б № вдесятеро більше від тієї И, якої нам вда¬лося на практиці добитися, то ЦІ мало б значення коло 22000; при Мк =1000 (кг) для всієї маси раке ти потрібно було б страхітливе в даному випадку значення в 22000 т. От¬же, практична можливість польоту в міжплянетні простори і завоювання інших тіл соняшної системи залежить від того, наскільки великої И нам пощастить осягнути і наскільки ма¬лою IV нам удасться обійтися для відбування польотів.

т

_ * м

*) Справді, якщо — , то пі =є

представити двома першими членами ряду, тобто

т

— № пі = ем = 1 +

Тоді, підставляючи у вираз д =МК (пі — І) значення т дво¬членом розкладу, матимемо м=Мк^-

**) Вважаючи и за постійну. (Прим, ред.) 

РОЗДІЛIII

ШВИДКІСТЬ ВИПЛИВАННЯ. ХЕМІЧНИЙ МАТЕРІЯЛ

Запас енергії, щоб надавати швидкосте ракеті, може бути взятий на ракету в різноманітних виглядах, але з них тільки прихована хемічна енергія сполучування деяких най¬більш легких і активних елементів та енергія розкладу стоять у такому відношенні до маси речовини, яка їх містить, що виходить И, достатня для здійснення польоту на практиці. Ми маємо занадто мізерні запаси радію і до того ж не вміємо керувати виділюванням його прихованої енергії, що відбува¬ється занадто повільно для наших цілей.

Тим то з усіх можливих видів “ракети” ми мусимо спи¬нитися на “ракеті” в звичайному значенні цього слова, тобто на ракеті термохемічній, яка має ще й ту дуже велику спе- ціяльну перевагу, що в ній прихована енергія може бути пере¬творена на живу силу продуктів випливання у великих кіль¬костях і з великим коефіцієнтом корисної дії при розмірно не¬великій вазі та нескладності всіх приладів, що служать цьому перетворенню.

Теоретично можливий ще один особливий вид ракети — ракета, що черпає енергію іззовні, від соняшного світла. На практиці, одначе, такий спосіб діяння ракети для нас тепер несприйнятний або майже несприйнятний з огляду на чисто технічні труднощі:

1) трудність надати навіть і при наявності потрібного запасу енергії частинкам виділення більшої швидкосте, як їм може надати розширення продуктів згоряння в термохемічній ракеті,

2) трудність побудувати необхідні дзеркала з таким

відношення їх площі до маси, щоб схоплюваної ними соняш- ної енергії вистачало для надання достатньої швидкосте ви¬пливання при достатньому відносному витрачанні ( — ,

див. стор. 15).

З огляду на ці труднощі ракету, що функціонує кош¬том енергії соняшного випромінювання, ми також залишаємо покищо осторонь.

Перетворення теплоти хсмічної реакції на живу силу продуктів випливання засноване на розширенні газів. Отже, гази в складі виділення термохемічної ракети конечні. Одна¬че, ми не зобов’язані обмежувати свого вибору хемічного

складу продуктів згоряння самими лише газуватими сполука¬ми. Ракета може добре функціонувати і в тому випадку, коли тільки частина продуктів згоряння газувата, а друга являє собою розпорошені в газі густіші речовини. Гази, розширя-ючись в рурі ракети внаслідок своєї пружности та набираючи при цьому швидкість, захоплюватимуть із собою чистинки щільних речовин, черпаючи водночас від цих останніх теплоту взаміну теплоти, втрачуваної ними під час розширення . Щоб цей процес закінчився з найкориснішим ефектом, потріб¬ні: 1) якнайповніше захоплення іцільниих частинок газами, 2) якнайповніше передавання тепла від щільних частинок до га¬зів. І те„ й друге вимагає достатньо тонкого і рівномірного розпорошування в газі щільних речовин і достатнього часу, протягом якого вони стикатимуться, тобто достатньої дов-жини сопла ракети. Розв’язати питання про те, які мають бути ступінь розпорошення, довжина сопла та відсотковий вміст щільних речовин у продуктах згоряння, щоб задовільно функціонувала ракета, можна лише серією ґрунтовних до¬слідів. Отже, вибір речовин на паливо зводиться в основі своїй до вибору такої групи, щоб кількість теплоти, яка вив’язу¬ється під час хемічної реакції між її членами, була найбіль¬шою при розрахунку на 1 г витворюваної сполуки, внаслідок чого ми могли б мати найбільшу И. Якби при цьому виявилось, що продукти реакції скраплюються або тверднуть при темпе¬ратурах ще далеких від абсолютного нуля і при тому втра¬чають потрібну нам пружність, то ми повинні були б до ви¬браної групи речовин додати ще й іншу, між елементами якої продукти реакції зберігають газуватий стан при нижчих тем-пературах і тому здібні на перетворення теплоти виділення в його живу силу в більшій мірі. У найпростішому випадку, замість другої газової групи можна застосувати найлегший із газів — водень.

Далі ми наводимо таблицю хемічних сполук, що мають найбільшу теплопродуктивність на 1 г їх маси.

Перша колонка цифр має в собі теплоти сполук у ве¬ликих кальоріях на 1 г, вже по відрахуванні прихованих теп- лот випаровування рідких 02, 03, НГ, СНІ, С2, НГ і плинного по- повітря.

Друга колонка містить швидкості виділення в метрах на секунду, що відповідають даним першої колонки, тобто такі швидкості, які мала б маса 1 г, якби її жива сила до¬рівнювала енергії теплоти, показаної в першій колонці.

Третя колонка містить значення П, для

МІ = 22 370 = 2 ,11 185 М/СЕК, >четверта — значення П2 для

Н^2 = 14460 = (2 — \/Щ 11 185 М/СЕК, обчислені за формулою (4) відповідно до даних другої ко¬лонки. Про значення швидкостей 22 370 і 14 460 м/сек мова буде в розд. VI; IX і XII.

Через те, що кисень бере участь в кожній із сполук, які нас цікавлять, відповідно до двох видів кисню — 02 і 03, кожну із сполук наведено в двох рядах: у горішньому дані з розрахунку на кисень, у долішньому — на озон, що має знач¬но більший запас енергії. Далі ми будемо іменувати групи активу за їх некисневими членами.

Ми бачимо з таблиці, що найбільший тепловий ефект дають літієві та борні групи. Застосування літію як палива відпадає з огляду на те, що він незрівнянно дорожчий як бор, лише трохи перевищуючи його своєю теплопродуктивністю. Далі йдуть майже нарівні один з одним групи алюмінієва, си-ліцієва, магнієва і воднева, якщо розраховувати на скрап¬лення водяної пари, але при розрахунку на газунатий стан води воднева група дещо поступається перед металевою, при розрахунку ж на скраплювання водяної пари одночасно із застосуванням озону — дещо перевищує їх. Потім ідуть вуглеводневі групи, що дають суміш вуглецю з водою: болот¬на, ацетиленова і нафтова; ще менший ефект дає чисто ву¬гільна група і, нарешті, група з нафти та повітря. З огляду на дешевину зручнішої для нас нафти, яка дає до того ж біль¬ший ефект, застосування вугільної групи відпадає. Щодо водневої групи, то питання про її застосування приходиться вважати відкритим з огляду на трудність зберігання і дорож¬нечу плинного водню. Дуже ймовірно, що застосування кре¬мінно — і бороводневих груп виявиться кращим в усіх від¬ношеннях, тим паче, що добитися конденсації водяної пари в соплі ракети, тобто утилізації її прихованої теплоти випа¬ровування, нам безумовно не вдасться, коли ракета розвива¬тиме більшу частину її швидкости і ми не зможемо задоволь-

нятися скільки-будь малими /о і , а, ймовірно, не

вдасться і взагалі, бо для конденсування водяної пари по¬трібне було б розширення її від виходу з камери згоряння до виходу з сопля у сотні тисяч разів і більше. Застосування ме¬талевих або борної груп вимагає для наявности в продуктах згоряння одночасно застосування водневої, бороводневої або одної з вуглеводневих груп, або ж наявности зайвинного вод¬ню. Якщо за критерій при визначенні палива правитиме най¬менша його вартість, то керівним принципом має бути такий: застосування найдешевших груп (тобто таких, що дають най¬дешевшу реактивну дію: вартість реакції визначається до-

— — З

бутком Цд 2 — Т2 , де Ц — вартість палива, Т,

— його вага і ^ — його тепловий ефект) для частин палива, витрачуваних першими, і перехід від них до груп більш теп-

лопродукційних (-^- = ТАХ) для частин палива, витра¬

чуваних наступними. Згідно з цим принципом і наведеною нижче таблицею, паливо ракети має складатися з груп, що йдуть в такому порядку:

Склад

виділення Пальний

матеріял са1 к т т

и сек. Пі

^і=22370 п2

ИГ2=14460

С02 2Д 4200 205 31

С02 2,7 4760 110 21

Н,0 3,7 5570 55 13

Н20 4,4 6080 40 11

С0г + 2Н,0 . . сн4. . 3,3 5250 60 15

СО, + 2НгО Н20 3,9 5720 49 12

со,+н,о+ Вуглеводні ПЛИН

9N2 (нафта) 2,6 4670 120 22

Вуглеводні 3,2 5160 73 16

(нафта і плин-

не повітря) 0,8 2590 5600 250

2С02 + 2НгО . С2Н2 . 3,0 5020 86 18

3,5 5420 62 14

Н20 3,2 5160 73 16

Н20 3,9 5120 49 12

С02 + 2Н20 3,1 5070 77 17

СОг 2Н20 3,7 5570 55 13

Вуглеводні

со2+н2о (нафта) 2,5 4580 130 23

С0о + Н,0 Те саме 3,1 5070 77 17

со2+н,о+ Те саме і плин-

+ 91Ч2 не повітря 0,7 2430 9000 300

2С02 + Н20 . С,Н, . 2,9 4940 95 20

2С02 4~ Н20 . С2Н2 . 3,4 5340 65 15

ІЛ20 4,6 6220 36 10

Іл20 5,0 6480 32 9,3

ЬіОН 4,6 6220 36 10

ЬіОН н2о 5,1 6540 зо 9Д

В20з пара 4,5 6150 38 11

в2о3 5,0 6480 32 9,3

В(ОН)3 4,2 5940 43 12

В(ОН)з 5,0 6480 32 9,3

В(ОН)з . . ВЬІз . . ? ? ? ?

А120з 3,8 5650 52 13

А12Оз 4,1 5870 45 12

А1(ОН)3 3,7 5570 55 13

А1(ОН)з 4,2 5940 43 12

3і02 3,6 5500 58 14

ЗЮ2 4,0 5800 47 13

м§о 3,4 5340 65 15

М60 3.7 5570 55 13

М§(ОН)2 3,7 5570 55 13

ме(0Н)2 4,1 5870 45 12

8і02 -Ь 2Н30 . . ЗіН4. . ? ? ? ?

Таблиця хемічних сполук

1. Нафтова група; якщо плинний кисень виявиться значно дорожчим від плинного повітря, то цій групі має пере¬дувати група з нафти і повітря.

II. Болотяна група; якщо виявиться можливим мати де¬шевий і безпечний ацетилен, то їм може передувати ацетиле-нова група.

III. Воднева група; застосування її стоїть в залежності від вартосте продукції і зберігання плинного водню; дуже можливо, що воднева група виявиться незручною та невигід¬ною і на її місці будуть разом уживані групи болотяна, мета¬лева (АІ, ЗІ, М&) кремінноводнева.

IV. Борна група; разом з нею воднева або бороводнева.

Про застосування металевих груп буде мова ще й далі

— в розділах V і VI.

Чи буде уживатися озон і починаючи з котрої групи, залежить від того, наскільки дешевий, а головно — безпечний плинний озон пощастить одержати. Від цього ж великою мірою залежить і вживання водневої групи, бо для неї різни¬ця між киснем і озоном найбільш відчутна.

Н2, 02, 0„ СН,„ С2Н2, НХ, ВН3 можна взяти на ракету, розу¬міється, лише в плинному вигляді, бо в газуватому вони по¬требували б посудин величезного розміру і ваги: бор треба брати у вигляді аморфного порошка, який розпорошується в камеру згоряння струменем водню чи болотяного газу або домішується до нафти перед її надходженням в камеру зго¬ряння. В„ ЗІ і Н2 можна взяти у вигляді ВН3, В2Н, і ЗІН3, а та¬кож у вигляді боро- і кременевуглеводів. Автор, на жаль, не мав змоги розшукати термохемічних даних про ці, надзви¬чайно цікаві для цього питання, сполуки. Метали можуть бути вживані в розтопленому вигляді або, як і бор, у вигляді по¬рошків.

Про коефіцієнт корисної дії ракети, тобто про від¬носну кількість теплоти, яка перетворюватиметься на живу силу випливання, тяжко скласти собі заздалегідь точне уяв¬лення. Він залежить найбільше від ступеня розширення газів у соплі ракети, тобто від співвідношення початкової і кінце¬вої пружностей. Остання ж залежить від відношення маси від- ЙМ

киду — до поперечного перекрою сопла 1, крім того,

не може бути меншою, як пружність навколишньої атмосфе¬ри. Тому коефіцієнт корисної дії ракети буде більший в ті періоди польоту, коли ракета буде вільним космічним тілом у безповітряному просторі, коли для неї будуть достатніми

• — . им . „ . .

скількиоудь мале 1 — >1 меншим у ті періоди польоти,

коли ракета перебуватиме в межах атмосфери значної густи¬ни і коли їй буде необхідне ]0 не менше від певної величини (розд. VI і VIII). При останніх умовах коефіцієнт корисної дії, ймовірно, матиме величину від 50 до 75%. Щоб підвищити корисну дію, ми повинні мати якнайбільше початкове тиснен¬ня в камері згоряння, і якнайменше кінцеве, в кінці сопла*, щоб осягнути останнього, не збільшуючи поперечного пере¬крою сопла і водночас поперечного перекрою всієї ракети та опору атмосфери. Може виявитися вигіднішою заміна одного сопла кількома, послідовно розміщеними і вистаючими під невеликим кутом до бічної поверхні ракети; задній кінець ра¬кети в такому разі можна зробити загостреним, обтічної фор¬ми. Живитися ці сопла можуть з одної або з кількох камер згоряння — як виявиться конструктивно зручнішим.

Внаслідок неповної утилізації теплоти хемічної реак¬ції дійсні значення И будуть меншими, ніж обчислені в таб¬лиці. Якби коефіцієнт корисної дії дорівнював відповідно 50 і 75%, то дійсне значення И відповідно дорівнювало б коло % і % його обчисленого значення, відповідно до чого П мало б значення П Уз і П8Л від обчислених значень.

РОЗДІЛIV

ПРОЦЕС ЗГОРЯННЯ, КОНСТРУКЦІЯ КАМЕРИ

ЗГОРЯННЯ І СОПЛА

Дуже істотним є питання про температури в камері згоряння і соплі. Якби повне з’єднання компонентів палива могло статися відразу, то в камері згоряння температура ма¬ла б піднестися до

Т = 208 @ТП, (5)

де 9 к кал/г — середня теплотворна здатність грама сполуки,

а т — середня молекулярна вага продуктів згоряння, якщо вважати їх за газуваті. При твердих або плинних продуктах температура мала б бути ще вищою. Дисоціяція молскуль, що відбувається при високих температурах, не дасть, одначе, відбутися хемічній реакції відразу повністю; при певній тем-пературі (вищій від 3000°) для всіх реакцій настане хемічна рівновага, після чого дальший їх перебіг можливий буде лише в міру того, як гази втрачатимуть тепло, розширяючись в соп¬лі. Таким чином теплова енергія реакцій реалізуватиметься спершу не адіябатичним процесом, а процесом, ближчим до ізотермічного. Адіябатичний процес настане, коли гази, роз¬ширяючись у соплі, втратять стільки тепла, що реакції мо¬жуть відбутися до кінця, не підвищуючи температури суміш, до температури значної дисоціяції її компонентів.

Для конструкції ракети ці явища мають таке значення: щоб зреалізувати ту саму кількість теплоти сполук під час по-ступового згоряння, ми повинні мати більше відношення кін¬цевого об’єму газів до початкового, тобто більших розмірів сопла. З другого боку, в камері згоряння і в початку сопла ми матимемо меншу температуру, ніж та, яка була при повному згорянні в камері. З формули (5) видно, що, поставивши собі з конструктивних міркувань певну граничну температуру в камері згоряння, ми матимемо значно повніше початкове згоряння і меншу тривалість процесу догоряння для спо¬лук з меншою молекулярною вагою. З цієї точки зору найзручнішими є групи з Н2, СНИ, С2Н2, нафтою і ЬІ, дещо менше 5і#і, ВН2 і найменш зручними чисто металеві групи ЗІ, М$, борна і особливо — алюмінієва.

Конструювати камеру згоряння і сопло прийдеться таким чином: ті поверхні, що зазнаватимуть діяння темпера¬тур вищих, ніж може витримати найбільш вогнетривкий ма- теріял, треба зробити металевими (мідними або з одного із тяжкотопних металів, як хром або ванадій) і піддати інтен¬сивному охолоджуванню іззовні плинними газами, що надхо¬дять у камеру згоряння. Перевести розрахунок цього охоло¬джування перед відповідними дослідами щодо кількости теп-ла, яке одержуватимуть поверхні камери випромінюванням і теплопровідністю горючої суміші, — неможливо. Решту по- верхень можна обличкувати зсередини вогнетривкими мате- ріялами, по змозі ізолювавши їх від зовнішньої конструкції, якій можна дати, в разі потреби, помірне охолодження. Якщо виявиться незручним або неможливим доводити темпе¬ратуру в камері згоряння і в початку сопла до тієї, при якій відбувається вже значна дисоціяція компонентів продуктів згоряння, ми можемо штучно підтримувати її на певному ви-значеному рівні, подаючи один із компонентів палива (метали або кисень) не зразу всі до камери згоряння, а тільки части¬ну, решту підводити в різних місцях сопла в міру того, як початково завдана суміш втрачає тепло.

РОЗДІЛ V

ПРОПОРЦІЙНИЙ ПАСИВ

У пасивних масах ракети, тобто в масах, що не відно¬сяться до палива д, ми можемо відрізнити дві істотно відмін¬ні частини:

1) абсолютний пасив Т, до якого відносяться люди з усім потрібним для їх життя та виконування поставленої їм операції і щасливого спуску на земну поверхню по закінченні функціонування ракети як такої.

2) пропорційний пасив Т, — маси всіх предметів, що

обслуговують функціонування ракети: а) посудини на пали¬во, б) камери згорянння, в) сопло, г) прилади і машини, що переміщують тепло до камери згоряння, і ґ) всі частини, що зв’язують предмети перших чотирьох категорій і надають міцности всій конструкції ракети. Цю частину маси ми назо- вемо “пропорційним пасивом”, бо за конструктивними закона¬ми він назагал має бути своєю масою приблизно пропорцій¬ний до маси обслуговуваного ним палива, поки це останнє не перевищує певної величини; при більших значенням д відно¬шення зростає. Вихідною точкою конструювання ра¬

кети є її наперед встановлений Т, а з ним уже узгіднюються

д і Т,; Т залишається постійним увесь час польоту; д посту¬пово витрачається, а Т, може бути змінюваний на наше ба¬жання, відповідно до щораз менших запасів палива д і ви¬трачання йМ ЙІ

Позначімо відношення = д і припустімо, що

ввесь час у нас функціонує той самий незмінний пропорцій¬ний пасив ТІ . Тоді ТІ = дд; Мк = Т+ТІ = Т+дд. Підставив¬ши це значення Мкв формулу (26), матимемо: 

тоді як при Т, = 0 ми мали б д = Т(Л — 1) Ми бачимо а форму¬ли, що, поки П \ р , ми одержимо для аначення, що ли¬ше трохи відрізняється від тих, які мали б при Т О , але, в міру збільшення Д, д зростає, перетворюючись на не¬скінченність при П , що означає теоретичну не¬

можливість побудувати ракету при подібних даних. Практич-

1

но ж можливість наступає раніше; при п= ми вже

2(П І)

1

5 (пі — 1)

одержали б подвоєння д . Для того ж, щоб маса ракети не збільшувалась значно через відсутність у ній мас //»,, і необ¬хідносте надавати їм швидкість нарівні з Т, бажано мати від¬ношення

де ЛІ— навантаженість тієї дільниці, на протязі якої незмінно функціонує той самий ТІ і по закінченні якого він може бути 

відкинений, щоб не обтяжувати ракету своєю зайвою масою, після чого і починає функціонувати другий комплекс Т, мен¬ших розмірів і меншої маси, відповідно до зменшених мас па¬лива і витрати. Обидві сторони нерівности (7) неоднаково здатні піддаватися нашим зусиллям щодо їх зміни. Величина ^ визначається ступенем технічної досконалости в побудові предметів ТІ і хоч і може бути більшою або меншою, залежно від різних умовин, але має все ж деякий твердий' мінімум, якого ми при даних наявних у нашому розпорядженні мате- ріялах і при даному розвитку будівної техніки перебороти не-спроможні. Величину ПІ ми можемо зменшувати довільно аж до 1 , ділячи траєкторію ракети на більше число ділянок з меншою ЖІ для кожної. Число ділянок і відповідно число ком¬плектів т, визначається залежно від тієї відносної величини витрачуваного палива, яку ми знайдемо за потрібне, щоб об¬слуговувати одним незмінним комплектом Т,, а саме — це число має дорівнювати ІП ^ , де ПІ — навантаженість

кожної з дільниць траєкторії. Якби ми захотіли застосувати однокомплектну систему для всього польоту, то мали б за-надто мізерну абсолютну межу для величини Теоретичний мінімум Ж, необхідний для польоту чисто ракетним способом, дорівнює, як ми побачимо далі, 22 370 м/сек: відповідні зна¬чення ПИ обчислені в припущенні 100% коефіцієнта корисної дії ракети, дано в третій колонці цифр на стор. 22.

Беручи під увагу всі убутки енергії і недосконалості, ми можемо твердити, що дійсне значення П при Ж = 22 370 м/сек буде не менше як 100, а якщо захочемо використати паливо дешевше і застосуємо частинно вуглеводневі групи, то й понад 100. Отже, при Я = 1/99 маса палива за форму¬лою (б) уже перетворювалася б у нескінченність, гірия= 1/200 подвоювалась би, тим часом 1/200д — 4евеличина дуже й

дуже тісна, точніше — зовсім неможлива для маси всього комплекту оті. Навіть якщо ми візьмемо Ж= 14460 м/сек і приймемо відповідно ПГ = 20 (стор. 22), то й то одержуємо подвоєнням д при тяжко реалізованому відношенні ті=1/40>

Тому практично найліпшою системою буде двоком- плетна для машин та приладів і трикомплектна для посудин, як субтельніших частин Т,. Якщо ми знов візьмемо П = 100, то абсолютна межа підноситься з -*/99 (при однокомплект- 

НІЙ системі) ДО Уд ПРИ ДВОКОМПЛЄКТНІЙ І ДО з 9 при три- комплектній системах.** Кількакомплстна система хоч і дає більший простір в конструюванні предметів т,позбавля єнас можливости провалу всієї справи через неможливість скон¬струювати достатньо легким Т„ все ж і не зовсім ліквідує шкідливий вплив мас ТГ на величину маси ракети: значення д за формулою (6) виходить все ж більшим від того, яке б ми мали при повній відсутності Т

Якщо ми застосуємо кількакомплекгну систему, поді¬ливши траєкторію на кілька ділянок з рівним И'; для кожної з них, то для всього польоту матимемо збільшення маси в

кразів (де к—число дільниць) порівняно з масою, що її ракета повинна була б мати при відсутності

** Щоб мати цифри, вказані Кондратюком, для дво- 1..1

комплектної системи Д = — 1 ДЛЯ трикомплектної ^ д» ,

треба пам’ятати, що автор кожній ділянці дає комплект, а кожна ділянка має те саме УУІ , отже, для однокомплетної системи маємо ІГ, для двокомплетної системи маємо Ш

УУ

і для трикомплетної Щ=-/3 . Через те, ЩО п = Е И , то

.. . т . ... ио

для двокомплетної п1 = Е~^~ ДЛЯ трикомплетної т = Є— .

Таким чином можна подати пі— многокомплетну систему через П однокомплетних систем так:

Для трикомплектної системи автор дає значення 1 — . (Прим, ред.)

3,65

Примітка. Основу ступеня цієї формули ми одержуємо, якщо до правої частини рівняння (б) додамо т + т,і потім винесемо ш; поза дужки. і

Примітка редактора першого видання. В практиці при К= оо дріб у формулі (6) набуває значення:

Можна пропонувати таку розв’язку питання про типри якій шкідливий вплив присутносте мас т,усувається май¬же цілковито. Розв’язка ця така: як і при низькокомплектній системі, конструюється декілька комплектів т,щораз мен¬шої величини; за матеріял для конструкції правлять пере¬важно алюміній, кремній, магній; частини, що вимагають особливої вогнетривкосте (внутрішня поверхня камери зго¬ряння), виготовляється з відповідних гатунків графіту, кар¬борунду, корунду. Комплекти, які своєю величиною стають зайвими внаслідок щораз меншої маси ракети, не відкида¬ються, а розбираються і переходять до камери пілота на пере-

топлення і розроблення, щоб опісля бути вжитими як хемічні компоненти палива. Така розв’язка є ідеальною, бо при ній як шкідливі маси Т, залишається тільки останній, найменший комплект, а всі попередні є компонентами палива, що тимча-сово виконують функції От;.Тому, що розбирання і дальше перетворення предметів ШІ вимагає деякого часу, при такій системі поділ траєкторії ракети на дільниці, обслуговувані незмінними комплектами Т„ вже не є довільним: перша зміна комплектів не може бути переведена раніше, як ракета осягне стан вільного супутника Землі; остання зміна не може бути переведена після того, як ракета під час повороту втратить швидкість до такої міри, що не зможе вже бути вільним су¬путником Землі. Цими двома змінами найзручніше і обмежи-тися, тим більше, що вони відповідають поділові траєкторії на три дільниці з приблизно різними і?7, для кожної. Для роз-роблення предметів Т, в безповітряному просторі і перетво¬рення їх на компоненти палива потрібні будуть деякі додат¬кові пристрої. А проте, слід докласти всіх зусиль саме для та¬кої розв’язки питання про Т„ бо вона облегшує основну труд¬ність всієї справи, зменшуючи необхідну масу ракети, що її дуже великий розмір лише і є практично трудно переборю¬ваною матеріяльною перешкодою до завоювання міжплянет- них просторів і тіл соняшної системи, що теоретично не являє будь-яких особливих труднощів.

РОЗДІЛVI

ТИПИ ТРАЄКТОРІЇ І ПОТРІБНІ РАКЕТНІ ШВИДКОСТІ

Приймемо такі означення:

•1)—дільниці траєкторії ракети, на яких вона функціо¬нує, тобто надає собі прискорення;

— “швидкість вильоту” для даного стану ракети — та швидкість, на яку треба збільшити наявну швидкість ра¬кети, щоб вона набрала руху по параболічній орбіті відносно центру Землі;

ІУЬ — “швидкість повороту” для даного стану ракети — та швидкість, що її ракета мала б, коли, продовжуючи ле¬тіти по своїй орбіті, досягла земної поверхні (рівня моря);

Ш — “повна швидкість вильоту” і “наступна швидкість повороту”, що дорівнюєШу, обчисленої для стану нерухомости 

на рівні земної поверхні, яка дорівнює , обчисленої для

стану нерухомости в нескінченному віддаленні від землі, або для ракети, що рухається по параболічній орбіті, що дорів¬нює “параболічна швидкість” =\/2дй , де К — радіюс землі,

а § прискорення сили тяжіння на землі = 11 185 м/сек;

V — швидкість ракети відносно центру Землі (а не земної поверхні) в даний момент;

г — віддаль від ракети в даний момент до центру Зем¬лі; Т=~

К

Під “польотом” ми будемо розуміти рух ракети до пев¬ної точки, безконечно віддаленої від Землі, і поворот її назад, при чому швидкості ракети біля точки призначення і біля зем¬ної поверхні мають дорівнювати нулеві. Ми будемо покищо ігнорувати опір атмосфери і присутність у просторі інших тіл, крім Землі. Отже наші висновки з цього параграфу будуть приблизно вірні лише для дільниць траєкторії поза атмосфе¬рою відчутної густини, що не наближаються до Місяця, і для траєкторії, розміри яких значні в порівнянні з радіюсом земної орбіти.

Легко побачити, що для кожного стану ракети ми ма¬тимемо: V) , :

Щ = І \УЬ = у/ І/* + гиЧ1 -4- ) (8)*

Щ = \/ ги2 -у/2 = ш /Г    

В тому випадку, коли орбіта не торкається і не пере¬тинає земної орбіти, як, наприклад, всяка кругова орбіта, на¬ше визначення величини є фіктивним. У подібних випадках під ми повинні розуміти ту швидкість, ідо її ракета мала б, якби до живої сили її руху була додана енергія, зумовлена її масою і різницею потенціялів сили земного тяжіння поміж точками її перебування в даний момент і точкою на рівні зем¬ної поверхні, незалежно від того, чи може це підсумовування енергій статися в дійсності під час руху ракети по даній її орбіті, чи ні. Нетяжко потім бачити, що має різні значення для різних віддалених від Землі точок тієї самої орбіти (якщо тільки орбіта не параболічна, для якої\^у = 0); навпаки, Шь має постійне значення для всіх точок тієї самої орбіти. Вели¬чини Щ і Шь мають для нас таке значення:

1) Щ взята для перигею (найближчої до центру Землі точки орбіти), є теоретичний мінімум ¥ (тобто обчислений лише на основі закону збереження енергії), необхідний для того, щоб ракета, яка летить по даній орбіті, набула руху по параболічній орбіті, йдучи по якій ракета може виконати пер¬шу половину “польоту” — рух до нескінченно віддаленої точ¬ки.

2) Ш є теоретичний мінімум ¥, конечний для того, щоб ракета, яка летить по даній орбіті, досягла земної по¬верхні з нульовою швидкістю і тим завершила другу половину польоту.

Щоб доказати перше положення, ми порівняємо між собою^уіі \^у2, обчислені для двох точок «ц і А2 тієї самої орбіти, в яких різниця між потенціялами сили земного тяжіння дорівнює нескінченно малій А . Якщо для дальшої з точок — точки А, — ми маємо за формулою (8).

то для ближчої точки А2 матимемо:

але

еліптичних швидкостях

Таким чином абсолютною величиною, яка нас зараз тільки й цікавить, ^у2< ^уі- Отже, ІГу має мінімум у точці перигею даної орбіти, який і є теоретичним мінімумом ракетної швидкосте, конечної для переходу на параболічну орбіту, що й треба було довести.

Щоб довести друге положення, ми порівняємо між собою №ьг і №Ь2, ЩО одержуються в двох випадках; в першо¬му ракета, рухаючись певного орбітою, набрала швидкосте И в точці а,; в другому, рухаючись тією самою орбітою з тією-- самою швидкістю, ракета мала тієї самої величини від’ємне прирощення швидкосте в дутій точці я2, при чому різниця потенціялів сили земного тяжіння поміж точками А, і АГ дорів¬нює нескінченно малій А . Якщо в першому випадку ми за формулою (8) будемо мати . —^

ІМУ Щ «Я + то2(1— ~— ),

то в другому матимемо

Г(~\/ У2 2А И)2 + то2(1 — —і— ) — 2А але

Ііт (И^ ) а О — н)2 + то2 (1 — —=г—) — аи:

Таким чином Шь2< \^Ьі , отже ми матимемо там меншу №ь , чим ближче до Землі будуть знаходитися точки, в яких ракета надає собі сповільнення. Мінімум ми мати¬мемо, надаючи ракеті від’ємних прирощень швидкосте на рівні земної поверхні. Щоб ракета завершила політ, ми по¬винні погасити на рівні земної поверхні всю швидкість, що її ракета матиме і що буде дорівнювати даної орбіти, що й треба було довести.

Обидва попередні положення можна пояснити так:

Певна витрата наснаги ракети дає їй-певне додатне або від’ємне прирощення швидкости незалежно під стану спо¬кою або руху самої ракети, але тому, що енергія ракети від¬носно Землі — її жива сила — пропорційна до квадрату її швидкости відносно Землі ж таки, то деяке дане прирощення швидкости є більше додатнім чи від’ємним прирощенням жи¬вої сили, тоді, коли воно відбувається при'більшій початко¬вій швидкості ракети; наприклад, прирощення швидкости, що дорівнює 4, прикладене до швидкости, що дорівнює 2, являє собою прирощення ЖИВОЇ СИЛИ 2 2 _

2

тоді як те саме прирощення сили, що дорівнює 4, прикладене до швидкости, що дорівнює 20, являє собою прирощення жи¬

242 — 202 = 88,

2

Таким чином, з точки зору енергії ракети відносно Зем¬лі, реакція виділення діє на ракету тим сильніше, чим більша швидкість самої ракети. Але швидкість ракети, яка вільно ру¬хається, буде найбільшою в точці найбільшого наближення її до Землі, отже, і діяння реакції в цій точці буде найбільш вигідним як у тих випадках, коли треба надати ракеті до¬статньої енергії для вильоту з Землі, так і в тих, коли треба позбавити її енергії для спуску на Землю.

Отже, ми бачимо, що ¥ може досягнути мінімального значення 2Ю лише при тій обов’язковій умові (але ще недо¬статній), щоб усі прискорення та сповільнення відбувалися на рівні земної поверхні: а що це річ неможлива, ¥ буде там меншою, чим ближче до рівня земної поверхні будуть розмі¬щені //. Значить, близькість до земної поверхні всіх дільниць власного прискорення ракети І] є першою вимогою, яку ми мусимо ставити до траєкторії ракети, щоб уникнути зайвого зростання необхідної ракетної швидкости — ¥. Різницю ¥—2 ми назовемо “перевитратою ракетної швидкости” і позначимо через Л. Під Лі — “перевитратою даної дільниці” -— будемо розуміти ту частину всієї перевитрати Лі, яка стала неми¬нучим наслідком умовин проходження ракетою даної дільни¬ці її траєкторії. В загальному випадку

(9) 

де V„ У2, Г„ Т2 —дані відповідно для початку і кінця дільниці І. Горішній знак слід брати при “еліптичних” швидкостях ра¬

кети

для першої половини “польоту”; в усіх інших випадках треба брати долішній знак. Якщо різниця потенціялів сили земного тяжіння в кінцях даної дільниці дорівнює нескінченно малій А , то при польоті без опору середовища матимемо:

(10)

Горішній знак слід брати при еліптичних швидкостях, доліш¬ній — при гіперболічних. Параболічна траєкторія сама со¬бою перевитрати не дає, бо при ній завжди

Індекс при літері Л означатиме той фізичний фактор, наслід¬ком якого сталася перевитрата. Наприклад, у формулі (10) ми маємо ЛЩ: перевитрата є наслідком прискорення сили тяжіння; індекс 5 означатиме підсумок впливів усіх факторів; с — вплив опору атмосфери з двома підрозділами СК і СЬ, про які мова буде в розд. VIII. Згідно з викладеним, з усіх форм тра¬єкторій обов’язково дають Л ті, у які входять як елементи ■—■ елементи вільних орбіт, що не торкаються і не перетинають земної поверхні, бо при наявності в траєкторії подібного еле¬менту “перша вимого” (див. вище) є явно невикональною. Найбільший Л дає присутність у траєкторії елементу кругової орбіти певного кінцевого радіюса.

Другою вимогою, що її ми повинні ставити до траєк¬торії ракети, щоб осягнути якнайменше Л, є якнайменший кут Р поміж напрямами сили реакції і дотичної до траєкторії. Абсолютне значення V змінюється залежно не від усього власного прискорення ракети /о, а лише від його тангенціяль- ного складника, що дорівнює )0 соя 0 ; отже, ми одержуємо

Лі0 = \Уі (1 —С05 0).

Траєкторію всього польоту ми поділимо умовно на три дільниці.

1) ТУ — “траєкторія відльоту” — дільниця траєкторії, що починається на земній поверхні і закінчується в певній без¬конечно віддаленій точці;

2) ТС — “зв’язана траєкторія” — дільниця траєкторії, 

що починається в кінці ТУ і закінчується в певній, безконечно віддаленій точці;

3) ТЬ — “траєкторія повороту” — дільниця, що почи- наєсься в кінці ТС і закінчується в точці на земній поверхні. Відповідно до вказаних означень приймемо і означення ЩЛ, їТсЬ , Ш'ЬОЗ.

Означимо:

В — кут поміж траєкторією в даній точці і площи¬ною обрію;

р — кут поміж напрямом власного прискорення /о і траєкторією в даній її точці;

\= В + Р — кут поміж напрямом /о і площиною обрію. Кути В і Р вважаються додатніми, коли до-тична до траєкторії скерована вгору від пло¬щини обрію, а /О скероване вгору від дотичної до траєкторії.

Сенс нашого поділу траєкторії такий: у нескінченному віддаленні від Землі сила земного тяжіння мізерна, а опір зем¬ної атмосфери відсутній. Внаслідок цього ТС, оскільки вона знаходиться в нескінченному віддаленні від Землі, може мати довільну форму і при всякій формі її може бути перейдена ракетою із скільки-будь малими /о, V і ЖСЬ. Практично до ТС можна прирівняти ділянку траєкторії, що саме знаходиться від Землі на віддалі кількох десятків земних діяметрів. ЖСЬ на практиці визначається у великій мірі кількістю часу, яку ми вважаємо за вигідну призначити для проходження ТС. Навпаки, ТУ і ТЬ знаходяться своїми частинами в межах сфе¬ри сильного тяжіння і почасти в межах опірного середовища — атмосфери; тому та чи інша величина ЇГ, а значить і Л ціл¬ком залежить від тієї геометричної форми і тих швидкостей, які ми виберемо для ТУ і ТС в дальшому. Тому, розбираючи різні типи траєкторій, ми матимемо на увазі з них лише ділян¬ки ТУ і ТЬ, залишаючи осторонь відносно для нас неважливу ТС. Тому, що при відсутності опору середовища тотожні фор-мою і абсолютною величиною швидкостей у відповідних точ¬ках ТУ і ТЬ вимагають для свого виконання рівних прискорень у відповідних точках, то й ¥У і ІУЬОз для цих ТУ і ТЬ будуть між собою рівні. Тим то наведені нижче обчислення стосу¬ються однаково до ТУ і ТЬ, оскільки вони лежать поза межа¬ми атмосфери відчутної густини.

Нетяжко побачити неможливість побудови такої тра¬єкторії, яка одночасно цілком відповідала б обом зазначеним вище вимогам (стор. 36 і 37), щоб осягнути найменшу пере¬

витрату швидкости Л. Типом траєкторії, що цілком відповідає “другій вимозі”, є “радіяльний”, ТУ і ТЬ якого являють собою продовження земних радіюсів. Згідно з “першою вимогою”, в радіяльній траєкторії ми повинні по змозі скоротити //, на¬даючи ракеті /о якнайбільшої величини, починаючи від точки виходу і безперервно до тієї точки, де ракета матиме вже параболічну швидкість V = та-у/ _і_ ; при повороті з відповід¬

ної точки має починатися /о — “власне сповільнення” раке¬ти. Припустімо для спрощення, що прискорення сили ваги на всьому протязі //' таке саме, як і на земній поверхні £. Означимо: ;о +ур =/ {± =

де ]О — власне прискорення, а Р — сповільнення, спричиню¬ване силою опору атмосфери, і ] — векторіяльна сума їх (в даному разі при радіяльній траєкторії вона дорівнює альґеб- ричній різниці), яку ми будемо називати “механічним приско¬ренням”, відповідно до чого у — коефіцієнт переваги ме¬

ханічного прискорення над прискоренням сили ваги. При по¬дібних допущеннях і означеннях матимемо з формули (9):

(12)*)

*) Формула (12) з формули (9) виходить так: Припускаючи ) = )0 + )р і £=£0 , можна написати

ЛУ ■ УЛУ

—=/_^або—

Тому, що V = ^ , маємо = }ЙТ~^ЙТ.

Інтегруючи при початкових умовах У = 0 і Г = К, маємо V-

— =/Г-/7? + £/?-£Г,

але тому, що ТУГ = 2%К,

то, замінюючи V через ІУ, матимемо:

звідси /V — ;К — Р'Г = 0;

Але тому, що Щ =У^’

то, замінюючи тут Г через К маємо

і » 1

л*=г2гЬ-

Ці значення, дещо більші за дійсні при кінцевих значеннях /' , ми й приймемо за приблизні значення перевитрати від діяння сили ваги при радіяльній траєкторії польоту ракети, прийма¬ючи 7>5 (для менших значень / радіяльна траєкторія зовсім непридатна).

Типом траєкторії, що відповідає “першій вимозі”, є “тангенціяльний” (фіг. 1): від точки виходу 0 до точки Ь ракета летить рівнобіжно з земною поверхнею по дузі вели¬кого кола, поземий рух ракети досягається напрямом /о під таким кутом р до обрію і траєкторії, щоб сила ліуїї \ш р зрівноважувала собою зайвину сили ваги ракети над її відо- середньою силою; до точки ^ кут Р має бути додатній, а

Фіг. 1. Типи траєкторій. Грубими лініями показана ТУ, точ- кованими — дільниці вільного польоту еліптичними й пара-болічними орбітами.

відосередня сила вже перевищуватиме силу ваги. Рух по колі триває доти, аж поки необхідний для його підтримування кут із , який щораз збільшується (за абсолютною величиною) із зростом швидкосте та відосередньої сили, не досягне такої ве-личини, що Л(3 [формула (II)] стане відчутно шкідливою частиною перевитрати. По досягненні кутом /з (відповідно до швидкосте )такого значення ракета рухається якийсь час при постійному Р, вже віддаляючись від земної поверхні з щораз більшим кутом 0 . Коли в точці ЬГ стає практично шкідливою величиною і Л# внаслідок зростаючої різниці по- тенціялів сили ваги поміж точкою знаходження ракети в да¬ний момент і перигеєм тієї орбіти, по якій ракета набула б руху, якби /о було припинене (про вплив цієї різниці на ¥У (див. стор. 34), функціонування ракети припиняється, і від точки ЬІ до точки Ь2 ракета вільно рухається по еліптичній орбіті. В точці ЬГ, симетричній точці 62 (відносно великої осі еліпсу), ІОЗНОВ ВІДНОВЛЮЄТЬСЯ при (3< 0 , щоб /) перейшов якнайближче до Землі, і продовжується до точки с;, що від¬повідає тій же умові, що й точка Ь,; за точкою С, знову йде вільна еліптична орбіта С, — с2, потім знову розміщений по¬близу земної орбіти // = с3 — с, і т. д., поки ми по проходженні останнього //' не матимемо потрібних параболічних швидко- сти і орбіти. При тангенціяльній траєкторії ЛДІІ , що буде одержуватися після проходження ракетою точки <1,, теоре¬тично може бути зроблений скільки-будь малим через до¬статнє зближення МІЖ собою ТОЧОК <1 І Ь„ Ь І Ь„ І>2 І С„ СіІ СІ і т. д., при чому лише буде збільшуватися число проміжних еліпсів і тривалість польоту. Цією частиною ЛдО , як залеж¬ною у значній мірі від нашої волі, ми будемо покищо нехтува¬ти; навпаки, Л Р , що одержується до точки (І,, має повний теоретичний мінімум, ЩО дорівнює приблизно (при І » 1

(13)

Це приблизне значення ми й приймаємо для даль¬шого. Крім меншої більше як у 3 У рази перевитрати, тан- генціяльна траєкторія має ще й ту велику перевагу, що, ви¬силаючи і повертаючи ракету в екваторіяльній площині із за¬ходу на схід, ми, внаслідок обертання Землі довкола своєї осі, осягаємо для всього польоту економію ракетної швид¬косте Ж, що дорівнює подвоєній швидкості руху земної по¬верхні: 2 11 = 920 м/сек.

Крім трудносте потрібного при тангенціяльній траєк¬торії точного керування, вона має ще одну недостачу, яка робить застосування її в чистому вигляді при відправленні не¬можливою Т-У тангенцільного типу вимагають точки відправ¬лення поза атмосферою відчутної густини, бо інакше, вна¬слідок великої довжини дільниць, розміщених на рівні точки виходу і дещо вищим від неї, неймовірно зріс би Лс, у багато разів перевищивши собою економію Ж, що постає від меншої при тангеніяльній траєкторії перевитрати Л§ і від утиліза¬ції швидкосте обертання земної поверхні. Тому практично найвигіднішим типом Т буде не тангенціяльний, а певний ком- промісовий, що починається дугою спіралі, приблизно показа¬ний на обкладинці. Кут В для цієї спіралі має бути тим мен¬ший, чим меншою буде можлива величина /о (і тому чим більше для нас матиме значення ЛДР ) і чим меншим буде сповільнення ]Р, спричинюване опором атмосфери. Для цього середнього типу траєкторія Лдр матиме значення, середнє між

IV —у= — І

2] -16/2

В дальшому ми будемо вважати, що при В< 30° і при , якщо ракета не користується авіяційними кри¬лами, або при /> і , якщо ракета нами користується,

(14)

при обов’язковій умові застосування підтримувальних повер- хень авіяційного типу, якщо тільки буде 7<2 . Щодо ТЬ тангенціяльного типу, то ЇЇ застосовувати можна в майже чистому вигляді, і вона може дати дуже велику економію ЖЬОЗ завдяки корисному для нас під час повороту опорові атмосфери, який допомагатиме гасити швидкість повороту ракети. Про це мова буде далі — в розд. IX.

РОЗДІЛVII

МАКСИМУМ ПРИСКОРЕННЯ

З формул (12), (13), (14) ми бачимо, що Л, а значить і Ж і П зменшуються із збільшенням ] І І ; отже, нам важли¬во вияснити, яким є максимальне механічне прискорення /. що його ми можемо надати ракеті. Механічне прискорення — це прискорення, спричинюване рівнодійною сил, що діють лише на зовнішні частини ракети, яке й буде відчуватися все¬редині ракети, тоді як прискорення сили тяжіння, прикладене однаково до всіх частин маси ракети, всередині її виявлятися не буде. Величині / границю можуть визначити чотири фак-тори: 1) пристосованість і міцність конструкції ракети; 2) витривалість організму пілота; 3) опір атмосфери, що зро¬стає разом із збільшенням швидкосте і може зробити вигід¬нішим застосування меншого ] до проходження верств ат¬мосфери значної густини, не зважаючи на формули (12), (13) і (14); 4) конструктивні труднощі в побудові достатньо лег¬ких і портативних предметів пропорційного пасиву (баки, помпи, форсунки тощо), які мали б достатню продуктивність, щоб надавати ракеті більшого прискорення. Третій фактор може мати істотне значення лише для розмірно невеликої дільниці поблизу земної поверхні — про нього буде мова в розд. VIII. Міцність ракети залежить від того, якою міцною ми захочемо її побудувати. Тому факторами, які можуть по¬ставити горішню границю / для більшої частини ТУ, є витри¬валість людського організму, яка найменше здібна піддава¬тися нашим зусиллям щодо її підвищення, і розміри предме¬тів ТПІ, які ми не можемо зробити легшими й портативнішими понад певну границю, що її визначає сучасна машинобудівна техніка.

Занадто велике / може бути шкідливим і навіть смер¬тельним для пілота тому, що всі рідини живого організму і насамперед кров звертаються до тих частин тіла, які розмі¬щені супроти напряму позірної ваги, твореної прискоренням /. Якби, наприклад, людині заввишки 200 см надали на досить довгий час прискорення ] = 10& в напрямі вздовж її тіла від п’ят до голови, в тисненні крови на підошвах і тімені поста¬ла б різниця коло у = Неімовірно, цілком достатня на те, щоб голова зовсім знекровилась, а на ногах потріскалися б крово¬носні судини, якщо тільки проти цих явищ не вжити спеціяль- них заходів. Першою умовою для того, щоб організм якнай¬легше переносив механічне прискорення /, є по змозі менша висота стовпа крови в напрямі його, тобто позема позиція тіла у відношенні до уявної вертикалі, що збігається з напря¬мом ]. Набрякові долішніх (тобто тих, що лежать проти на¬пряму / частин тіла і відпливу крови від горішніх можна пе¬решкодити, протиставивши внутрішній різниці тиснень кро¬ви таку саму різницю зовнішніх тиснень збоку рідини, одна¬кової з кров’ю питомої ваги, в яку тіло має бути занурене. Інакше можна перешкодити пересуненню мас крови, вмістив¬ши оголене тіло в гладку, тверду форму, що щільно всюди його облягає. І той і другий спосіб, однаково радикально ря¬туючи від набряків ( в разі застосування великого приско¬рення) зовнішні поверхні тіла, не можна застосовувати до внутрішньої поверхні легень. А проте, саме на внутрішній поверхні легень найбільш тендітні кровоносні судини підхо¬дять упритул до повітряних проміжків, не відділені від них ніякою скільки-будь міцною тканиною. Тому, що абсолютна густина повітря, яке виповнює легені, незначна супроти густи¬ни крови, різниця тиснень поміж горішньою і долішньою по¬верхнями легень, що дорівнює ЙЩ, де А — абсолютна густина крови, а Н — висота легень у напрямі нічим іззовні, тобто з простору легеневих міхурців, зрівноважена не буде. Якщо ця різниця переступить границю опірности капілярних судин і тканини легеневих міхурців, то виникне спершу набряк, а потім крововилив з долішньої поверхні легень. Грудна порож¬нина становить своєю будовою і ще одну особливу перешко¬ду для розвитку великого прискорення: в ній містяться по-руч органи значно відмінної питомої ваги — серце і легені. Під час надавання тілу прискорення важче серце в грудній клітці переміщуватиметься в протилежну сторону, що при певній інтенсивності цього явища може негативно позначи¬тися на діяльності серця і на сусідній лівій легені, яка зазна-

ватиме деформації. Таким чином границя допускального для людського організму прискорення гбуде поставлена опірністю проти набряку внутрішньої поверхні легень і опірністю проти зміщення прикріплення серця. Тим, у котру сторону серце краще зноситиме напруження — вперед і назад — визна¬читься, чи бути людині грудьми або спиною до напряму при¬скорення. Витривалість легень можна великою мірою під¬нести, обертаючи тулуб людини довкола його повздовжньої осі, яка буде перепендикулярна до напряму прискорення. При такому обертанні ми, мабуть, досягнули б того, що кров не встигала б приливати до жадної з частин легень, бо всі вони по черзі мінялися б своїми позиціями супроти напряму позір-ної ваги. При такому обертанні тіла серце зазнавало б, одна¬че, вже не однобічного постійного зміщення, а колового, що невідомо як відбивалося б на ньому і на сусідній лівій легені. Всебічне ґрунтовне вивчення витривалости людського орга¬нізму у відношенні до / цілком можливо перевести на великій відцентровій машині, найзручнішою і найдешевшою формою якої для даного випадку була б подоба “гігантських кроків” з двома линвами, на одній з яких містилася б дослідна камера для пілота, а на другій — противага. Деякі вказівки на вели¬чину допускального / ми можемо зачерпнути з досвіду гой¬дання на “гігантських кроках” і дослідів сучасної авіяції. На “гігантських кроках” прискорення досягає незрідка значення 7=2 і буває до того ж досить тривалим. Летуни ж під час фігурних польотів витримують короткочасні прискорен¬ня до /= 8 >а досить тривалі — до / = 2. І в тому, і в дру¬

гому випадку жадних помітно шкідливих наслідків не виявля¬ється ). Беручи під увагу, що під час гойдання на “гігант-ських кроках ”і під час польотів на літаку постава людського тіла відносно напряму / буває повздовжня, тобто якраз най¬більш невигідна, бо розміри легень у напрямі від плечей до миски є найбільшими, ми маємо підстави припускати, що в сприятливих умовинах, а саме — передусім при поперечній по¬ставі тіла, людина змогла б перенести протягом 3 хвилин (більше й не потрібно) без особливої шкоди для себе / = 5 . Коли ж виявиться можливим застосувати обертання тіла дов¬коло його повздовжньої осі, то величина допускального / перевищить, можливо, і 10. Відповідні до значення Т=5 значення Л^/з будуть: для радіяльної траєкторії Лу/з яв0,111Ш і для тангенціяльної Лд0,007 ш. Значенню Лд/з = оди ш при 2Ш; И = 5, яке то співвідношення ми й будемо приблизно мати в дійсності, відповідає збільшенню П в 1,87 раза. Щодо конструктивних можливостей у побудові предметів пропор¬ційного пасиву достатньо портативними при великій продук¬тивності і для осягнення відповідно великого /я, то питання це до відповідних технічних досліджень доводиться залишати відкритим. Імовірно, саме цей конструктивний фактор і по¬ставить практично горішню границю для /о.

РОЗДІЛ VIII

ДІЯННЯ АТМОСФЕРИ НА РАКЕТУ ПІД ЧАС її ВИПУСКУ

Під час випуску важливим чинником перевитрати ра¬кетної швидкости Л буде опір атмосфери, який, поперше, сам собою обнизить дійсне прискорення ] ракети супроти центру Землі

(7 = /о + £ + /р =] + &)

і тим буде зменшувати V і, подруге, змусить нас надати кутові значення більше від нуля, щоб уникнути занадто великої швидкости в межах атмосфери значної густини і, відповідно, щоб уникнути занадто великого Лс. Збільшення ж В по-тягне за собою, згідно з формулою (14) і збільшення ЛДР ■ Крім того, ми можемо бути змушені на певній ділянці на по¬чатку ТУ зменшити / та V, щоб уникнути катастрофічного пе¬регріву ракети.

Явище опору середовища і нагрівання рухомих повер- хень теоретично вивчені дуже мало, а дослідного матеріялу для швидкостей, що визначаються кілометрами на секунду, немає або майже немає. Тим то все, що ми можемо знати за¬здалегідь про вказані явища, це приблизна їх величина, ви¬значена на підставі спрощених законів залежности опору і нагрівання рухомих поверхень від їх форм, кута нахилу та швидкости руху і від густини, хемічного складу та темпера¬тури середовища. Про точне обчислення цих явищ тепер не може бути й мови, бо вони обчисленню не піддаються навіть і для швидкостей, при яких можна нехтувати зміною густини середовища поблизу рухомого тіла. За основу наших об¬числень візьмемо приблизно вірну формулу:

(? = 5КУ\Ь10-Ш, (15)

де (3 — сила опору в кг; 5 — площа поперечного перекрою тіла в Т.2; К — коефіцієнт пропорційносте, що дорівнює К = 0,25 за експериментальними даними для швидкостей, близь¬ких до швидкосте звуку, при яких він має максимум; V, — швидкість тіла відносно повітря в см/сек; с — коефіцієнт, що залежить від форми тіла і дорівнює одиниці для нормаль-

• Рк ■

но поставленої площини, і д = — — відношення густини ат-

ро

мосфери в точці знаходження ракети в даний момент до- гу¬стини її на рівні моря.

Тому, що на протязі всієї цієї праці нам було зручніше оперувати з прискореннями, ніж з силами, що їх викликають, то й в даному випадку ми перейдемо від опору-атмосфери до спричинюваного ним сповільнення руху ракети, який ми по¬значимо через ур . Виразивши дві величини в абсолютних одиницях, підставивши К = 0,25 і вівши замість 5 поперечне навантаження ракети Р, ми з формули (15) матимемо:

Ір = 2,5. 1СГ3у V2 д = Кі V} А, (16)

де Кі = 2,5 1СГ3 /р = (СМ/СЕК2)-. Р = (\) см2)-,

Кі = (СМ/СЕК).

Примітка. В нашому випадку, нехтуючи вітром = V -'II, де II — швидкість обертання земної поверхні.

Як в опорі повітря, так і в нагріванні рухомої поверхні можна відрізнити дві істотно різні частини, що є наслідком різних чинників: 1) опору та нагрівання, зумовлених натиском середовища на поверхні, похилих до їх траєкторії, і 2) опору та нагрівання, зумовлених в’язкістю середовища, що ковза¬ється вздовж рухомих поверхень. Перші два явища є наслід¬ками адіябатичного стиснення повітря перед зверненими впе¬ред поверхнями тіла і адіябатичного розширення повітря за зверненими назад поверхнями. Другі два явища є наслідками внутрішнього тертя в середовищі, що ковзається вздовж по¬верхні тіла. Для перших двох явищ вживатимемо означення СІЇ і НК, для других — СЬ і КЬ. Формула (16) стосується спе- ціяльно до СК, яке назагал пропорційне до квадрату швидко¬сте і першого ступеня густини, тоді як СЬ у тих верствах ат¬мосфери, де середній вільний шлях молекуль мізерний супроти розмірів рухомого тіла, пропорційно полуторному ступеневі швидкосте руху тіла і квадратному кореневі з густини сере¬довища. А що для тіл, які не мають особливо видовженої форми ), при швидкостях кілька метрів на секунду і в ат¬мосфері рівня моря, за дослідними даними, СК виявилось біль¬шим, ніж СЬ, то при швидкостях у сотні її тисячі метрів на секунду, які ракета матиме ще в долішніх верствах атмосфе¬ри, менше залежне від швидкости СЬ стає мізерним супроти СК

сЬ —1 -2

(на початку шляху відношення ^ = 2РК буде хутко

спадати). На висотах у декілька десятків кілометрів <-/>, мен¬ше залежне від густини повітря, ніж СК, може й стане відносно значною величиною, але на таких висотах внаслідок зовсім малої густини повітря і СК і СЬ будуть уже мізерні своєю аб¬солютною величиною, не зважаючи навіть на щораз більшу швидкість. Тому головною частиною загального опору Сл = СК + СЬ є СК на протязі перших 30-40 км над рівнем моря. Щоб скласти собі загальне приблизне уявлення про С і /р, ми зай¬мемося теоретичним дослідженням одного лише СК.

Основною умовою будь-яких впливів атмосфери є її густина. Якщо вважати прискорення сили ваги, хемічний склад атмосфери та її температуру однаковими на всіх ви¬сотах, то густина її буде убуваючою показовою функцією від висоти, яку ми можемо досить точно в зручній для приблизних обчислень формі виразити так: ь

РЬ = Ро2~1 (17)

Примітка. Вважаючи температуру за постійну І=50°,яка й спостерігається на висотах від 10 км і вище.

Про склад атмосфери на великих висотах емпіричних точних даних нема, але, згідно з наявними даними, темпера-тура і пружність повітря з піднесенням угору не відповідає адіябатичному законові, а саме: спадають повільніше, як слід було б згідно з цим законом. Цей факт дає вказівку на те, що в атмосфері є межа, понад яку не можуть проникнути висхідні та низхідні течії повітря, що її перемішують. Над цією горішньою межею атмосфери постійного відсоткового складу парціяльні густини всіх газів з дальшим рухом угору мають спадати вже не разом, а для кожного газу залежно від його молекулярної ваги. При цьому відсотковий вміст, а за найновішими дослідами — і абсолютна парціяльна густина на певних висотах найлегшого із помітних складників атмосфе¬ри — гелію мають підвищуватися майже на кожні 5 км ви¬соти. Цей фактор при випуску ракети для нас сприятливий, якщо робити його з допомогою крил, і несприятливий, якщо крилами довший час користуватися не будемо. В першому ви-падку ця густина дала крилам опертя (питання ж про пере¬грів поверхень може стояти гостро лише щодо азото-кисне- вої атмосфери, про що мова буде далі), а в другому дала б лише зайвий опір рухові ракети, що вже розвинула значну швидкість. Однак, цей опір не можна порівнювати величиною з опором долішніх густих азото-кисневих верств атмосфери.

Примітка редактора 1-го вид. Формулу (17) звичайно

пишуть Н_

РЬ=е 7.2 = ю 16.5 Ро е

де А — висота в кілометрах над рівнем моря, а РО — густина атмосфери на рівні моря.

Щоб скласти загальне уявлення про перебіг змін /р при випуску, припустимо: 0/ = сотіі у = соті,

тоді = 2.10; УГ см/сек; І см/сек2; Н км.

Відношення ЕЬ = А нам дано в формулі (17). Під- Р° 2

ставивши з попередньої формули вираз для У ^ , і з фор¬мули (17) значення д в формулу (16), матимемо:

1 —Ь~

Ір = р(Н) = к12.іо5А/ 2 5= (після підставлення

= Г 500Р4^=«2'5 (18)

де ^= 500РшГех

Ця функція і буде характеризувати /р за висотою над рівнем моря, якщо вважати, що точка виходу знаходиться на рівні моря. Графічно вона зображена при К2 = Ю на фіг. 2; зростаючи від О при Н = 0, ІР прибирає максимальні значення

при 9 УК>6 і потім убуває, стаючи своїм характером

__ К_

схожою з функцією 2 5 . Проінтегрувавши Р(К), ми мати¬

мемо величину від’ємної роботи атмосфери над ракетою в дін-кілометрах на 1 г маси ракети:

к к

^Р(к) йк=К* [(Й? ~~їЬ2~~5(к+І)]’

О

оо

£р(к) ак = К2 50К2 (105 ерг. г->).

О

Примітка. Кут 0і відповідно до швидкости V, є кут поміж швидкістю V, і площиною обрію; при випуску в напрямі вгору і на схід «і >о (Прим, автора).

Замінивши в Р(К) множник К через К-К„, і беручи КО+К

І Р(К) ЙК . ідо відповідало б перенесенню точки випуску К° ^

на К км вгору від рівня моря, ми матимемо значення в 2-^ разів менше, отже, від’ємна робота атмосфери, а разом з нею ЛСН пропорційні до густини атмосфери в точці випуску. Цей закон дійсний для всіх траєкторій, що тотожні формою та швидкостями і відмінні лише висотою точки випуску ра-

3 цієї (і тільки з цієї )точки зору має значення висота точки випуску. Для Величини ж ІГу висота ця у можливих для нас межах її зміни має порівняно зовсім мале значення; так, на- 

приклад, перенесення точки випуску на 10 км угору зменшує ЇЇ'У всього лише приблизно на 35 м/сек.

Щоб знайти величину Лсн, ми повинні проінтеґрува- ти ]рза часом. Підставившив формулу (16) їїзамість V,, виразивши д через К, а К своєю чергою через І і 70, як

1 ■ 7 ■

И = 10 . 5іпе , матимемо:

Ір = Р(() = 2,5.10 3 2 — 1 ^ /І*хги ®і =

= Ка 122_10 в1> 0^)

де к3=2,5- 10

Приймімо тимчасово довільні дані, зручні для обчислен¬ня: 7 = 5000 см/сек і в1=90°. Тоді

ір = 62 500 ± І22~ О,ОО5І2= КІІ22~~°’005(2, (2°)

де К4 = 62500 ^ . Функція ]Р = Р(І) при КІ = У3 графічно зо¬бражена на фіг. 3.

Значення Р(І)АІ за формулою (20) (або, інакше,

Лснпри /=5000 см/сек2 і при япві =і) ) дорівнює

коло 2000 К4. Нетяжко бачити, що Лснмає бути пропорційне

І2І 5ЇП 20х . Отже, ДЛЯ всяких значень ]і в

ми матимемо:

З

лсн =2000К, V /:5000 . зіп 20а = 1.75х (21)

ХІОв “■ / 2 5ІІ1 2 0!=^ 5ІП 2 0](

1

де 2 = 1,75.10° 2 = Лсн при 0!=9О°.

Найвигіднішим кутом 0, є такий кут, при якому

Л§р с =Л§р +Лс = тіп,

Примітка. ЛА — перевитрату ракетної швидкости, іцо залежить від зворотної дії підтримувальних повсрхень, похилених під кутом А до траєкторії, ми сюди не включаємо, бо вона від кута 0г майже не залежить.

Ми візьмемо для спрощення 0 = 0і, тобто знехтуємо обертання Землі довкола її осі. Тоді кут 0, має відповідати рівнянню:

(23)

Тому, що в дійсності ми не зобов’язані давати 0г = СОПЗІ на протязі всього //, але, з другого боку, не можемо й змінювати його різко, особливо при великих швидкостях; то¬му, що це вимагало б великого кута Р і великого Лр, ЙІП 0! ОРІІТ за формою (23) має бути лише середньою величиною для ділянки //, що знаходиться в межах атмосфери значної густини. На початку цієї ділянки вигідніше взяти 0і > 0і ОРІІТ, а потім, поступово зменшуючи, перейти на 0, 0г ОРІІТ, оскільки цього зменшення можна осягнути спільною дією сили ваги і невеликим відхиленням осі ракети від тра¬єкторії (щоб не було великого Л, треба, щоб р *£ 5—10°). Щоб легше проникати крізь атмосферу і мати якнайменше Лс, ракета має бути подовгастої і загостреної форми, в напрямі повздовжньої осі, якої тільки й може бути встановлене сопло. Отже, на тій ділянці ТУ, на якій Лс може досягти значних величин, а саме — починаючи з точки, в якій швидкість ракети V, досягне значення кількох сот м/сек, і закінчуючи висотою коло 60 км, поздовжня вісь ракети, а разом з нею і вісь сопла

та напрям реакції, щоб уникнути занадто великого опору ат¬мосфери, мають збігатися з напрямом траєкторії. Тим то нормальний до траєкторії складник реактивної сили, що до¬рівнює І„М8Іпр і кут (3 мають бути близькі до нуля; при цій умові, якщо тільки на ракету не впливатиме будь-яка інша нормальна сила, траєкторія буде викривлятися під впливом нормального складника сил ваги, що дорівнює М$ соз 0,

при чому радіюс кривини дорівнюватиме Р=—■ При

90°, це викривлення траєкторії могло б призвести ракету до швидкостях ¥ = 2000 м/сек і при 0 , не занадто близькому до зворотного падіння на Землю раніше, ніж вона встигла б вибратися у верстви атмосфери зовсім малої густини, де мож¬на давати кутові /З довільне значення, не створюючи вели¬кого опору атмосфери. Силою, що протидіє нормальному складникові сили ваги, може бути тиснення повітря на під- тримувальні поверхні, якими ми повинні забезпечити ракету. Це мають бути поверхні із сталі, вкритої тепловою ізоляцією (алюміній, мабуть, не придасться як занадто легкотопний), витягнені вздовж тіла ракети і з такою площею, щоб наван¬таження їх дорівнювалось приблизно 200 кг/м2.

При швидкостях, починаючи від £/ = 100 м/сек, досить

буде невеликого кута атаки ($ІПА< ^ , щоб розвивана

підтримувальними поверхнями підіймальна сила зрівноважила нормальний складник сили ваги і тим не давала траєкторії ракети викривлятися вниз більше, як ми цього побажаємо. Зворотна дія поверхень буде при цьому також відносно невеликою, а саме -М%СО$ Р А ■ Вона буде зменшувати по¬ступне прискорення ракети на величину

„ ісов 0 .„,.

£со8 0і§а=-— (24)

]сЩи

при чому в міру збільшення швидкости кут А можна буде зменшувати (до входу ракети в розріджені верстви). Рахую¬чи А = СОПИ і §іп 0«1(ЛА може мати істотне значення тільки при малих нахилах траєкторії, тобто при тривалому

польоті в атмосфері), ми матимемо приблизно

Ла = -¥=г ІЦГ* (24а)

зі С08 0

при умові, що (позірна) вага ракети паралізувалась увесь час тільки діянням підтримувальних поверхень. Підтримуплльні поверхні побажані для початкового розвинення шнидкости, якщо ми маємо 2<)о< 3 , необхідними, при ]<><2 , бо при ІО = 2 навіть для чисто тангенціяльного польоту Лчста¬новить коло 600 м/сек, а при /о= 1Лчперетвориласі. би у нескінченність, якби ми вазі ракети протиставили тільки ре-активну силу. А проте, дуже можливо, що виявиться кон¬структивно тяжким дати початкове значення 2 ; отже,

в такому випадку тривале застосування крил конечне. Спри¬ятливою обставиною для нас у даному разі є те, що відно¬

Ш Мйі

повідно зростаюче /о . Так, наприклад, в момент, коли ракета розвине швидкість Г = 5000 м/сек (V, ^ 4500 м/сек),

£

прискорення позірної ваги її спаде у — рази, а маса приблиз-

5 .......

но в — рази і, таким чином, при незмінній силі реакції Р

зростає відносно Ф в 4 рази. Це дуже скорочує реченець

потреби користуватись крилами, бо вони тим потрібніші, чим ближче ^ до одиниці, а при -^->2 без них можна вже

вільно й обійтися, паралізуючи вагу ракети вертикальною складовою силою реакції.

*** Примітка. У цій формулі, як і в формулах (13) і (14), множник З в знаменнику зумовлений ось чим: 1) перевитрата відбувається на протязі розвинення ракетою лише перших 8000 м/сек її швидкости, бо після розвинення цієї швидкости ракета стає вільним тілрм, і 2) в міру розвинення швидкости 0 до 8000 м/сек всі опори спадають до нуля, бо вони безпосередньо зв’язані з позірною вагою ракети, а остання перетворюється на 0 при У = 7909 м/сек на рівні моря при поземому напрямі V. 

Теоретичне дослідження проблеми застосування крил для швидкостей V,< 1000 м/сек утруднене до відповідних експериментів і досліджень як законів опору та нагрівання рухомих тіл при великих швидкостях, так і складу атмосфери на висотах у декілька десятків кілометрів. Якби ми взяли дані сучасної авіяції, то мали б дуже сприятливі перспективи застосування крил. Але, імовірно, при швидкостях, які пере-ступають у декілька разів швидкість звуку, функція опору від кута атаки наближається до ньютонової формули Р . і . .„

—= Кип а,отже підіймальна сила підтримувальних поверхень

буде в декілька разів менша, як за вживаними в авіяції фор¬мулами, при чому сильно спадає і їхня авіяційна якість. Вна¬слідок зменшення коефіцієнту підіймальної сили при великих швидкостях ракети з допомогою крил їй не вдалося перше, як набрати швидкість близько 7000 м/сек (коли вже починає сильно спадати позірна вага), вибратися з розмірно густих верств атмосфери. Отже, треба окремо розглянути питання про додатковий опір в’язкосте атмосфери СЬ і нагрівання як лобових частин ракети внаслідок адіябатичного стиснення .повітря перед ними, так і похилих поверхень внаслідок робо¬ти сили в’язкосте. Тим то, залишаючи покищо відкритим питання про можливі межі застосування польоту на крилах, будемо вважати, що ракета матиме в момент, коли досягне

швидкість у =4500 м/сек, відношешння >2 .

В самому початку, коли ракета розвиває швидкість до 100 м/сек, ми повинні дати (і > О , якщо матимемо /> 2 , а в противному разі початковий розгін ракети перевести будь- яким механічним способом. В першому випадку вісь ракети далеко не збіглася б дотичною до траєкторії, але при малих швидкостях деяке відхилення ще не спричинить занадто ве¬ликого сповільнення опору атмосфери.

Найвигіднішою швидкістю ракети в даній точці її тра¬єкторії, тобто при даних 0 і Н , є така швидкість, коли осяга¬ється мінімум ЛН для найближчого до цієї точки елементу траєкторії. Отже, ми маємо рівняння

Л.5=Л£ + Лс + Ла = тіп, (25)

при чому в функціях Л£, ЛС< ЛА нам треба прийняти за змінну швидкість V,, рахуючи 0 = сол$«. 

Примітка. Такі обчислення, як і само поняття про най- вигіднішу швидкість, можна застосовувати лише остільки, оскільки ми маємо 0>А , тобто оскільки зворотна дія сили ваги в даній точці траєкторії (проекція ваги на траєкторію) більша від зворотної дії підтримувальних поверхонь (див. примітку до стор. 55), бо при куті 0 , малому в порівнянні з кутом атаки а, висота знаходження ракети в даний мо¬мент безпосередньо залежить від її швидкости в даний таки момент і навпаки, а кут піднесення 0 визначається ходом зростання швидкости і, таким чином, питання про вибір нлй- вигіднішої швидкости при даних висоті і куті піднесення від¬падає.

(бо ав формулі (10) дорівнюватиме а = .чіп0 ).

Питання про найвигіднішу швидкість має практичне значення лише для дільниці поблизу земної поверхні в середовищі густої атмосфери, а тому ми з малою похибкою приймаємо ~ =1.

Згідно з формулою (16), ^г'с = г/р = -р- К\д ; підставивши сюди значення V2 = V2+ І/2 + 21/Р со$0 , матимемо:

у2

Л іс = іУКіД + і — К,Д + 2ШК,Д соч0 (27)

Згідно з формулою (24) маємо:

Ліа =-^8 созО 1% а (28)

Третій член формули (27), так само, як і другий член формули (26), не має в собі V, отже, вони є в даному випадку постійними. Підставивши в формулу (25) значення Лі^, Ліс і Ліа з виключенням постійних членів, одержуємо:

— £ вігі 0 + — 1}гК,Д + -р £ сов 0 о+ іУК,Д =тіпіт.

Розв’язуючи це рівняння і підставляючи значення д за фор¬мулою (17) і значення К, з формули (16), маємо:

V оргіт =^/ 25 -400- (віп 0 + сов 0Щ а) Т II2. 

V ОРІІТ — це таке значення швидкости, яке не повинне бути перевищене під час польоту, в кожному разі не повинне бути перевищене на значну величину. Якби виявилось, що при ви¬браних нами / і 0 на певній дільниці і швидкість ракети бу¬ла б значно більшою, як найвигідніше ЇЇ значення при даних Н і 0, то слід було б на початку цієї дільниці дещо зменшити / , поки ракета не досягне більших висот, на яких стає більшою і V оргіт [формула (29)]. Підставивши значення 2 з формули (21) в формулу (23) і нехтуючи різницею між ]0 і / (ми можемо робити без особливо великої похибки, бо політ взагалі можливий практично лише тоді, коли між ]О і ] різниця не дуже велика, тобто коли не дуже великий Лх), матимемо: ✓с ч1 1

ХШ 0 орііт = 0,14 ( «р у 5 (5 (ЗО)

Підставивши цей вираз для хш в в формулу (21), маємо: ЛСН = 1,75 — 106 ^ і 2~ [о,14 51^| 2 =

= 34.106 5. (31)

Підставивши значення хш 0 з формули (ЗО) в формулу (14) і знов нехтуючи різницею між ]о і ] , матимемо:

Л£Є=^ 0,14 (-£-)Т /Т'981 = 5-Ю7іфу . (32) 

Ь = Ла= і1!00004А. ; З/

Л= м/сек; / = см/сек2; І&А — 0,1.

Склавши рівняння (31) і (32), одержимо Л%рсу функції від прискорення і при умові, що раке та йде по тра¬єкторії з кутом піднесення 0 = агс ($іпО ОРІ) = сотіІ при 1 = соті 2

Л£ ЦС = 84:106 «б (33)

На фіг. 4 подається графік цієї функції [формула (33)] при ^ (с = 0,04, р = 2500; ці значення є приблизно

ймовірними даними. В цьому ж графіку дано і функцію ЛА = РИ)=З*^0 [формула (24а)],

при чому в останній ми нехтуємо дільником СОЗ0 (який при тривалому користуванні крилами обов’язково буде дуже близький до одиниці) і, як і в попередніх формулах, вважаємо

І = І°-

Величини Л%цсза формулою (33) і Лаза формулою (24а) сумувати одну з одною не можна, бо припущення, що лежать в основі виведення цих формул, взаємно виключа-ються. Якщо маємо тривале, користування крилами ЛА , конечне внаслідок малого /о (див. стор. 54), то не може бути 0 = соті; якщо ж є велике і відповідно не дуже малий 0 = соті,то користування крилами нетривале і не може бути а = соті. В першому випадку нам слід орієнтуватися більше за формулою (24а), а в другому — за формулою (33); границею є прискорення /^1.

В цьому розділі ми допустили цілий ряд спрощень (при цьому все в сторону збільшення опорів; зокрема, при¬рівнявши 0 до більшого, ніж він, кута 0Ь ми збільшили розрахункову втрату швидкости Л%Р , а взявши максимальне значення коефіцієнта К в формулі (15), ми збільшили розра¬хункову втрату швидкости Лсн), а в формулу (33) (див. фіг. 4) ввели, хоч і більш-менш імовірні, але все ж довільні дані (с = 0,04; Р = 2500) і в формулі (24) ( а = 0,1 ) також. Беручи під увагу це, а також і те, що при відльоті з кутом 0і<ЗО (судячи з усього 0, більше як 30° не буде ні в якому разі), економія іу>/л від утилізації швидкости обер¬

тання Землі довкола її осі становитиме коло 450 м/сек. Обе¬режним висновком з обчислень цього розділу можна вважати таке: необхідна з урахуванням всіх опорів ракета швидкість ЩЛ не перевищить 1200 м/сек, а, ймовірно, буде трохи меншою.

Щодо нагрівання поверхень ракети, то, очевидно, пи¬тання про це при відправленні не стоятиме гостро, що ми висновуємо з таких міркувань.

Приймемо:

к.і

31

Ті

Розглядаючи нагрівання як вислід адіябатичного сти¬снення, матимемо для швидкостей V > 700 м/сек, при яких РV »Ро

Примітка. У киснево-азотній атмосфері; для інших газів долішня границя застосування такої формули пропорційна до їх молекулярної швидкости.

і- 2(к-1) к-1

71=0,097^ Р кГПк =0,097’» 71 VА 582ТИ 291. (37)

За цією формулою при т = 29,3 складено графік (фіг. 5). Формула дає темп, повітря перед поверхнею, нормальною до траєкторії; така температура буде тільки перед лобовими частинами ракети — носом і передньою окрайкою крил, а біля поверхень похилих до тиснення і відповідно температура буде нижча. Якщо ми лобові частини убезпечимо вогнетривким ма- теріялом, то всі інші зовнішні поверхні ракети, якщо вони будуть виготовлені зі сталі, мають витримувати швидкості до 4500 м/сек навіть і без надання їм особливої вогнетрив-

кости. Обчислення температури швидкорухомих тіл даємо ми далі в розд. IX. Тут застосуємо другий спосіб обчислення — за формулою (37), але з урахуванням тієї сприятливої об¬ставини, що ми в даному випадку беремо поверхні не нор¬мальні траєкторії, а з невеликим кутом атаки, внаслідок чого стиснення повітря перед ними, а значить і їх температура, будуть значно нижчі. Коли ракета набере швикости 4500 м/сек, вона буде знаходитися уже в розріджених верствах атмосфери, і, крім того (див. стор. 54), відпадає вже потреба в крилах.

Не менше сприятливі дані матимемо, якщо станемо ви¬ходити з того факту, що начинені гримучою ртуттю розривні кулі самовільно в повітрі не розриваються, маючи початкову швидкість до 700 м/сек і будучи такими малими, що за час польоту вони цілком устигли б прогрітися. Температура ви¬бухання гримучої ртуті 185° Ц, отже можна припускати, що кулі в кожному разі не нагріваються більше, як на 150° понад температуру повітря. Припустімо, що абсолютна температура поверхень рухомого тіла пропорційна до певного степеня (х) середньої (квадратичної) швидкости молекуль газового се¬редовища відносно цього тіла. Тоді, знаючи, що пересічна швидкість молекуль повітря при 0° Ц = 460 м/сек, визнача¬ємо пересічну швидкість тих самих молекуль відносно кулі, що летить із швидкістю 700 м/сек:

Складаємо рівняння: V = ^4602 + 7002 — 8 3 7 МСЕК.

Підставляючи Г = 300° і Т,> 450°, маємо х >Т. Таким чином одержуємо формулу:

Примітка, и — середня швидкість молекуль, ах — швидкість ру¬хомого тіла.

За цією формулою при V = 4500 м/сек ми матимемо для Т = 220° =-53° Ц, 7/ <800° Ц. 

РОЗДІЛ IX

ГАШЕННЯ ШВИДКОСТИ ПОВОРОТУ

ОПОРОМ АТМОСФЕРИ

Повертаючись на Землю, нам доведеться зменшити швидкість ракети до нуля — опір атмосфери, отже, ввесь час діятиме на нашу користь, і наше завдання лише якнай-краще його використати і не дати ракеті згоріти від руху в атмосфері при швидкостях у кілька км/сек. Опором атмосфе¬ри можна скористати подвійно: 1) можна погашати опором атмосфери всю швидкість повороту

IV Ь = 11 185 М/СЕК

або ж 2) тільки “колову швидкість”, тобто останні

7909 М/СЕК + а = —— 1- я,

>/2

де А за відсутністю вірогідних відомостей про горішні вер¬стви атмосфери тепер точно не означена величина в кілька десятків м/сек; останнє технічно дещо простіше; спершу ми й розглянемо погашення останніх 7909 м/сек + А . За вихідне візьмемо таке положення: ракета рухається параболічною або витягненою еліптичною орбітою, вершок якої лежить на віддалі 400-600 км від земної поверхні залежно від того, як точно ми зуміємо скерувати політ ракети: ми мусимо бути цілком гарантовані не лише від падіння ракети на земну по¬верхню, але й від заривання її у відчутні верстви атмосфери. Дальше перетворення траєкторії переводиться стосовно до танґенціяльного типу її — лише в зворотному порядку, як то показано на фіг. 1. Щоразу на дільниці найбільшого набли¬ження ракета сповільнює свій рух, зменшуючи тим ексцентри¬ситет орбіти і залишаючи приблизно на місці її точку най¬більшого наближення. Коли ексцентриситет зменшиться до такої міри, що вже буде випадати з-під уваги пілота, ракета й далі надаватиме собі невеликих сповільнень на довільних дільницях своєї майже колової орбіти. Кожне сповільнення має бути таким малим, щоб екцентриситет був ледве помітний; після кожного сповільнення орбіта знов перевіряється (час обертання довкола Землі 1 /2 години) і, в разі виявлення скільки-будь помітного ексцентриситету, цей останній ви¬правляється невеликим сповільненням на дільниці найбільшого наближення. Таким чином орбіта ракети увесь час звужува-тиметься, при чому ввесь час підтримується її колова форма в межах можливої точности спостережень. Це звуження три¬ває доти, поки орбіта не опиниться у верствах атмосфери такої густини, що |Рдосягне величини хоча б 0,1 см/сек2. Від цього моменту функціонування ракети, як такої, припиня¬ється і всі предмети пропорційного пасиву відкидаються. Конструкція ракети на цей час повинна мати гаку схему

Фіг. 6. Схема приладу гасити швидкість повороту

опором атмосфери

(фіг. 6): 1) камера пілота; 2) підтримувальна поверхня еліп¬тичної форми, про конструкцію якої мова буде далі; велика вісь еліпсу має бути перпендикулярною до траєкторії, а мала — похиленою під кутом А (коло 40°), що дає найбільшу пі¬діймальну силу; 3) довге хвостовище, що відходить від ка¬мери пілота назад під кутом А до малої півосі еліпсу під- тримувальної поверхні; на кінці — хвіст у вигляді двох пласких поверхень, що становлять двогранний кут коло 60°, ребро якого паралельне до великої осі еліпсу, підтримуваль- ної поверхні, а бісектор паралельний до траєкторії; 4) поверх¬

ня, що автоматично підтримує бічну стійкість у вигляді кута, подібного до хвоста, але з меншим розхилом (коло 45°), розміщеного над камерою пілота і з ребром, перпендикуляр¬ним до траєкторії і ребра хвоста. Ця поверхня автоматично підтримує бічну рівновагу ракети, обертаючись направо й наліво довкола свого ребра, і керується гіроскопом, що знахо¬диться в камері пілота. Вісь гіроскопа заздалегідь встановлю¬ється паралельно до осі обертання Землі. Осягнути бічну рів¬новагу ракети при дуже великих швидкостях у розріджених верствах атмосфери чисто аеродинамічним шляхом, мабуть, не вдасться, а тому потрібний якийсь автоматично керований пристрій на зразок вказаного вище.

Всі зазначені зовнішні частини треба взяти на ракету при відльоті у розібраному вигляді і потім скласти до того моменту, як орбіта пройде хоча б своєю найближчою до Землі частиною крізь атмосферу відчутної густини. Подібний до ширяка (плянера) описаної конструкції прилад (від плянера він відрізняється найбільше дуже великим кутом атаки, бу-довою хвоста і пристроєм для бічної стабілізації) матиме властивість завжди триматися у верствах атмосфери такої густини, що при даній його швидкості вертикальний складник тиснення повітря на підтримувальну поверхню дорівнюватиме позірній вазі приладу, тобто зайвині його ваги над розвива¬ною ним відосередньою силою, що становить:

(38)

Примітка. Ми припускаємо поземий рух по дузі великого кола.

У міру того, як швидкість ракети зменшуватиметься внаслідок сповільнювальної дії атмосфери, вона буде спуска¬тися в густіші верстви атмосфери і цим буде підтримуватися рівність поміж позірною вагою ракети і підіймальною силою, що її розвиває підтримувальна поверхня. Якщо ми припусти¬мо, що поворот ракети відбувається в екваторіяльній площи¬ні в напрямі на схід (У, = У -V), що навантага підтримуваль- ної поверхні дорівнює кг/м2, то згідно з формулами (15) і (38) будемо мати:

де СА —функція кута нахилу підтримувальної поверхні. Ліва частина цього рівняння являє собою позірну вагу ракети, що припадає на 1 м2 підтримувальної поверхні, а права — верти- 

кальний складник опору атмосфери, тобто підіймальну силу так само 1 м3. За цим рівнянням при Р= 200 кг/м“, Са = 0,7(а=40°) і £ = 0,1 (беремо менше з експериментально знайдених зна¬чень К як менш вигідне з огляду на відсутність даних про такі великі швидкості) і укладено графік (фіг. 7), що являє зображення финкції Н = Р(У,) за формулою (39) і (17). Циф¬рі,

ри на кривіи означають відношення Д = — , що відповідає

значенням V„ нанесеним на поземій осі.

відповідають значенням Vи нанесеним на поземій осі; Н об¬числено за значеннями А згідно з формулою (17).

Частину кривої для У2< 1000 м/сек не нанесено, бо з причин, про які мова буде далі, вона не має для нас особливого зна¬чення. Погашення швидкосте повороту опором атмосфери можливе остільки, оскільки ракета не згорить у повітрі подіб¬но до метеора при тих V і Н, які матимуть місце під час спуску згідно з формулою (39). Розвинемо цю умову: оскільки кіль¬кість теплоти, віддаваної (головно через випромінювання) підтримувальною поверхнею ракети при вищій з температур, яку вона здібна перенести, не буде меншою від тієї кількосте тепла, що його вона одержуватиме від розжарених перед нею внаслідок адіябатичного стиснення об’ємів повітря при різ¬них комбінаціях V і Н, що відповідають формулі (39). Ми не

можемо скласти собі точного уявлення про вказані явища за відсутністю точних знань про явища в пружному середовищі поблизу тіла, яке рухається, і про випромінювальну здібність газів при температурах у кілька тисяч ступенів. Тому, що інтенсивність випромінювання зростає пропорційно до 4-го ступеня абсолютної температури, поверхні ракети, що під¬падають діянню атмосфери, а саме — передусім підтриму- вальна її поверхня, повинні мати максимальну вогнетривкість, яку слід осягнути хоча б із збільшенням ваги їх квадратного метра і, значить, із зменшенням площі підтримувальної по¬верхні і збільшенням навантаги її квадратного метра Р. Най¬більш раціональною конструкцією підтримувальної хвостової і стабілізаційної поверхень є така: металева снасть, щільно вкрита дахівкою з якоїнебудь речовини максимальної вогне- тривкости, як, наприклад, графіт, реторний вугіль, вапняк, порцеляна. Дахівка має лежати збоку поверхень, звернених уперед, і захищати собою металеву снасть. Частини снасті, що безпосередньо стикаються з дахівкою, мають бути виготовлені з одного із найбільш туготопних металів, а основа її може бути з рурчастої сталі, охолоджуваної зсередини водою або водяною парою і захищеної від випромінювання затильної сторони дахівки обличкованням з порцеляни. Небезпеки знач¬ного обгоряння дахівки, що має в собі вуглець, очевидно, не¬має, бо при швидкості ракети в кілька км/сек безпосередньо стикатися з її поверхнею встигатимуть молекулі лише з дуже тонкого прилеглого до неї шару повітря. Все таки кількість повітря, яка лежатиме в описуваному контуром ракети об’ємі під час сповільнення від V, = 7000 м/сек і до до = 2000 м/сек (небезпечний проміжок), лише в кілька разів переви-щуватиме масу ракети. До того ж дуже ймовірно, що на висотах 100 >К> 50 км атмосфера дуже бідна на кисень, молекулярна вага якого більша за молекулярну вагу азоту; не¬безпечні ж швидкості матимуть місце на висотах 100>А>50.

Примітка. Небезпечний період спуску триватиме менше як 20 хвалин.

З огляду на те, що небезпечні швидкості у кілька разів перевищують швидкість звуку в повітрі, інтенсивному діянню атмосфери будуть піддані лише поверхні ракети, звернені вперед, а коло поверхень, звернених назад, буде майже абсо¬лютна порожнеча в порівнянні з густиною довколишньої ат¬мосфери. Зокрема, в цій порожнечі будуть знаходитися мета-лева снасть поверхень і вся камера пілота, якщо її відповідно

розмістити; остання лише має бути захищена від перегріву випромінюванням затильної сторони дахівки.

Приблизно порівняння можливих кількостей віддаваної і одержуваної підтримувальною поверхнею теплоти промов-ляє за те, що цілком можливий щасливий спуск ракети на Землю з погашенням швидкости повороту, починаючи з

:потужність роооти, виконуваної ра¬

кетою над атмосферою [незалежно від неточних формул (17) і (15)], досягає максимуму () коло 3 Р. 1011 ерґ/сек на 1 м2 підтримувальної поверхні при V, коло 4500 м/сек. З цієї по¬тужносте в сторону підтримувальної поверхні буде випромі-нюватися менше як половина (^ ,< 1,5 р. 1011 ерґ/сек, тоді як друга, більша частина буде випромінюватися стисненими об’ємами повітря в другу сторону — в простір, якщо при¬пустити, що за час, коли повітря пройде повз поверхні раїсети (в найбільш небезпечний період польоту цей час буде не більший як 0,002 сек.), воно випромінює частину свого тепла, що дорівнює д(), де @ — загальна кількість набутого ним під час стискання тепла, то на підтримувальну поверхню припаде не більше як

<7^ < 1,5рдг10” ерґ/сек (40)

потужносте випромінювання.

За формою Стефан-Больцмана, інтенсивність випро¬мінювання абсолютно чорного тіла дорівнює 0,57 Т* ерґ/сек на 1 м2 поверхні. Ми беремо тут абсолютно чорне тіло, бо в попередньому випадку припускали повне поглинення променів підтримувальною поверхнею; впливаючи однаково на по¬глинення і випромінювання, коефіцієнт поглинення для нас тепер ролі не відіграє. Якщо припустимо р = 200 кг/м2, що є приблизним, досить імовірним даним, і Г = 3000° =2730° Ц (значення, близьке до можливого граничного максимуму), то виявиться, що потужність випромінювання 1 м2 підтримуваль¬ної поверхні в обидві сторони могла б досягти значення 9,2-1013 егр/сек, тоді як потужність вбираної енергії буде не більша як 3■ 1013<7 ерґ/сек [формула (40)]. Судячи з того, що гази в циліндрах рушіїв внутрішнього згоряння за час порядку 0,1 сек. встигають віддавати стінкам тільки половину своєї теплоти, ми можемо бути певні, що величина ^ має значення, виражене не більше як сотими частинами одиниці. Таким чи¬ном ми одержуємо дуже великий запас, щоб зменшити Т = 3000 і збільшити навантаження поверхні р = 200. 

Ось друге обчислення температури підтримувальної поверхні: за формулою (37) для швидкосте 4,5 км/сек (бе¬ремо цю швидкість, як таку, що дає максимум роботи опору) температура адіябатично стисненого при початковій темпе¬ратурі 0° Ц повітря 7/ = 1800°. Тому, що підтримувальна по¬верхня цілком вбиратиме тепловипромінювання з одного бо¬ку, а сама випромінюватиме — обома своїми сторонами, і то¬му, що кількість випроміненого тепла має дорівнювати кіль¬кості увібраного, ми маємо рівняння

де в і Ь — коефіцієнти, пропорційні до коефіцієнтів погли¬нення розжарених газів та підтримувальної поверхні, і Т2 — шукана температура цієї поверхні. Припустивши А = Ь і під¬ставивши 7\ = 1800°, знаходимо 7^= 1500° =1227° Ц. В дій¬сності коефіцієнт поглинення у твердого тіла буде більший, ніж у газуватого, а тому Т, буде ще меншим. З попередніх обчислень виходить, що обличковання підтримувальної по¬верхні може бути виготовлене з порцелянової або корундової дахівки.

Після того, як швидкість ракети спадає до ТА =2000 м/сек, всяка небезпека перегріву відпадає [див. формулу (33) і фіг. 4]. Дальша втрата швидкосте відбувається так само аж до того моменту, коли ракета опиниться на висоті 1-2 км над рівнем земної поверхні. А що заздалегідь точно обчислити місце спуску не вдасться, і при перших польотах не можна буде сказати наперед, чи спуститься ракета на море, чи на суходіл, то безпосереднє приземлення при швид¬кості V, кількох десятків м/сек зв’язане було б з небезпекою для життя пілота; тому ракета повинна мати для завершення спуску парашут. Якщо можна мати з собою парашут досить великої площі, на ньому спускається вся ракета, а якщо па¬рашут не занадто великий, то ним користується лише пілот, а ракета приземлюється сама. Коли місце спуску приходиться на море, то ракету можна садити на воду безпосередньо з льоту. В такому разі, щоб зменшити стрімкість спуску, а зна¬чить і поштовх під час приводнення, заздалегідь на висотах 10-20 км треба зменшити кут атаки підтримувальної поверхні, повертаючи хвостовище на певний кут донизу. Швидкість приводнення (позема) цим буде збільшена, але поштовх змен¬шений. У випадку маневрування в повітрі, яке є конечним при спуску на море, хвостовище або самий хвіст треба конструю¬вати так, щоб ними можна було керувати з камери пілота. З огляду на можливість спуску на море ракета має бути за¬

безпечена всім для успішного плавання: на ній має бути віт¬рило, що надавало б їй стійкосте на воді, якщо потрібно, невеликий запас палива у вигляді скрапленого болотяного газу і легкий малопотужний мотор. З цими засобами, кори¬стуючись пасатами, ракета може дістатися до найближчої землі за не дуже довгий час, якщо раніше її не підбере який- небудь корабель. Щоб облегшити плавання, підтримувальну поверхню та ін. треба відкидати або ж розбирати й складати в камеру.

Щоб погасити опором атмосфери всю швидкість пово¬роту, вихідне положення має бути таким самим, як і в пер¬шому випадку (див. стор. 61). Будова ракети — також, згід¬но з попереднім, з додатком того, що її пітримувальна по¬верхня має змінити кут атаки від +40° до -40° і забезпечена автоматичним механізмом, що ставить її під додатнім кутом атаки, коли ракета занурюється в глибші верстви атмосфери, під нульовим, коли ракета летить паралельно з Землею, і від від’ємним — коли, віддаляючись від Землі, опиняється в рід¬ших верствах атмосфери. Цей механізм може керуватися тяглом від спеціяльної невеликої поверхні, виставленої назов¬ні перпендикулярно до руху ракети. Коли зустрічне тиснення атмосфери на цю поверхню зростає, механізм повинен діяти в одну Сторону — давати підтримувальній поверхні додатній кут атаки; коли ж це тиснення спадає, він повинен діяти в зворотну сторону. Щоб не піддавати діянню атмосфери за¬тильну сторону підтримувальної поверхні, можна замість да¬вати їй від’ємний кут атаки, змушувати перевертатися всю ракету довкола її повздовжньої осі.

Обережно, невеликими сповільненнями в точці най¬більшого віддалення вихідного еліпсу, орбіта ракети звужу¬ється, при чому точка найбільшого зближення вступає нареш¬ті в межі атмосфери відчутної густини. Цей вступ має від¬бутися на такій віддалі від земної поверхні, щоб ракета була цілковито гарантована з урахуванням можливих неточностей в керуванні нею і у визначенні даних її орбіти від перегріву при швидкості її до 11 км/сек. Від цієї вимоги залежить і ви¬бір осей вихідного еліпсу (чим більша вісь менша, тим точ-ніше може бути обчислена і тонша пересувана до Землі точка найближчого зближення — зокрема тому, що тим менше буде виявлятися збурююче діяння Місяця, зате тим більшу части¬ну Ш доведеться заздалегідь погасити чисто ракетним способом). Від моменту вступлення дільниці найбільшого зближення в розріджені верстви атмосфери ракета починає

проходити траєкторію, цілком аналогічну з траєкторією по¬передньої (зовнішньої у відношенні до атмосфери) фази по¬

ходу на колову орбіту (див. стор. 67), з тією різницею, що сповільнювачем на дільниці найбільшого зближення буде не ракетне діяння, а опір розріджених верств атмосфери, що їх ракета перетинатиме повторно кілька разів при чимраз мен¬шій великій осі її орбіти. Автоматично-змінний кут атаки під- тримувальної поверхні відіграватиме тут таку ролю: при за¬глибленні в атмосферу, коли тиснення на контрольну поверх¬ню зростатиме, кут атаки додатній, і підтримувальна поверх¬ня своїм діянням перешкоджає ракеті зближатися до Землі — стримує її в більш розріджених верствах атмосфери, ніж ті, у які б ракета в противному разі проникла. Коли ракета по¬чинає виходити з атмосфери і тиснення на контрольну по¬верхню спадає, кут атаки від’ємний і підтримувальна поверхня перешкоджає ракеті віддалятися від Землі — цим досяга¬ється вихід із атмосферних верств під меншим кутом і вступ у них і не таке глибоке заривання в атмосферу під час на¬ступного проходження дільниці найбільшого зближення. Таким чином змінним кутом атаки підтримувальної поверхні дося¬гається віддалення від Землі в найбільш розріджені верстви атмосфери дільниці найбільшого зближення, починаючи від першого вступу орбіти в межі атмосфери відчутної густини і до переходу ракети внаслідок сповільнювального діяння атмосфери на колову (власне спіральну) орбіту, що вже ціл¬ком лежить у межах атмосфери, після чого дальший спуск відбувається цілком тотожньо зі спуском при погашенні швндкости повороту опором атмосфери за першим способом. Таким чином за другим способом ми погашуємо опором ат¬мосфери не 7909 м/сек + А , а 11 185 м/сек — Р, де Р — ракетне сповільнення, витрачуване для переходу з Тс на вихідний еліпс і на введення точки найбільшого зближення вихідного еліпсу в межі атмосфери, Р — величина, яка те¬оретично може бути скільки-будь малою, практично визна¬чається точністю керування ракетою і точністю обчислення даних її орбіти. Приблизно, вважаючи грубину атмосфери за мізерну в порівнянні з радіюсом Землі

де К — радіюс Землі, Т, — віддаль від центра Землі точки найбільшого зближення (перигею) вихідного еліпсу, Т — від-повідна відстань точки найбільшого віддалення (апогею). Перший член являє собою ракетне сповільнення, потрібне для переходу з Тс на вихідний еліпс, другий член — сповіль¬нення, потрібне для введення в межі атмосфери перигею ви-хідного еліпсу. Якщо, припустимо, приблизні дані г, = 2К і г = 20К, то одержимо 0 коло 0,05 У/ 2К§ = 0,05ге/ = коло 550

м/сек. Таким чином ми зможемо погасити опором атмосфери з частину, що дорівнює 10630 м/сек, і № тоді дорівнює 12550 м/сек (див. стор. 61).

РОЗДІЛ X

МІЖПЛЯНЕТНА БАЗА І РАКЕТО-АРТИЛЕРІЙСЬКЕ

ПОСТАЧАННЯ

Швидкості, менші за половину швидкости випливання И застосовуваної хемічної групи, тобто, приблизно, швид-кості до 2500 м/сек, якщо виключити нафто-повітряну групу (див. стор 24), економніші щодо витрачання речовини і ма- теріялів (на предмети /ге,) можна розвивати артилерійським способом, але людина нездібна переносити артилерійські при¬скорення. Тим то бажано було б встановити доставу заряду і всіх предметів пасиву, які можуть переносити без шкоди для себе прискорення в кілька тисяч м/сек (при відповідному упа- кованні — все, крім прецизних приладів), у міжплянетний простір ракетно-артилерійським способом окремо від людини. Ракетно-артилерійським транспортуванням вантажів у між¬плянетний простір ми заощаджували б до 50% речовини за¬ряду. Трудність подібного способу постачання полягає в трудності розшукати в просторі таке відносно мізерне тіло, як випущена з Землі набій-ракета. На той час, коли польоти відбуватимуться більш-менш регулярно, можна запропонува¬ти описаний нижче спосіб їх організації і постачання, що дає значну економію матеріяльних засобів.

Із Землі висилається ракета великої маси з запасом ак¬тиву, щоб розвинути Ж коло 12000 м/сек. Кінцева маса МК цієї ракети внаслідок меншої вимаганоїЖ буде в У/~ГП разів більша від тієї кінцевої маси, яку могла б мати ракета тієї ж маси М0, але обчислена для польоту з поворотом на Землю без погашення швидкосте повороту спротивом атмосфери (див. стор. 21). Ця ракета стає супутником Місяця з такою по змозі більшою орбітою, щоб тільки не піддаватися небез¬пеці бути назад притягненою до себе Землею, після чого вона розгортає велику сигнальну площу з матеріялом, що має як¬найбільше відношення відбивної здатносте видимих променів до ваги його квадратного метра. Розгорнена площа може до¬сягати сотень тисяч квадратних метрів, бо при грубині мате- ріялу 0,1 мм і абсолютній щільності, що дорівнює одиниці, 1 т його дає 10 000 м2; цю площу легко зможуть відрізняти і розшукувати земні обсерваторії. Коло цієї сигнальної площі і має бути створена міжплянетна база для польотів по соняч¬ній системі. Наявність бази, незалежно від ракето-артилерій- ського постачання, дасть ту велику вигоду, що ми не повинні будемо під час кожного польоту транспортувати з Землі у міжплянетний простір і назад матеріяли, інструменти, маши¬ни і людей з камерами для них, а також не повинні будемо й кидати будь-де предмети перших категорій, щоб не витра-чатися на зворотну їх доставу на Землю. Магазин з усім цим буде на базі, а польоти з бази будь-куди і назад вимагати¬муть матеріяльних витрат у \ГЮ~ разів менших, ніж такий самий політ із Землі. Ракети з Землі в міжплянетний простір будуть висилатися лише для постачання бази і зміни через більші чи менші проміжки часу однієї бригади людей другою. Коли ж удасться наладнати ракето-артилерійське постачання, то понад те ми заощаджуємо коло 50% витрат на доставу матеріялів у міжплянетний простір на базу.

Спершу на базі мають бути:

1) люди — мінімум 3 особи з камерою для них і всім конечним для їх існування;

2) потужний телескоп (рефлектор, що може бути лег¬шим при тому самому діяметрі);

3) невелика ракета на 2 особи із запасом палива на Ж = 2000 м/сек і з двома телескопами послідовно меншої сили, але більшого поля зору, як великий телескоп бази.

Щоб запобігти хитанням бази, які можуть перешко¬джати спостереженням у великий астрономічний інструмент, масу її треба поділити на чотири частини, розмістивши їх по вершках тетраедра і злучивши між собою алюмінієвими фер¬мами (великої міцности, а значить і великої маси від цих ферм не потрібно, бо ніякі зовнішні сили на базу не діяти¬муть і сила тяжіння в ній не відчуватиметься). Сконструйо¬вана таким способом база матиме незрівнянно більший момент інерції супроти кожної осі і відповідно більшу стійкість у просторі. Якщо на людях буде тяжко позначатися тривала відсутність позірної ваги, то згодом з описаним тетраедром може бути зв’язана лише камера для спостережень у теле¬скоп; житлове ж приміщення може бути влаштоване окремо і злучене линвою завдовжки на кілька десятків метрів з проти¬вагою. Якщо цій системі надати обертальний рух довкола спільного центру ваги, то з’явиться доосереднє прискорення, яке буде відчуватися так само, як сила притягання на Землі. Щоб надати житловому приміщенню якнайбільший об’єм при тій самій масі, треба по змозі обнизити тиснення повітря все¬редині його. Для цього слід перевести досліди з перебуванням людей у повітрі меншої густини, ніж те, яким ми дихаємо, але з більшим відсотковим вмістом кисню.

Зв’язок Землі з базою здійснюється через світлові сиг¬нали — рефлектора великої сили з малим кутом розсіяння, встановленого на Землі в місці, відомому базі; сигнали цього рефлектора мають бути помітними у великий телескоп бази. Зв’язок бази з Землею може бути здійснюваний з допомогою легкого металевого дзеркала великої площі, скерованого та¬ким чином, щоб соняшне проміння відбивалося в напрямі будь-якої з обсерваторій Землі. Площа цього дзеркала не повинна бути занадто великою, щоб сигнали були помітні у великий телескоп.

Примітка. Раціональна конструкція дзеркала: тонкий дзеркальний металевий аркуш, натягнений на легку металеву дуралюмінієву снасть.

Ракето-артилерійська достава вантажів на базу пере¬водиться таким способом:

У повідомлений або заздалегідь умовлений час з гар¬мати, про яку мова буде далі, робиться з Землі постріл набоєм- ракетою із запасом постачання для бази. Політ набоя-ракети обчислюється так, щоб вона влучила в базу. Тому, що в дій¬сності така точність неможлива, шлях ракети перейде на віддалі тисяч або й сотень кілометрів від бази. Відносна швид¬кість ракети і бази в момент їх найбільшого зближення має бути найменшою, отже, момент найбільшого зближення раке¬ти до бази має збігатися з моментом найбільшого віддалення бази від Землі. Орбіта ракети відносно Місяця має бути гіпер¬болічною з якнайменшим кутом розхилу асимптот. З момен¬ту вислання ракети час від часу автоматично подається світ¬лові сигнали, за які можуть правити вибухи сумішки магнію

1 салітри. Період від сигналу до сигналу має бути такий, щоб за цей час ракета не могла вийти з поля зору великого теле-скопа бази, бо в разі утрати ним ракети знайти її знову було б неможливо інакше, як з допомогою щасливого випадку. Пе-рейшовши набій-ракета автоматично розгортає сигнальну поверхню з легкої білої тканини, аналогічну до такої самої поверхні бази. З моменту пострілу великий телескоп бази, за¬здалегідь скерований в точку, звідки має бути зроблений по¬стріл, не випускає зі свого поля зору ракету, слідкуючи за нею по її сигналах на протязі ]}, а далі — по сигнальній площі. За деякий час перед найбільшим зближенням набоя-ракети до бази, коли першу вже буде виразно видно у більший з двох інструментів, що є на базі ракети, ця остання скеровується назустріч набоя-ракети, зближається до неї і, звівши відносну швидкість до нуля, закріпляє і веде до бази, користуючись, якщо потрібно, наявними на набої-ракеті запасами палива.

Тому, що на набої-ракеті мають бути деякі прилади та механізми, в складному вигляді нездатні переносити при¬скорення в кілька десятків тисяч м/сек2, гармата для вистрілен- ня набоя-ракети повинна мати велику довжину, приблизно на

2 км. При такій довжині необхідна величина прискорення спа¬дає приблизно до 100 £. Спеціяльно обчислені механізми та¬кого прискорення витримати не можуть. За гармату може правити тунель у твердій кам’яній породі; щоб надати ру¬хові набоя-ракети строгої прямолінійности вздовж всього тунелю по квадрантах мають бути прокладені чотири ста¬ранно вивірені спрямовуючі металеві штаби, а обробка про¬міжних просторів може бути й досить грубою. Завдяки ве¬ликій довжині гармати і відповідно меншому тисненню газів у ній, ніж у сучасних артилерійських гарматах, і завдяки великому поперечному перекроєві прорив газів крізь щілину 1-2 мм, між стінками тунелю і гарматою, не буде значним у порівнянні із загальною їх кількістю.

РОЗДІЛ XI

КЕРУВАННЯ РАКЕТОЮ,

ВИМІРЮВАЛЬНІ ТА ОРІЄНТУВАЛЬНІ ПРИЛАДИ

Для керування ракетою та орієнтування команди ма¬ють бути такі прилади:

1. Покажчик позірного всередині ракети тяжіння, по¬будований за принципом пружинової ваги з почепленим тягар¬цем; вказівна стрілка безпосередньо показуватиме величину позірного тяжіння. До покажчика має бути прилаштований обертовий барабан записувати його показання. Площа, об¬межена витвореною кривою, виражатиме

X ц° ~~ ІР) =у/ — л с.

о

З цим покажчиком має бути зв’язане автоматичне керування витратою палива, щоб протягом // прискорення І0 трималося вимаганого значення, що дорівнює / ТАХ. Таких покажчиків має бути два: один на великі прискорення до І ТАХ включно, другий — на малі від 0,01 до 10 см/сек2. Перший покажчик слу¬житиме на // під час випуску і під час польоту, другий — коли орбіта ракети вступить в атмосферу під час повороту. Вимі¬рювання тим самим приладом прискорень у 1000 см/сек2 і сповільнень 0,01 см/сек2 було б недоцільним.

2. Покажчик опору атмосфери у вигляді виставленої з ракети назовні платівки, злученої тяглами з внутрішньою частиною ракети. Внаслідок тертя в шарнірах такий прилад для визначення опору атмосфери на початку вступу в неї ракети замість покажчика першого застосований бути не мо¬же, бо в нім не може мати достатньої чутливости.

3. Покажчик маси ракети, що дає свої показання за¬лежно від показань приладів, які обчислюють витрату палива. Злучивши покажчики другий і третій, ми матимемо покажчик сповільнення силою опору атмосфери. Злучивши цей останній покажчик з першим, ми матимемо покажчик власного при¬скорення ракети /0; і інтеграл запису останнього дасть ве¬личину витраченої IV.

Щоб автоматично запобігти обертанню ракети довкола її повздовжньої осі, яке може поставати внаслідок найменших, випадкових неправильностей у конструкції ракети, в ній му¬сить бути гороскоп з віссю, перпендикулярною до осі ракети. Вісь цього гороскопа має бути вільною і своїми рухами від¬носно тіла ракети керувати обертовими поверхнями, постав-леними у газовий струмінь. Щоб надати автоматичної стій¬косте або автоматичного наперед завданого обертання пов¬здовжній осі ракети, має бути другий гороскоп з віссю, рівно¬біжною до осі ракети, що керує іншими поверхнями, які обер¬таються в газовому струмені.

Для орієнтування пілота мають бути опрацьовані спе- ціяльні типи астрономічних приладів і методи якнайскоріше та якнайточніше визначати місце знаходження ракета і дані її орбіти відносно Землі. Ці визначення мають найбільшу вагу і вимагають найбільшої точносте перед погашенням швид¬косте повороту опором атмосфери. Щоб надати осям ракети більшої стійкости під час її вільного польоту в безповітряно¬му просторі, можна вжити заходів, аналогічних до вказаних на стор. 73.

РОЗДІЛ XII

ЗАГАЛЬНІ ПЕРСПЕКТИВИ

Основним чинником, що визначає перспективи завою¬вання світових просторів, принаймні в першій дослідній його фазі, є величина навантажености пасиву, тобто П, бо цією ве¬личиною визначається економічна сторона справи, яка теоре¬тично особливих труднощів не становить. Кількість витрачу- ваного під час польотів палива, отже й приблизна вартість польотів (при утилізації предметів пропорційного пасиву, див. стор. 24) пропорційні до величини (П-1). У таблиці (стор. 22) подано значення П, що відповідають повній теплопродук¬тивності різних ХЄМІЧНИХ груп І ракетним ШВИДКОСТЯМ = 22 370 м/сек і ІГ2= 14 460 м/сек. Перша швидкість відповідає польотові з Землі в міжплянетний простір і назад без пога-шення швидкосте повороту опором атмосфери, друга — то¬му ж таки польотові з погашенням останніх 7900 м/сек швид-косте повороту опором атмосфери. До відповідних дослідів ми не знаємо значень коефіцієнта корисної дії ракети і не знаємо того, які саме хемічні групи і в якому відсотковому відношенні найвигідніше застосовувати. Покищо приймемо для приблизних обчислень за середнє для всього польоту зна¬чення коефіцієнта корисної дії ракети 0,8, що є доволі ймо¬вірним, згідно з приблизними обчисленнями, яких ми тут на¬водити не будемо, і даним про роботу розжарених газів у рушіях внутрішнього згоряння. За середнє значення повної теплопродуктивности приймемо 3,3 ккал/г. При цих даних будемо мати « = 4700 м/сек ; цю приблизну величину швид¬косте випливання за відсутністю покищо можливосте мати вірогідніші її значення ми й візьмемо за основну наступних обчислень, припускаючи, що помилка при обчисленні « не пе¬ревищить у той чи інший бік множника П ^ . З огляду на вияснену нами в розд. VIII відносну незначність швидкосте Лз ми будемо припускати И/у = 12 000 м/сек, нехтуючи різ¬ницею, точне значення і навіть знак якої нам ще невідомі і яка, мабуть, буде на нашу користь. (Див. розд. VIII).

При таких даних і при обов’язковій умові утилізації предметів Т1 (в тому разі, якщо доведеться застосувати кількакомплектну систему — див розд. V) для чисто ракет¬ного польоту з Землі в міжплянетний простір з поворотом на Землю без погашання швидкосте повороту опором атмосфери ми будемо за формулою (4) мата П = 120, тобто коло 120 вагових одиниць палива на одну вагову одиницю корисної ваги, при чому значна частина першої — у вигляді плинного кисню або озону, друга частина — у вигляді плинних СНЬ С2Н2, ЗІН,,, ВН2 і одна не дуже мала частина, що дорівнює цм, у вигляді металевих (головно дуралюмінових) виробів най¬вищої якосте: це предмети Т^ Найдешевша нафтова група заряду матиме застосування також, але застосування це, ви¬гідне, не зважаючи на вимагане при ньому збільшення маси палива, значно скорчується тим, що відповідно до зростання маси палива має зростати й маса найдорожчої з витрачуваних частин ракети Т, — її пропорційний пасив. Для польоту при тих самих умовах і даних із зупинкою на Місяці «=1000; те саме із зупинкою на Марсі « = 3000 (при застосуванні тан- генціяльного типу траєкторії, продовженого до осягнення потрібної гіперболічної швидкосте відносно Землі). Останні цифри можуть бути з певною вигодою зменшені переважним застосуванням дорожчих і теплопродуктивніших груп — бор¬ної та бороводневої. Такі перспективи не можна було б назва¬ти задовільними: кожний політ вимагав би величезних мате- ріяльних витрат, до того ж зовсім відсутня була б з тієї ж економічної причини можливість брати з собою скільки-будь великі вантажі, матеріяли, машини. Навіть транспортування великого сучасного астрономічного інструмента вимагало б колосальних витрат.

Ключем до справжнього опанування світових просторів е: спершу — погашення швидкосте повороту опором атмо¬сфери (розд. IX), а потім — влаштування міжплянетної бази (розд. X) і, якщо вдасться необхідна світлова сигналізація — ракето-артилерійське постачання міжплянетної бази. Пога¬шення швидкосте повороту опором атмосфери за першим способом, зменшуючи Ш до 14 460 м/сек, у шість разів об- нижує ге для всіх польотів: із Землі в міжплянетний простір і назад П = 20; те саме із зупинкою на Місяці л = 160 і те саме із зупинкою на Марсі ге = 500 і в 12 разів зменшує ге, при пога¬шенні за другим способом, коли матимемо 1Г=12 500 м/сек і відповідно ге,= 10, гел = 80; лм = 250 . Зменшення ге при цьому може бути з вигодою сполучуване із застосуванням у більшій відносній кількості дешевої нафтової групи палива із меншою витратою як палива предметів пропорційного пасиву.

Для тих же таки польотів з міжплянетної бази ми ма¬ли б значення ге ще в 11 разів менше як ге, = 2 (поворот з бази на Землю); при значенні ге, такому близькому до одиниці, ми вже не повинні нехтувати різницею між ге і (ге-1); П-1 = 1 в даному випадку, тобто одиниця палива на одиницю корисної ваги.

Примітка. Це при погашенні швидкости повороту за першим спо¬собом; при другому ж способі погашення поворот на Землю вимагає зовсім незначної кількости палива.

лл= 15; лм = 45; достава вантажів з бази без повороту назад виходила б: на Місяць ге = 4 і на Марс П = 7.

Достава вантажів із Землі на базу чисто ракетним спо¬собом л=11; ракето-артилерійським ге = 7; при значенні ге < 20, імовірно, з більшою економічною вигодою ми могли б користуватися лише дешевою нафтовою групою; при л = 10-15 усувається конечність витрачати предмети пропор¬ційного пасиву. При таких умовах цінні вантажі — матеріяли високої якосте і машини — з доставок» на Місяць і навіть Марс коштували б трохи дорожче, як на Землі. Ми ввесь час припускали, що причалювання на Марс відбувається без по-гашення швидкости повороту опором його атмосфери. Однак, на Марсі є, мабуть, досить густа атмосфера, опір якої може бути використаний ракетою для плянеруючого спуску так само, як і в розд. IX вказано для Землі. Сила тяжіння на поверхні Марса втроє менша, а швидкість — вдвоє з лишком менша, як у Землі; отже, потужність роботи пляне- руючої ракети над атмосферою Марса в момент, коли досягає вона максимуму, буде в шість разів меншою, як при плянеру- ванні в земній атмосфері, внаслідок чого небезпека нагріву поверхень ракети зовсім виключається. Залишається тільки небезпека збоку невідомої нам будови поверхні Марса і збоку евентуальних його мешканців. При спуску на Марс з пога-шенням швидкости повороту опором його атмосфери достава вантажів на Марс коштувала б приблизно стільки ж, як і на Місяць, який густої атмосфери не має.

РОЗДІЛ XIII

ЕКСПЕРИМНТИ І ДОСЛІДЖЕННЯ

З огляду на недостатність наших знань у деяких ділян¬ках і відсутність досвіду в конструюванні ракет для великих швидкостей, перше, як починати будову чи проектування ра¬кет для польотів у міжплянетний простір, треба провести деякі наукові й технічні дослідження. З них головні:

І. Дослідження функціонування камери згоряння і соп¬ла ракети в середовищах різної густини і пружносте; ви¬найдення найліпших конструкцій камери згоряння і сопла; винайдення найвигідніших форм і довжини сопла; способів введення палива в камеру згоряння, співвідношення між се-кундною витратою, розмірами камери згоряння і поперечним перекроєм сопла.

Дослідження функціонування ракети в атмосфері малої пружносте можна робити, вивівши сопло невеликого моделю в камеру, з якої гази висмоктується помпою великої об’ємної видайности. Щоб зменшити тиснення без дальшого збільшен¬ня розмірів евакуювальної помпи в камері, треба влаштувати густу водяну душ, яка згущуватиме всі складові частини про-дуктів згоряння, крім вуглецю, а цей останній буде охолоджу¬вати, облегшуючи цим в значній мірі випомповування. Для ще більших розріджень можна вживати хемічних груп, які зовсім не дають вуглецю в продуктах згоряння; а втім, при пружності в камері, що дорівнює 0,01 ат, функціонування ра¬кети вже мало різнитиметься від функціонування в порожнечі.

II. Винайдення найліпших конструкцій для всіх пред¬метів пропорційного пасиву і способів утилізації їх як ком¬понентів палива.

III. Дослідження і налагодження продукції компонентів палива, що їх досі фабричним способом не продуковано, як, наприклад, плинних.

IV. Винайдення найліпших конструкцій камери для лю¬дей і всіх приладів для її обслуговування.

V. Винайдення найліпших конструкцій приладів авто¬матичного керування і орієнтування.

VI. Дослідження витривалости людського організму супроти механічного прискорювання і у відношенні до життя в повітрі з меншим тисненням, але з більшим вмістом кисню.

VII. Винайдення кращих метод і типів астрономічних інструментів, що швидко орієнтували б пілота щодо точки знаходження ракети і даних її орбіти. Старанне вправляння в такого роду визначуваннях пілотів у штучних умовинах. За¬мість Землі або іншого небесного тіла треба спорудити велику півкулю, біля якої по спокійній воді на стійкому плоту, що по¬вільно рухається, мають плавати пілоти в камері таких самих розмірів і будови, яка буде на ракеті.

VIII. Дослідження атмосфери на висотах до 100 км можна переводити з допомогою ракет, вистрілюваних із зви¬чайних великого розміру (морських) артилерійських гармат. По досягненні найвищої точки ракета має автоматично вики¬нути великий, по змозі, парашут з легкої білої тканини із не¬великим почепленим до нього тягарцем. Спостерігаючи з Зем¬лі, як швидко спадає цей парашут, ми зможемо визначити густину атмосфери на різних висотах. Якщо прилаштуємо до парашута замість тягарця прилад, що автоматично набирає пробу повітря, то зможемо з кожного погляду точно ви¬значити склад атмосфери на різних висотах.

IX. Дослідження нагріву поверхень рухомих тіл і опір атмосфери значної густини (р = ро). Це дослідження для мен-ших швидкостей можна провести з допомогою набоїв, а для більших — з допомогою набоїв-ракет, вистрілюваних з арти-лерійських гармат під невеликим кутом до обрію з таким роз¬рахунком, щоб вони падали у воду, звідки можна було б їх виловити. Поверхню цих ракет треба вкривати речовинами різної туготопкости, ізолювавши їх від металевого тіла ракети шаром порцеляни. З вигляду цієї поверхні ракети після від¬бутого нею польоту ми можемо судити про максимальну тем¬пературу нагріву.

X. Дослідження нагріву поверхні тіл при великих швидкостях руху в розрідженій атмосфері (до розд. IX), а також дослідження опору атмосфери при великих швидкостях і дослідження витривалости різних конструкцій, підтриму- вальних поверхень, провадиться з допомогою польотів проб¬них невеликих — до 10 т мод елів ракети. Початок траєкторії тих пробних польотів обчисляється, як ТУ для польоту в міжплянетний простір, але по досягненні висоти від 60 до 100 км (залежно від метеорологічних даних дослідження VIII) траєкторія має автоматично прийняти напрям, і по витраченні палива ракета робить плянеруючий спуск на своїй підтриму- вальній поверхні.

Під час піднесення кут атаки підтримувальної поверх¬ні — кут поміж її малою віссю і хвостищем ■— має бути невеликий і поступово зростати до повної величини (коло 40°) перед вичерпанням ракети. Щоб визначити максимальну тем-пературу нагріву поверхні ракети, можна застосувати ту саму методу, що й у дослідженні розд. IX. Для автоматизації ке¬рування в пробних ракетах мають бути обидва гіроскопи, як і в справжній ракеті (див .розд. X). Ці пробні польоти мають відбуватися з поступово зростаючим максимумом V, перед витраченням палива; для них може служити та сама ракета. Як паливо можна вживати лише нафтову групу при П< б. Після того, як максимум V досягне значення 7500 м/сек і пробний модель спускатиметься в долішні верстви атмосфери, можна, випробувавши предмети пропорційного пасиву відпо¬відних розмірів, перейти безпосередньо до польоту з людьми в міжплянетний простір з облітанням, наприклад, Місяця із невідомої нам оберненої його сторони.

ДОБРОДІЇ

Т-во Українських Інженерів Америки, Відділ Ню Йорк $890.0С Т-во Українських Інженерів Америки, Від. Філядельфія 50.0С

інж. Методій Борецький 25.ОС

інж. Роман Галібей 25.0С

інж. Володимир Гнатківський 25.00

інж. Юрій Гончаренко 25.00

інж. Михайло Гринюк 25.00

п-во Юрій і Христина Гури 25.00

інж. Євген Івашків 25.00

інж. Михайло Ільків 25.00

інж. Олександер Леськів 25.00

інж. Василь Мпсак 25.00

інж. Іван Мокрівський 25.00

інж. Юрій Огієнко 25.00

інж. Михайло Пежанський 25.00

інж. Володимир Фриз 25.00

інж. Юліян Фриз 25.00

інж. Юрій Храневич 25.00

ЗМІСТ

Передмова до українського перекладу V

Передмова до третього видання англійською мовою .... VII

Передмова до другого видання 1

З листа автора до проф. Риніна З

Передмова автора до першого видання 8

З другої передмови автора до першого видання 10

Перелік означень   12

Розділ І . Дані ракети. Основні означення 14

РозділII. Формули навантажености 15

Розділ III. Швидкість випливання. Хемічний

матеріял 18

РозділIV. Процес згоряння, конструкція камери

згоряння і сопла 24

Розділ V . Пропорційний пасив 26

РозділVI. Типи траєкторії і вимагані ракетні

швидкості 31

Розділ VII. Максимум прискорення 42

Розділ VIII. Діяння атмосфери на ракету під

час її випуску 45

РозділIX. Погашення швидкости повороту опо¬ром атмосфери 60

Розділ X . Міжплянетна база і ракето-артилерій-

ське постачання 69

РозділXI. Керування ракетою, вимірювання і

орієнтувальні прилади 73

Розділ XII. Загальні перспективи 74

Розділ XIII. Експерименти і дослідження 77

https://diasporiana.org.ua/miscellaneous/...