Юр. КОНДРАТЮК

ЗАВОЕВАНИЕ

МЕЖПЛАНЕТНЫХ

ПРОСТРАНСТВ

ПОД РЕДАКЦИЕЙ ПРОФ.

В. П. ВЕТЧИНКИНА

ИЗДАНИЕ АВТОРА

НОВОСИБИРСК, у л. Державина, 7

К статье Ю. В. Кондратюка

Предлагаемая книжка Ю. В. КОНДРАТЮКА, несомненно, пред-ставляет наиболее полное исследование по межпланетным путеше¬ствиям из всех писавшихся в русской и иностранной литературе до последнего времени. Все исследования проделаны автором совершен¬но самостоятельно, на основании единственного полученного им све¬дения, что на ракете можно вылететь не только за пределы земной атмосферы, но и за предел земного тяготения. В книжке освещены с исчерпывающей полнотой все вопросы, затронутые и в других со¬чинениях, и, кроме того, разрешен целый ряд новых вопросов перво¬степенной важности, о которых другие авторы не упоминают. К чис¬лу последних относятся:

1. Предложение пользоваться горением различных веществ в озоне, а не в кислороде, что повышает теплоту горения.

2. Предложение пользоваться твердыми горючими (литий, бор, аллюминий, магний, силиций) в дополнение к газообразным, как для повышения теплоты сгорания, так и для применения сжигаемых ба¬ков, которые после опорожнения от жидкого горючего сами обра¬батываются и направляются в печь. Такое же предложение было высказано инженером Ф. А. ЦАНДЕРОМ на докладе в теоретической секции Московского общества любителей астрономии в декабре 1923 г., но в рукописи Ю. В. КОНДРАТЮКА это предложение фи¬гурировало раньше доклада ЦАНДЕРА.

3. Он первый дал формулу, учитывающую влияние веса баков для горючего и кислорода (пропорциональный пассив по терминоло¬гии автора) на общий вес ракеты, и доказал, что ракета, не сбра¬сывающая и не сжигающая своих баков во время движения, выле¬теть за пределы земного тяготения не может.

4. Ему же принадлежит предложение делать ракету с крылья¬ми и летать на ней в воздухе, как на аэроплане. В иностранных работах подобное предложение отсутствует вовсе (там вместо него фигурируют парашюты для спуска на землю), а в русских работах — было высказано Ф. А. ЦАНДЕРОМ на том же заседании и затем напечатано К. Э. Циолковским — все же после того, как появилось в рукописи автора. Но исследование Ю. В. КОНДРАТЮКА идет далее, так как он не только указывает на необходимость применения крыльев, но и,приводит довольно подробное исследование, при каких ускоре¬ниях крылья будут полезны, какие при этом будут углы наклона траектории ракеты к горизонту, и дает наивыгоднейшую силу реак-

ции ракеты при полете в воздухе; она оказывается порядка перво-начального веса ракеты.

Вообще динамика взлета ракеты представляет труднейшую часть вопроса, и Ю. В. КОНДРАТЮК разрешил ее с наибольшей полнотой сравнительно со всеми другими авторами.

Здесь же приведено исследование нагревания передней части ракеты о воздух с учетом как адиабатического сжатия воздуха, так и лучеиспускания поверхности ракеты и самого нагретого воздуха. Этим вопросом также никто не занимался.

При этом все числа даны у Ю. В. КОНДРАТЮКА, хотя и до¬вольно грубо (об этом он сам упоминает в предисловии), но всегда с погрешностью в невыгодную для конструктора сторону.

Даже такой вопрос, как устройство промежуточной базы меж¬ду землей и другими планетами и ее ракетно-артиллерийское снаб¬жение, который у других авторов отдает чистой фантазией поэта, у Ю. В. КОНДРАТЮКА поставлен вполне основательно, с большим предвидением технической и ориентировочной стороны дела; и са¬мая база мыслится им, как спутник не Земли (как у всех осталь¬ных авторов), а Луны, что в значительно большей мере гарантирует базу от потери скорости, вследствие длительного торможения, хо¬тя бы ничтожными остатками земной атмосферы и от падения на Землю.

Также весьма продуманным является и заключительный параг-раф—о подготовительных работах по осуществлению межпланетных путешествий.

Книжка написана совершенно своеобразным языком, с своеоб-разными обозначениями, и настолько сжато, что прочесть ее без затруднения можно, лишь доверяя заключениям автора и отсутствию опечаток. Интересуясь результатами своих исследований, автор опу¬стил в тексте почти все выводы и сохранил только окончательные формулы, вывод которых не всегда элементарен и требует иногда большого напряжения мысли и вполне ясного понимания механиче¬ской сущности трактуемых вопросов.

Некоторые из формул мы снабжаем своими примечаниями, об-легчающими чтение и уточняющими результат; но существенных исправлений результатов автора или дополнений к ним не получи¬лось, так как в основе все решено правильно, а точность до сотых долей не нужна там, где не ясны десятые.

Принимая во внимание, что Ю. В. КОНДРАТЮК не получил высшего образования и до всего дошел совершенно самостоятельно, можно лишь удивляться талантливости и широте взглядов русских механиков-самоучек.

Предлагаемая книжка будет служить настольным справочником для всех, занимающихся вопросами ракетного полета.

Профессор В. ВЕТЧИНКИН.

Москва, 4/XII-27 г.

Настоящая работа в своих основных частях была написана в 1916 г., после чего трижды подвергалась дополнениям и коренной переработке. Автор надеется, что ему удалось представить задачу завоевания солнечной системы не в виде теоретических основ, раз¬витие которых и практическое применение подлежит науке и тех¬нике будущего, а в виде проекта, хотя и не детализированного, но уже с конкретными цифрами, осуществление которого вполне воз¬можно и в настоящее время для нашей современной техники после серии экспериментов, не представляющих каких-либо особых затруд нений. Осуществление это при том, от предварительных эксперимен¬тов начиная и кончая полетами на Луну, потребовало бы, насколь¬ко об этом можно судить заранее, меньшего количества материаль¬ных средств, нежели сооружение нескольких крупных военных судов.

О существовании на ту же тему труда инж. ЦИОЛКОВСКОГО автор узнал лишь впоследствии и только недавно имел возможность ознакомиться с частью статьи: «ИССЛЕДОВАНИЕ МИРОВЫХ ПРО-СТРАНСТВ РЕАКТИВНЫМ ПРИБОРОМ», помещенной в журнале «ВЕСТНИК ВОЗДУХОПЛАВАНИЯ» за 1911 г., при чем убедился в приоритете инж. ЦИОЛКОВСКОГО в разрешении многих основных вопросов. Из приводимой статьи, однако, не были выброшены пара-графы, заведомо уже не представляющие новизны, с одной стороны, чтобы не нарушать цельности изложения и не отсылать интересую¬щихся к очень редким теперь и трудно разыскиваемым номерам «ВЕСТНИК ВОЗДУХОПЛАВАНИЯ», с другой же стороны потому, что иногда те же самые теоретические положения и формулы, лишь несколько иначе освещенные, дают иное освещение и всему вопросу. При всем том автор работы так и не получил возможности озна¬комиться не только с иностранной литературой по данному вопро су, но даже и с второй частью статьи инженера ЦИОЛКОВСКОГО, по мещенной в журнале за 1912 год.

Многие из приводимых в этой работе формул и почти все циф¬ры даны с упрощениями и округлениями, часто даже довольно гру¬быми; причина этого то, что необходимый для детальной разработ¬ки вопроса опытный материал еще отсутствует в настоящее время, вследствие чего для нас нет смысла копаться в сотых долях, раз пока мы не можем еще быть уверены и в точности десятых; целью некоторых выкладок настоящей работы было лишь дать представле¬ние о порядке физических величин, с которыми нам придется иметь дело, и об общем характере их изменения, так как вычисление их

точных значений до соответствующих экспериментальных исследо¬ваний невозможно. По аналогичной причине в работе отсутствуют и конструктивные рисунки и чертежи:—общие принципы конструк¬ций легко могут быть выражены и словесно, частности же нами пока разрабатываемы быть не могут, всякий чертеж поэтому, как заключающий в себе по необходимости некоторые частные формы, вместо пособия, явился бы скорее помехой к научному пониманию.

В виду относительной новизны предмета, автору пришлось вве¬сти довольно много собственных терминов, замененных почти везде для краткости буквенными обозначениями, применение которых та¬ково: те же самые буквы, которые в формулах и выкладках обоз¬начают численные значения физических величин,—в тексте заменя¬ют собой соответствующие общеупотребительные физические или специальные термины данной работы. Для облегчения чтения в кон¬це статьи дается отдельный перечень всех буквенных обозначений, употребляемых повторно в нескольких местах статьи. Во всех слу¬чаях, когда не дано особых указаний, буквы обозначают физиче¬ские величины, выраженные в абсолютных (cm. grs.) единицах.

Июнь. 1925 г. ЮР. КОНДРАТЮК.

Коснусь основного общего вопроса этой работы, совершенно неосвещенного в первоначальном изложении—вопроса об ожидаемых результатах для человечества от выхода его в межпланетные про-странства.

Пионер исследований данного предмета проф. ЦИОЛКОВСКИЙ видит значение его в то*м, что человечество сможет заселить своими колониями огромные пространства солнечной системы, а когда солн¬це остынет, отправится на ракетах для поселения в еще не остыв¬ших мирах.

Подобные возможности, конечно, отнюдь не исключены,—но это все предположения отдаленного будущего, частью чересчур уже отдаленного. Несомненно, что еще долгое время вложение средств в улучшение жизненных условий на нашей планете будет более рентабельным, нежели основание колоний вне ее; не нужно забы¬вать, что по сравнению с общей поверхностью нашей планеты лишь незначительная ее часть как следует заселена и эксплоатируется. Посмотрим на проблему выхода человека в межпланетные простран¬ства с более «сегодняшней» точки зрения:—чего мы можем кон¬кретно ожидать в ближайшие—максимум—десятилетия, считая от первого полета с Земли.

Если не вдаваться в более или менее необоснованные фантазии то наши ожидания будут заключаться в следующем:

1) Несомненное огромное обогащение наших научных знаний с соответствующим отражением этого и в технике.

2) Возможное, более или менее вероятное, хотя и не достовер¬ное, обогащение нашей техники ценными веществами, которые мо¬гут быть найдены на других телах солнечной системы и которые отсутствуют, или слишком редки на земной поверхности.

3) Возможные иные дары солнечной системы, которых мы сей¬час частью не можем и предвидеть, и которые могут быть и не быть, как, например, результаты общения с предполагаемым органическим миром МАРСА.

4) Несомненная возможность для человечества овладеть ре¬сурсами, с помощью которых можно будет самым коренным образом улучшать условия существования на земной поверхности,—прово¬дить мелиорацию ее в грандиозных размерах, осуществляя в неда¬леком будущем предприятия и такого порядка, как, например, из¬менение климата целых континентов.

Я говорю, конечно, не о чем ином, как об утилизации неис-черпаемых запасов энергии солнечного света, которая так затруд¬нительна в условиях земной поверхности, делающих ее менее рен¬табельной, чем эксплоатация топлива, воды и ветра, и которая, на¬оборот, будет неизмеримо рентабельнее в пространствах, где от¬сутствуют атмосфера и кажущаяся тяжесть. Именно в возможности в ближайшем же будущем начать по-настоящему хозяйничать на нашей планете и следует видеть основное огромное значение для нас в завоевании пространств солнечной системы.

* *

Перебирая в уме удивительные достижения науки и техники последних лет и невольно задаваясь вопросом, почему не решена на практике до сих пор задача межпланетных сообщений,—задача по существу, по сравнению с другими достижениями, не столь уж трудная, если подходить к ней научно, а не с заранее выпученными от удивления и ужаса глазами, и отнюдь не грандиозная в смысле потребных технических средств,—но в то же время имеющая столь неизмеримо огромное значение,—задавая себе этот вопрос, прихо¬дишь к выводу:—от недостатка дерзости и инициативы, с одной сто¬роны, и непонимания практического значения этой задачи—с другой. Если бы цель этой задачи при той же трудности яснее выража¬лась бы в долларах, да не так бы поражала своей экстраординар¬ностью, американцы, наверное, уже владели бы ею, а не вели бы так же, как и немцы, лишь весьма предварительных опытов, направлен¬ных при том, насколько можно судить по нашим газетным сведени¬ям, по не совсем верному пути.

* *

*

В 1921 г. я пришел к весьма неожиданному решению вопроса об оборудовании постоянной линии сообщения с Земли в про¬странства и обратно, для осуществления которой применение такой ракеты, как рассматривается в этой книге, необходимо только один раз; в 1926 г.—к аналогичному разрешению вопроса о развитии ра¬кетою начальных 1500-2000 м/с. ее скорости улета без расходова¬ния заряда и в то же время без применения грандиозного артилле¬рийского орудия-тоннеля, или сверх-мощных двигателей или вообще каких-либо гигантских сооружений. Указанные главы не вошли в настоящую книгу; они слишком близки уже к рабочему проекту овладения мировыми пространствами,—слишком близки для того, чтобы их можно публиковать, не зная заранее, кто и как этими данными воспользуется.

* *

*

В заключение должен выразить глубокую признательность про-фессору В. П. ВЕТЧИНКИНУ—редактору настоящей работы и пер¬вому ее ценителю.

Октябрь. 1928 г.

ГЛАВА I.

ДАННЫЕ РАКЕТЫ. Основные обозначения.

Механическое определение ракеты, как реактивного прибора, таково:—«снаряд, который, последовательно отбрасывая с некоторой скоростью частицы своей массы, сам развивает скорость в противо-положном направлении за счет их реактивного действия». Примем следующие термины и обозначения, касающиеся ракеты, как таковой: „М“ — масса ракеты в данный момент,

„ М0 “ — » » начальная,

„Мк “ — » » в момент окончания ее функционирования,

как таковой—«конечная масса»,

„ MjQ“ — » » в момент прохождения ею начальной точ¬

ки данного участка (i) ее траектории,

„ Mik“ — » » в момент прохождения ею конечной точки

данного участка (i) ее траектории.

«Выделение»—совокупность частиц, отбрасываемых ракетою, реакция которых и сообщает ракете скорость.

„и" — «скорость выделения» — скорость отбрасываемых частиц относительно ракеты в тот момент, когда они начинают двигаться независимо от нее, если не считать практически ничтожной силы тяготения к ракете. Мы будем полагать, что в течение каждого дан¬ного промежутка времени «и» постоянна. Если различные частицы выделения, из отбрасываемых одновременно, обладают различными скоростями при отделении от ракеты, то за «и» мы будем прини¬мать такую среднюю скорость, которая могла бы заменить собою все действительные различные скорости частиц, не изменив суммы их реактивного действия на ракету: это будет скорость центра тяжести выделения за бесконечно малый промежуток времени, равная:

£ (сои а)

где „а“ и „иаи соответственно массы и скорости отдельных частиц Не трудно видеть, что при одной и той же сумме живых сил, равной: £ (auа) , «и» будет наибольшей (ф. 1) в том случае,

когда скорости всех отдельных частиц будут равны между собой.— 

„j0« — „собственное ускорение ракеты" = ускорению, какое ракета имела бы при наличии одной лишь действующей на нее силы

о — dM ...»

реакции выделения. Не трудно видеть, что. ,,j0“ = ■ и, где „dM—

at. М

Ф. 3. n = па. пь . nc nj ... • nz , где „а44, b, с i Z —

суть все участки троектории ракеты.

tk

„W44— „ракетная скорость44 = ^ jodt, где „ tk“ ~ момент

конца горения, иными словами: — „ракетная скорость44,— это та скорость, какую бы развила ракета, не подверженная действию никаких внешних сил и сообщающая себе ускорение все в одном и том же направлении.

Под „ jQ“ мы разумеем, следовательно, в данном случае, одну лишь абсолютную величину ускорения независимо от его направления.

„ракетная скорость участка44 = ^ jо dtсоответ¬ственно предыдущему обозначению, если и ,,t2“ суть моменты начала и конца прохождения данного участка.

ГЛАВА 11.

ФОРМУЛА НАГРУЖБННОСТИ (Отношение началь-

ной и конечн. масс ракеты).

Основная формула теории ракеты, связывающая величины «W» «и» и «п», была еще раньше дана инженер. Циолковским (лишь в несколько иной форме).

ф 4 jv\jQ 0 — основание натураль-

= п; = 0и ных логарифмов.

Под индексом «\» мы можем здесь разуметь, как любой из участков траектории ракеты, так и всю траекторию.

Вот элементарный вывод этой формулы:

Пусть ракета первоначальной массы „ М0 “ отбрасывает со скоростью .,и“ в одном и том же направлении последовательно частицы своей М0 Mj М2 Mi

массы, равные —— >—Q.— » —г? тг~ » где М01ЛХ ...Mj

I\0 IVi 1^2 *4

соответственно ее массы после каждого отброса. Мы будем иметь:

О vK1^Х10""(1 к0'"':

предел, последнего выражения при К0, , К2 ... Kj... — оо

—-— <<1 количество требуемого заряда незначительно, прибли¬зительно пропорционально требуемой ракетной скорости и обратно

Wj

пропорционально скорости выделения. При >» 1 п;

и ” '

растет, как показательная функция относительно „ Wj“, и быстро

может достичь значений, которые сделали бы невозможным практи¬ческое осуществление полета человека в межпланетные пространства; если бы, например, для совершения полета требовалось бы ,,W“ вдесятеро больше той „и“, какой нам удалось бы на практике до¬биться, то „п“ получило бы значение около 22.000; при „ Мк “ = 1000 кг. для всей массы ракеты потребовалось бы чудо¬вищное в данном случае значение в 22.000 тонн. Практическая воз¬можность полета в межпланетные пространства и завоевания других тел солнечной системы зависит, таким образом, от того, насколько большой „и“ нам удастся добиться и насколько малой „W* нам удастся обойтись для совершения полетов.

ГЛАВАIII.

СКОРОСТЬ ВЫДЕЛЕНИЯ. ХИМИЧЕСКИЙ МАТЕРИАЛ.

Запас энергии для сообщения скорости выделению может быть взят на ракету в весьма различных видах, но из них только скры¬тая химическая энергия соединения некоторых наиболее легких и активных элементов и энергия разложения находится в таком от¬ношении к массе содержащего их вещества, что получается «и», достаточная для осуществления полета на практике. Мы обладаем слишком ничтожными запасами радия и при том не умеем упра¬влять выделением его скрытой энергии, протекающим чересчур медленно для наших целей; поэтому из всех возможных видов «ра¬кеты» мы должны остановиться на «ракете» в обыденном смысле этого слова, т.-е. на ракете термо-химической, обладающей еще и тем весьма большим специальным преимуществом, что в ней скры¬тая энергия может быть превращена в живую силу выделения в боль¬ших количествах и с большим коэффициентом полезного действия при относительно небольшом весе и несложности всех служащих этому превращению приборов.

Теоретически возможен еще один особый вид ракеты—раке¬та, черпающая энергию извне—от солнечного света; на практике, однако, такой способ действия ракеты для нас сейчас неприменим или почти неприменим, вследствие чисто технических затруднений:

1) трудность сообщить даже и при наличии необходимого за¬паса энергии частицам выделения большую скорость, чем им может дать расширение раскаленных газов в термо-химической ракете и

2) трудность построить необходимые зеркала с таким отноше¬нием их площади к массе, чтобы улавливаемой ими солнечной энер¬гии хватало бы для сообщения достаточной скорости выделению при

достаточной интенсивности его ( стр. 10). Вследствие этих загруд-

Mdt

нений ракету, функционирующую за счет энергии солнечного излу¬чения, мы также оставляем пока в стороне.

Преобразование теплоты химической реакции в живую силу выделения основано на расширении газов; газы, следовательно, в со¬ставе выделения термо-химической ракеты необходимы; мы, однако, не обязаны ограничивать своего выбора химического состава выделе¬ния одними лишь газообразными соединениями. Ракета может исправ¬но функционировать и в том случае, если только часть выделения га-зообразна, а другая представляет собой распыленные в газе более плотные вещества; газы, расширяясь в трубе ракеты, вследствие сво¬ей упругости, и приобретая при этом скорость, будут увлекать с собою и частицы плотных веществ, черпая в то же время от этих последних теплоту, взамен теплоты, теряемой ими при расширении. 

Для того, чтобы этот процесс закончился с наибольшим полезным эффектом, необходимы: 1) возможно более полное увлечение плот¬ных частиц газами и 2) возможно более полная передача тепла от плотных частиц к газам; и то, и другое требует достаточно тон¬кого и равномерного распыления в газе плотных веществ и доста¬точного промежутка времени, в течение которого они будут друг с другом соприкасаться, т.-е. достаточной длины трубы ракеты. Решить вопрос о том, каковы должны быть степень распыления, длина тру¬бы и процентное содержание плотных веществ в выделении для удо¬влетворительного функционирования ракеты, может лишь серия об¬стоятельных экспериментов. Выбор веществ для заряда сводится, следовательно, в основе своей к выбору такой группы, чтобы выде ляющееся при химической реакции между ее членами количество- теплоты было бы наибольшим при расчете на 1 дг. получающегося со¬единения, вследствие чего мы могли бы получить наибольшую «и». Если бы при этом оказалось, что продукты реакции сжижаются или отвердевают при температурах, еще далеких от абсолютного нуля, и теряют при этом необходимую нам упругость, то мы должны бы¬ли бы к выбранной группе веществ присоединить еще и другую, про¬дукты реакции между элементами которой сохраняют газообраз¬ное состояние при более низких температурах и способны поэтому на превращение теплоты выделения в его живую силу с большей полнотой. В простейшем случае вместо второй газовой группы мо¬жет быть применен легчайший из газов—водород.

Далее мы приводим таблицу химических соединений, обладаю¬щих наибольшею теплопроизводительностью на 1 дг. их массы.

Первый столбец цифр содержит в себе теплоты соединений а больших калориях на 1 дг. уже за вычетом скрытых теплот испа¬рения жидких 02, Оз, Н2, СН4, С2Н2 и жидкого воздуха.

Второй столбец содержит скорость выделения в метрах в се¬кунду, соответствующие данным первого столбца, т.-е. такие ско¬рости, какие получила бы масса 1 дг., если бы ее живая сила рав¬нялась бы энергии теплоты, показанной в первом столбце.

Третий столбец содержит значения «пх» для «Wi»^22370— =-

s

11185-— вычисленные по ф. 4 соответственно дан

sJ

ным второго столбца. О значении скоростей 22370 -—и 14460—

S S

будет ниже в §§ VI, IX и XII.

Так как элемент кислород участвует в каждом из интересую¬щих нас соединений, то, соответственно двум видам кислорода — «02 » и «03 » каждое из соединений приведено в двух строчках: в верхней—данные по расчету на кислород; в нижней—на озон, кото¬рый обладает значительно большим запасом энергии. В дальнейшем мы будем именовать группы актива по их некислородным членам.

Мы видим из таблицы, что наибольший тепловой эффект дают литиевые и. борные группы; применение лития в заряде ракеты отпа¬дает заранее в виду того, что он несравненно дороже бора, лишь немного превосходя его своей теплопроизводйтельностью. Затем сле¬дуют почти наравне друг с другом группы: аллюминиевая, силицие- вая, магниевая и водородная, если рассчитывать на сжижение паров воды, но при расчете на газообразное состояние воды, водородная группа несколько уступает металлической, при расчете же на сжи¬жение паров воды одновременно с применением озона—несколько превосходит их. Затем следуют дающие смесь углекислоты с водою углеводородные группы: болотная, ацетиленная и нефтяная; еще

меньший эффект дает чисто угольная группа и, наконец, группа из нефти и воздуха. В виду дешевизны более удобной для нас нефти, дающей при том больший эффект, применение угольной группы от¬падает заранее. Что касается водородной группы, то вопрос об ее применении приходится считать открытым, в виду затруднительно¬сти хранения и дороговизны жидкого водорода; весьма вероятно, что применение кремне и боро водородных групп окажется лучшим во всех отношениях, тем более, что добиться сжижения паров воды в трубе ракеты, т.-е. утилизации ее скрытой теплоты испарения, нам безусловно не удастся во время развития ракетою большей части ее скорости, когда мы не можем довольствоваться сколь . « dM

угодно малыми ,,j0и—, а, по всей вероятности, не удастся и во¬обще, так как сжижение паров веды потребовало бы расширения их от выхода из камеры сжигания до выхода из трубы в сотни тысяч раз и более. Применение металлических или борной групп требует для наличия в выделении газа одновременного применения водород¬ной, боро-водородной или одной из угле-водородных групп, или же присутствия избыточного водорода. Если критерием при составле¬нии заряда будет служить наименьшая его стоимость, то руководя¬щим принципом должен быть следующий: применение наиболее дешевых групп (т.-е. дающих наиболее дешевое реактивное действие: стои-

-Уг У

мость реакции определяется произведением Цц m' где „ Ц “

стоимость заряда, „т“—его вес и „q“—его тепловой эффект) для частей заряда, расходуемых первыми, и переход от них к группам

более теплопроизводительным ^jp=max^ для частей заряда, расходуе¬мых следующими. Согласно этого принципа и таблицы на стр. 15, заряд ракеты должен состоять из групп, следующих в таком по¬рядке:

I. Нефтяная группа; если жидкий кислород окажется значи¬тельно дороже жидкого воздуха, то этой группе должна предше¬ствовать группа из нефти и воздуха.

II. Болотная группа; если окажется возможным получать де¬шевый и безопасный жидкий ацетилен, то ей может предшествовать ацетиленная группа.

III. Водородная группа; применение ее находится в зависимо¬сти от стоимости производства и хранения жидкого водорода; весь¬ма возможно, что водородная группа окажется неудобной и невы¬годной и на ее месте будут совместно применяемые группы болот¬ная, металлическая (Я1, Si, Mg) и кремне-водородная.

IV. Борная группа; совместно с ней водородная или боро-водо-родная.

Относительно применения металлических групп будет еще и ниже в § V и § IV.

Будет ли применяться озон и начиная с какой группы, зави¬сит от того, насколько дешевый, а главное, безопасный жидкий озон нам удастся получать; от этого же в значительной степени зависит и применение водородной группы, так как для нее разница между кислородом и озоном наиболее ощутительна.

Ог, Оз, Н2, CFU, С2Н2, SiH4, ВНз могут быть взяты на ра¬кету, разумеется, только лишь в жидком виде, так как в газооб¬разном они потребовали бы сосудов огромного об‘ема и веса: бор должен быть взят в виде аморфного порошка, который пульвери¬зируется в камеру сжигания струей водорода или болотного газа, или примешивается к нефти перед ее поступлением в камеру сжи¬гания. BiSiи Нг могут быть взяты в виде ВНз, В2Н3 и SiH4, а также в виде боро и кремне-углеводородов; автор, к сожалению, не имел возможности разыскать термохимических данных относительно этих, чрезвычайно интересных для данного вопроса, соединений. Ме¬таллы могут быть употреблены в расплавленном виде или, как и <бор, в виде порошков.

О коэффициенте полезного действия ракеты, т.-е, об относи¬тельном количестве теплоты, которая будет превращаться в живую силу выделения, трудно составить себе заранее точное представле¬ние; он зависит больше всего от степени расширения газов в трубе ракеты, т.-е. от соотношения начальной и конечной упругостей, по-

/ dМ\

следняя же зависит от отношения массы выделения I ^ ^ 1 к по¬

перечному сечению извергающей трубы и, кроме того, не может быть меньшей, чем упругость окружающей атмосферы. Коэффициент полез-ного действия ракеты будет поэтому большим в те периоды полета, когда ракета будет свободным космическим телом в безвоздушном пространстве, когда для нее будет достаточным сколь угодно ма-

лое „10 и . — и меньшим в те периоды полета, когда ракета бу- dt

дет находиться в пределах атмосферы значительной плотности и когда ей будет необходимо не меньшее некоторой определен¬

ной величины (§§ VI и VIII); при последних условиях коэффициент полезного действия будет, повидимому, иметь величину от 50% до 75%. В целях повышения полезного действия мы должны иметь воз¬можно большее начальное давление (в камере сжигания) и возможно меньшее конечное (в конце трубы); чтобы достичь последнего, не увеличивая поперечного сечения трубы и, вместе с тем, поперечного

2 я. «Завоев. межпл. простр.»

сечения всей ракеты и сопротивления атмосферы, может оказаться более выгодной замена одной извергающей трубы несколькими, по-следовательно расположенными и выходящими под небольшим углом к боковой поверхности ракеты; задний конец ракеты в подоб¬ном случае можно сделать заостренным—обтекаемой формы; пи¬таться эти извергающие трубы могут из одной или из нескольких же камер сжигания—как окажется конструктивно удобнее.

Вследствие неполной утилизации теплоты химической реакции действительные значения «и» будут меньшими, нежели вычисленные в- таблице; если бы коэффициент полезного действия равнялся соот-ветственно 50 и 75 проц., то действительное значение «и» было бы соответственно равно около 3/4 и 7/в его вычисленного значения,

соответственно чему «п» имело бы значение и п^7 от вычислен¬ных значений.

ГЛАВА IV.

ПРОЦЕСС СГОРАНИЯ. КОНСТРУКЦИЯ КАМЕРЫ

СЖИГАНИЯ И ИЗВЕРГАЮЩЕЙ ТРУБЫ.

Весьма существенным является вопрос о температурах в каме¬ре сжигания и в извергающей трубе. Если бы полное соединение компонентов выделения могло произойти сразу, то в камере сжига¬ния температура должна была подняться до

Ф- 5. 7=208 Qm, где Q средняя теплотворная способность

дг

грамма соединения, а «ш»—средний молекулярный вес выделения, если считать его газообразным. При твердых или жидких продуктах тем-пература должна была бы быть и еще выше. Происходящая при высо¬ких температурах диссоциация молекул не даст, однако, пройти хи¬мической реакции сразу полностью; при некоторой температуре (вы¬ше 3.000°) для всех реакций наступит химическое равновесие, после чего дальнейшее их течение возможно будет лишь по мере потери тепла газами при их расширении в извергающей трубе. Таким образом тепловая энергия реакций будет реализоваться первоначально не адиа¬батическим процессом, а процессом более близким к изотермиче¬скому; адиабатический процесс наступит, когда газы, расширяясь в трубе, потеряют столько тепла, что реакции смогут пройти до кон¬ца, не поднимая температуры смеси до температуры значительной диссоциации ее компонентов. Для конструкции ракеты эти явления имеют следующее значение: для реализации того же количества те¬плоты соединений при постепенном сгорании мы должны иметь боль¬шее отношение конечного об'ема газов к начальному, т.-е. больших размеров извергающую трубу. С другой стороны, в камере сжигания и в начале извергающей трубы мы будем иметь меньшую темпера¬туру, чем та, какая была бы при полном сгорании в камере. Из ф. 5 видно, что, задавшись по конструктивным соображениям некоторой предельной температурой в камере сжигания, мы получим значитель¬но более полное первоначальное сгорание и меньшую длину процес¬са догорания для соединений с меньшим молекулярным весом. С этой точки зрения наиболее удобными являются группы с Н2, СН4, С2 Н2, нефтью и Li, несколько менее SiH4, ВНз и наименее удобными чисто металлич. группы Si, Mg, борная и особенно—аллюминиевая.

Конструировать камеру сжигания и извергающую трубу придет¬ся следующим образом: те поверхности, которые будут подвержены действию температур более высоких, чем может выдержать самый огнеупорный материал, нужно сделать металлическими (медными или из одного из тугоплавких металлов, как хром или ванадий) и подвер-гнуть интенсивному охлаждению снаружи жидкими газами, подающи-мися в камеру сжигания; произвести расчет этого охлаждения до со-ответствующих экспериментов относительно количества тепла, какое будут получать поверхности камеры лучеиспусканием и теплопро-водностью горящей смеси, не представляется возможным. Остальные поверхности можно облицевать извнутри достаточно огнеупорными материалами, по возможности изолировав их от наружной кон¬струкции, которой можно дать, в случае надобности, умеренное охлаж- дене. Если окажется неудобным или невозможным доводить темпе¬ратуру в камере сжигания и в начале трубы до той, при которой происходит уже значительная диссоциация компонентов выделения, мы можем искусственно поддерживать ее на некотором заданном уровне, подавая одно из веществ заряда (металлы или кислород) не сразу все в камеру сжигания, а только часть, остальное же его количество подводить в разных местах трубы по мере потери тепла первоначально заданной смесью.

ГЛАВА V.

ПРОПОРЦИОНАЛЬНЫЙ ПАССИВ*

В пассивных массах ракеты, т.-е. в массах, не относящихся к заряду «Г-», мы можем различить две существенно различные части.

1) абсолютный пассив «т», к которому относятся люди со всем необходимым для их жизни и выполнения заданной им операции и благополучного спуска на земную поверхность по окончании функ-ционирования ракеты, как таковой.

2) пропорциональный пассив «mj»—массы всех предметов, об-служивающих функционирование ракеты, к каковым относятся: а) со-суды для заряда, б) камеры сжигания, в) извергающая труба, г) при¬боры и машины, перемещающие вещество заряда в камеру сжигания, и д) все части, связывающие предметы первых четырех категорий и придающие прочность всей конструкции ракеты. Эту часть массы мы назовем «пропорциональным пассивом», в виду того, что по кон¬структивным законам он в общем должен быть по своей массе при¬близительно пропорционален массе обслуживаемого им заряда, пока этот последний не превосходит некоторой величины; при больших

значениях «а» отношение-^-растет. Исходной точкой конструиро-

V-

dt

Обозначим отношение —=qи предположим, что все время

Iх

у нас функционирует один и тот же несменяемый пропорциональ¬ный пассив «mi». Тогда m1==p,q; Mk— m-j-mi—m-ffxq. Подставив это значение «М^» в ф. 26, получаем: (п—1), откУДа

ф. 6. иь= ■ — тогда как при пц=0 мы имели бы: Г=т(п—1!)

^ 1—q(n—1),

Мы видим из формулы что, пока q« ——-, мы получим для «р. значения, лишь немногим отличающиеся от тех, какие мы имели

превращаясь в бесконечность при q= —^—7 что означает

п 1,

теоретическую невозможность построить ракету при подобных дан¬

ных. Практическая же возможность наступает ранее; при q=-^ гг

мы уже получили бы удвоение заряда. Для того же, чтобы масса ра¬кеты не увеличивалась бы значительно из-за присутствия в ней масс «mi», и необходимости сообщать им скорость наравне с «т»,

1

Ф. 7. желательно иметь примерное отношение q<r<TF7

5 (ni—1)

где «п j».—нагруженность того участка, на протяжении которого бессменно функционирует один и тот же «mi» и по окончании ко¬торого он может быть отброшен, чтобы не обременять ракету своей излишней массой, после чего и начинает функционировать другой комплект «mi», меньших размеров и меньшей массы, соответствен¬но уменьшившимся массам заряда и выделения. Обе стороны нера¬венства (ф. 7) неодинаково способны поддаваться нашим усилиям к их изменению: величина «q» определяется степенью технического совершенства в построении предметов «mi» и, хотя и может быть большею или меньшею в зависимости от различных условий, но имеет все же некоторый жесткий минимум, которого мы при дан¬ных имеющихся в нашем распоряжении материалах и при данном развитии строительной техники преодолеть не в состоянии. Величи¬ну «п{ » мы можем уменьшать по произволу вплоть до «1», деля траекторию ракеты на большее число участков с меньшею »W\ » Д каждого. Число участков и соответственно число комплектов «mi» определяется в зависимости от той относительной величин расхо¬дуемого заряда, какую мы найдем удобным обслуживать одним бес¬сменным комплектом «mi», а именно это число должно быть равно ]gnlgnjsгде «nj—нагруженность каждого из участков траектории.

довательно, при q=—'масса заряда по формуле (6) уже превра- УУ

щалась бы в бесконечность, при Ч==200 Удваивалась бы, междУ тем

1

2QQ|A—это величина очень и очень тесная, вернее вовсе невозмож¬ная для массы всего комплекта «mi*. Даже, если мы примем W=14460 — и возьмем соответственно п2=20 (стр. 15), то и то

S

1

получаем удвоение заряда при трудно выполнимом отношении mi=^Q|i.

Практически наилучшей системой будет поэтому двухкомплектная для машин и приборов и трехкомплектная для сосудов, как более громоздких частей «т^. Если мы опять положим п=100, то абсо¬лютный предел «q* поднимается с ~ (при однокомплектной систе¬ме) до при двухкомплектной и до при трехкомплектной си¬стемах. Несколько комплектная система, хотя и дает больший про¬стор в конструировании предметов «mi» и избавляет нас от прова¬ла всего предприятия из-за невозможности сконструировить доста¬точно легким «mi», но все же не совершенно ликвидирует вредное влияние масс «mi» на величину массы ракеты: значение «|л» по ф. (6) получается все же большим того, какое бы мы имели при полном отсутствии «mi».

Если мы применим несколько-комплектную систему, разделив траекторию на несколько участков с равными «Wj» для каждого из

них; то для всего полета получится увеличение массы в

1 \К

ф. 6а.

раз (где «К»—число участков) сравнительно с массой, какую раке¬та должна была бы иметь при отсутствии «mi».

ПРИМЕЧАНИЕ: Основание степени этой формулы мы по-лучаем, если к правой части уравнения (6) прибавим m-fmjи затем вынесем тп} за скобки.

ПРИМЕЧАНИЕ РЕДАКТОРА: В пределе при К= оо дробь (ф. 6)принимает значение:

Можно предложить такое решение вопроса об «гп!», при кото¬ром вредное влияние присутствия масс «mi» устраняется почти со¬вершенно; решение это заключается в следующем: как и при несколь- ко-комплектной системе, конструируется несколько комплектов «mi» постепенно убывающей величины; материалом для конструкции слу¬

жат по возможности преимущественно аллюминий, кремний, магний; части, требующие особой огнеупорности (внутренняя поверхность камеры сжигания), делаются из подходящих сортов графита, карбо¬рунда корунда. Комплекты, становящиеся по своей величине излишними вследствие уменьшившейся массы ракеты, не отбрасываются, а раз¬бираются и поступают в камеру пилота на переплавку и раздробле¬ние, чтобы затем быть употребленными в качестве химических ком¬понентов заряда. Такое решение является идеальным, так как при нем в качестве вредных масс «mi» остается лишь последний, самый меньший комплект, все же предыдущие являются зарядом, временно исполняющим функции «mjB. Так как разборка и дальнейшее пре¬образование предметов «mi» требует некоторого времени, то при такой системе деление траектории ракеты на участки, обслуживае¬мые бессменными комплектами «mi», уже не является произвольны¬ми: первая смена комплектов не может быть произведена ранее до¬стижения ракетою состояния свободного спутника Земли; последняя смена не может быть произведена позднее того, как ракета при возвращении потеряет скорость настолько, что не сможет быть уже свободным спутником Земли. Этими двумя сменами удобнее всего и ограничиться, тем более, что они соответстуют делению траектории на три участка с приблизительно равными «Wj» для каждого. Для разборки предметов «тр в безвоздушном пространстве и преобра¬зования их в вещества заряда потребуются некоторые добавочные приспособления; тем не менее, следует приложить все усилия имен¬но к такому решению вопроса об «mi», так как оно облегчает основ¬ную трудность всего предприятия, уменьшая необходимую массу ра¬кеты, весьма большая величина которой лишь и является практиче¬ски трудно преодолимым материальным препятствием к завоеванию межпланетных пространств и тел солнечной системы, что теорети¬чески не представляет каких-либо особых трудностей.

ГЛАВА VI.

ТИПЫ ТРАЕКТОРИИ И ТРЕБУЕМЫЕ РАКЕТНЫЕ

СКОРОСТИ.

Примем следующие обозначения:

„Jj“—участки траетории ракеты, на которых она функциони¬рует, т. е. сообщает себе ускорение;—

„Wy“—„скорость улета" для данного состояния ракеты—та ско¬рость, на которую нужно увеличить имеющуюся скорость ракеты, чтобы она приобрела движение по параболической орбите относи¬тельно центра земли;

„WB"—„скорость возврата для данного состояния ракеты, та скорость, которой ракета обладала бы, когда, продолжая двигаться по своей орбите, она достигла бы земной поверхности (уровня моря);

,,w“—„полная скорость улета" и „п. с. возврата"—„Wy“, вы-численной для состояния неподвижности на уровне земной поверхно- CTH=„WB“>вычисленной для состояния неподвижности в бесконеч¬ном удалении от Земли, или для ракеты, движущейся по параболи¬ческой орбите=„параболическая скорость “==]/2Rg(где ,,R“—радиус

Земли, а „д“—ускорение силы тяжести на земле) = 11185 —.

“V"—скорость ракеты относительно центра Земли (а не земной поверхности) в данный момент;

“г"—расстояние от ракеты в данный момент до центра Земли;

Под „полетом" мы будем подразумевать движение ракеты до некоторой, бесконечно удаленной от Земли, точки и возвращение обратно, при чем скорости ракеты у точки назначения и у земной поверхности должны быть равны нулю. Мы будем пока игнорировать сопротивление атмосферы и присутствие в пространстве иных тел, кроме Земли, так что наши выводы этого параграфа будут прибли¬зительно верны лишь для участков траектории, лежащих вне атмос¬феры ощутимой плотности, не приближающихся к Луне, и для тра¬екторий, размеры которых значительны в сравнении с радиусом земной орбиты. 

В том случае, когда орбита не касается и не пересекает зем¬ной поверхности, как напр. всякая круговая орбита, наше опреде¬ление величины ,,WB“ является фиктивным; в подобных случаях под „WB“ МЫ должны разуметь ту скорость, которою ракета обла¬дала бы, если бы к живой силе ее движения была прибавлена энер¬гия, обусловленная ее массой и разностью потенциалов силы зем¬ного тяготения между точками ее пребывания в данный момент и точкой на уровне земной поверхности, вне зависимости от того, мо¬жет ли это суммирование энергий произойти в действительности при движении ракеты по данной ее орбите, или нет. Не трудно за¬тем видеть, что “Wy“ имеет различные значения для различно уда¬ленных от Земли точек одной и той же орбиты (если только орбита не параболическая, для которой Wy=0), наоборот „WB“ имеет по¬стоянное значение для всех точек одной и той же орбиты. Величи¬ны „Wy“ и ,,WB“имеют для нас следующее значение:

1) „Wy“, взятая для перигея (ближайшей к центру земли точки орбиты) есть теоретический минимум „W" (т. е. вычисленный лишь на основании закона сохранения энергии) необходимый для того, чтобы двигающаяся по данной орбите ракета приобрела движение по параболической орбите, следуя по которой, ракета может выпол¬нить первую половину „полета”—движение до бесконечно удален¬ной точки.

2) ,,WB“ есть теоретический минимум ,,W“, необходимый для того, чтобы двигающаяся по данной орбите ракета достигла зем¬ной поверхности с нулевой скоростью и тем завершила вторую по¬ловину полета.

Для доказательства первого положения мы сравним между со¬бою ,,Wyi“ и „Wy2“, вычисленные для двух точек „atuи „а2“одной и той же орбиты, разность между потенциалами силы земного тяго¬тения в которых равна бесконечно малой Если для более да¬

лекой из точек—точки „aУ‘, мы имеем по формуле (8);

более близкой точки „а2“

f2а — V'V2 н~ 2« , НО 

и скобка положительна.

Таким образом, по абсолютной величине, которая нас сейчас только и интересует, Wy2<;WyСледовательно „Wy“ имеет минимум в точке перигея данной орбиты, который и является теоретическим минимумом ракетной скорости, необходимой для перехода на пара¬болическую орбиту, что и требовалось доказать.

Для доказательства второго положения мы сравним между со¬бой ,,WBi" и ,Шв2‘, получающиеся в двух случаях: в первом раке¬та, двигаясь по некоторой орбите, получила приращение скорости „и" в точке „ах*," во втором двигаясь по той же орбите с тою же скоростью, ракета получила той же величины отрицательное прира¬щение скорости в другой точке „а2% при чем разность потенциалов силы земного тяготения между точкам „ах“ и „а2“ равна беско¬нечно малой „а". Если в первом случае мы по формуле (8) будем 

Таким образом WB2<^WBi, следовательно мы получим тем меньшую ,,WB“, чем ближе к Земле будут находиться точки, в ко¬торых ракета сообщает себе замедления. Минимум „WB“ мы полу¬чим, сообщая ракете отрицательные приращения скорости на уровне земной поверхности; чтобы ракета завершила полет, мы должны погасить на уровне земной поверхности всю скорость, какою ракета будет обладать и которая будет равна ,,WB“ данной орбиты,—что и требовалось доказать.

Оба предыдущие положения можно пояснить следующим образом.

Некоторый данный расход заряда ракеты сообщает ей некото¬рое определенное положительное или отрицательное приращение скорости независимо от состояния покоя или движения самой раке¬ты, но так как энергия ракеты относительно Земли—ее живая си¬ла—пропорциональна квадрату ее скорости относительно Земли же, то некоторое данное приращение скорости представляет собою большее положительное или отрицательное приращ. живой силы, тогда, когда оно происходит при большей первоначальной скорости ракеты; например, приращение скорости= 4, приложенное к скорости = 2,

62— 22

представляет собою приращение живой силы — = 16, тогда как

тоже приращение скорости = 4, приложенное к скорости = 20, пред-

242 202

ставляет собою приращение живой силы = 88. Таким

образом, с точки зрения энергии ракеты относительно земли, реак¬ция выделения действует на ракету тем сильнее, чем больше ско¬рость самой ракеты. Но скорость свободно движущейся ракеты бу¬дет наибольшей в точке наибольшего приближения ее к земле— следовательно и действие реакции в этой точке будет наиболее выгодным, как в тех случаях, когда необходимо сообщить ракете достаточную энергию для улета от земли, так и в тех, когда нуж¬но лишить ее энергии для благополучного спуска на землю.

Таким образом, мы видим, что ,,W“ может достичь минималь¬ного значения 2wлишь при том обязательном условии (но еще не¬достаточном), чтобы все ускорения и замедления производились бы на уровне земной поверхности: поскольку это невозможно, „W" бу¬дет тем меньшей, чем ближе к уровню земной поверхности будут

расположены Итак, близость к земной поверхности всех участ¬ков собственного ускорения ракеты—„Jj“ является первым требова¬нием, какое мы должны пред‘являть к траектории ракеты во избе¬жание излишнего возрастания необходимой ракетной скорости—„W“. Разность W—2wмы назовем „перерасходом ракетной скорости" и обозначим через „Л“; под „Л\«, „перерасходом данного участка", будем разуметь ту часть всего перерасхода „Л“, которая явилась неминуемым следствием условий прохождения ракетою данного участ- 

дет обозначать тот физический фактор, следствием которого явил¬ся перерасход, например в ф. 10 мы имеем перерасход являет¬

ся последствием ускорения силы тяжести; индекс „s“ будет обозна¬чать суммированное влияние всех факторов; „с" — влияние сопроти¬вления атмосферы с двумя подразделениями «сн“ и „св“, о кото¬рых будет ниже в § VIII. Согласно изложенного из всех форм тра¬екторий обязательно дают „Л “ те, в которые входят в качестве элементов элементы свободных орбит, не касающихся и не пересе¬кающих земной поверхности, так как при наличии в траектории по¬добного элемента „первое требование" (см. выше) оказывается заве¬домо невыполнимым. Наибольший „Л* дает присутствие в траектории элемента круговой орбиты некоторого конечного радиуса.

Вторым требованием, какое, мы должны пред'являть к траекто¬рии ракеты для достижения возможно меньшего „Ли>является воз¬можно меньший угол между направлением силы реакции и каса¬тельной к траектории; абсолютное значение „Vй изменяется в зави¬симости не от всего собственного ускорения ракеты „]0“, а лишь от его тангенциальной слагающей, равной j0cos[3; мы получаем сле-

ф. II. довательно Лф —Wj(i—cosP).

Траекторию всего полета мы разделим условно на три участка.

1) „Ту"—„траектория улета" = участок траектории, начинаю¬щийся на земной поверхности и оканчивающийся в некоторой бес¬конечно удаленной точке. 

2) „Тс“—«связывающая траектория» = участок траектории,

начинающийся в конце „Ту" и оканчивающийся в некоторой другой, бесконечно удаленной точке.

3) „Тв“ — „траектория возврата" = участок, начинающийся в конце “Тс„ и оканчивающийся в точке на земной поверхности.

Соответственно указанным обозначениям примем и обозначения»

»WyJI,WCB, WB03•

Обозначим:

„0“ mугол между траекторией в данной точке и плоскостью горизонта;

— угол между направлением собственного ускорения ,,j0“ и траекторией в данной ее точке;

яХ'* zzz0 —j— р = угол между направлением „j0“ и плоскостью

горизонта. Углы „0“ и „Р“ считаются положительными, когда касательная к траектории направлена вверх от плоскости горизон¬та, a ,,j0“ направлено вверх от касательной к траектории.

Смысл нашего деления траектории такой: в бесконечном уда¬лении от земли сила земного тяготения ничтожна, а сопротивление земной атмосферы отсутствует; вследствие этого „Тс“, поскольку

она вся находится в бесконечном удалении от земли, может иметь произвольную форму и при всякой форме ее может быть проделана ракетою со сколь угодно малыми „jQ“ , „V" и „WCB“. Практически к

„Тс“ можно приравнять участок траектории, находящийся от земли на расстоянии нескольких десятков земных диаметров. „WCB“ на

практике определяется в значительной степени количеством време¬ни, какое мы найдем удобным назначить для прохождения „Тс

Наоборот „Ту“ и „Тв“ находятся своими частями в пределах сферы

сильного тяготения и отчасти в пределах сопротивляющейся среды— атмосферы; поэтому та или иная величина „W", а следовательно и „ Л “ всецело зависят от той геометрической формы и тех скоро¬стей, какие мы выберем для „Ту“ и „Тв“; в дальнейшем, поэтому, раз¬бирая различные типы траекторий, мы будем иметь в виду из них лишь участки „Ту “ и „Тв“, оставляя в стороне относительно для

нас не важную „Тс“. Так как при отсутствии сопротивления среды

тождественные по форме и абсолютной величине скоростей в соот-ветственных точках „Ту" и „Тв“ требуют для своего выполнения

равных ускорений в соответственных точках, то и „\Мул“ и „WB03“ для этих „Ту- и „Тв “ будут между собой равны; приводимые ниже выкладки относятся поэтому одинаково к „Ту" и „Тв ", поскольку они лежат вне пределов атмосферы ощутимой плотности. 

Нетрудно видеть невозможность построения такой траектории, которая бы одновременно вполне отвечала бы обоим изложенным выше требованиям (стр. 28 и 29 ) для достижения наименьшего перерасхода скорости „Л“; типом траектории, вполне отвечаю¬щим „второму требованию" является, „радиальный", „Ту" и „Тв“ ко¬торого представляют собою продолжения земных радиусов. Согласно „первому требованию4* в радиальной траектории мы должны по воз¬можности сократить „Jj“, сообщая ракете „jc“ возможно большей

величины, начиная от точки отправления и непрерывно до той точ¬ки, в которой ракета будет уже обладать параболической скоро.

стью V = w/“==—; при возвращении с соответственной точки должно начинаться „\Q“— „собственное замедление" ракеты. Поло.

жим для упрощения, что ускорение силы тяжести на всем протяже¬нии „Jj“ таково же, как и на земной поверхности=„д “; обозначим: jo-f-jp =j, и j: g= j, где j0собственное ускорение, a ,,jp“ —замедле¬ние, сообщаемое ракете силою сопротивления атмосферы и, „j"—ве¬кториальная сумма их (в данном случае, при радиальной траектории она равна алгебраической разности), которую мы будем называть «ме¬ханическим ускорением», соответственно чему: «j» — коэффициент превосходства механического ускорения над ускорением силы тяжести; при подобных допущениях и обозначениях будем иметь из ф. 9:

ф. 12. Лд=«^|/ 1

; эти значения, несколько большие действительных при

конечных значениях «j», мы и примем за приблизительные значе¬ния перерасхода от действия силы тяжести при радиальной траек¬тории полета ракеты, принимая j> 5 (для меньших значений «j» радикальная траектория вовсе непригодна).

Типом траектории, отвечающим «первому требованию», являет¬ся «тангенциальный»—(см. ч. 1): от точки отправления «О» до точки «Ь» ракета движется параллельно земной поверхности по ду¬ге большого круга; горизонтальное движение ракеты достигается направлением «jQ» под таким углом «р» к горизонту и траектории, чтобы сила MjQsinр уравновешивала собою избыток силы тяжести ракеты над ее центробежной силой; до точки «di», угол р должен быть

положительным, после же этой точки, в которой V—w

«р» делается отрицательным, так как центробежная сила будет уже превышать силу тяжести. Движение по кругу продолжается до тех

пор, пока необходимый для его поддержания угол р8 все увеличива-ющийся (по абсолютной величине) с возрастанием скорости и цен-тробежной силы, не достигнет такой величины, что Лр (ф. 11) станет

ощутимо вредной частью перерасхода; по достижении углом [3 (со-ответственно скорости ракеты) такого значения, ракета движется некоторое время при постоянном «ф», уже удаляясь от земной по¬верхности с все возрастающим углом «0». Когда в точке «bi» ста¬новится практически вредной величиной и «Л д», вследствие все воз¬растающей разности потенциалов силы тяжести между точкой на¬хождения ракеты в данный момент и перигеем той орбиты, по ко¬торой ракета получила бы движение, если бы «j0» было прекращено (о влиянии этой разности на Wyсм. стр. 27), функционирование ра¬кеты прекращается, и от точки «fc>i» до точки «Ьг» ракета свобод¬но движется по эллиптической орбите. В точке «Ь2®; симметричной точке «Ь>1» (относительно большой оси эллипса), «]0» опять возобно¬вляется при р < О, чтобы «Jj» прошел бы возможно ближе к Земле, и продолжается до точки «cj», отвечающей тому же условию, что точка «bi»; за точкой «ci» опять следует свободная эллиптическая орбита—«ci—Сг», потом опять расположенный вблизи земной по¬верхности Jj— с2 — ei8и т. д., пока мы по прохождении послед¬него «Jj» не получим требуемых параболических скорости и орбиты. При тангенциальной траектории «Лд[3», который будет получаться после прохождения ракетою точки «di», теоретически может быть сделан сколь угодно малым посредством достаточного сближения между собою точек «dи Ь, Ь и bi8Ь2 и cisс2 и ех» и т. д., при чем лишь будет увеличиваться число промежуточных эллипсов и продолжительность полета; этой частью «Лдр», как за¬висящей в значительной степени от нашего произвола, мы будем по¬ка пренебрегать; наоборот «Лр», получающийся до точки име¬ет определенный теоретический минимум, равный приблизительно (при j^>1)

ф. 13. Лр—w Это приблизительное значение мы и

примем для дальнейшего. Кроме меньшего более чем в 3 jраз перерасхода, тангенциальная траектория имеет еще и то большое преимущество, что, производя отправление и возвращение ракеты в экваториальной плоскости с запада на восток, мы, вследствие вра¬щения зем и вокруг своей оси, получаем для всего полета экономию ракетной скорости «W», равную удвоенной скорости движения зем¬ной поверхности: 2U= 920-^-

Помимо трудности требуемого тангенциальной траекторией точного управления, она обладает еще одним недостатком, который

делает применение ее в чистом виде при отправлении невозможной „Ту" тангенциального типа требуют точки отправления вне атмос¬феры ощутимой плотности, так как в противном случае, вследствие большой длины участков, расположенных на уровне точки отправле¬ния и немногим выше ее, неимоверно возрос бы „Лс“, в0много раз перевысив собою экономию„Ш“, получающуюся от меньшего при тангенциальной траектории перерасхода . Лд^“ и от утилизации

скорости вращения земной поверхности. Практически наивыгодней- шим типом „Туи явится по этому не тангенциальный, а некоторый компромиссный, начинающийся дугою спирали, примерно показанный на обложке; уг. 0 для этой спирали долженГ быть тем меньшим, чем меньше будет возможная величина „jQ« (и чем больше для нас бу¬дет поэтому иметь значение „ Лд^14) и чем меньшим будет замед¬ление „jp“, вызываемое сопротивлением атмосферы. Для этого сред¬него типа траектории «Лд^“ будет иметь значение среднее

между w^ иw-Дго. В дальнейшем мы будем считать, что

2(j—1) 6j2

при 6<30° и при j>3, если ракета не пользуется авиационными

крыльями, или при j>l,если ракета ими пользуется,

поддерживающих поверхностей авиационного типа, если только бу¬дет 7<2. Что касается „Тв“ тангенциального типа, то она примени¬ма в почти чистом виде и может дать очень большую экономию „WB03“} вследствие полезного для нас при возвращении сопротивления атмо¬сферы, которое будет помогать гасить скорость возврата ракеты. Об этом последнем будет отдельно ниже, в § IX.

3 л, Завоев. межплан, пространств. 

ГЛАВА VII.

МАКСИМУМ УСКОРЕНИЯ.

Из ф. ф. 12, 13, 14 мы видим, что „П“>а следовательно и ,,W“ и„п“ уменьшаются с увеличением j?j“ и wJ“; нам важно следовательно, выяснить, каково максимальное механическое уско¬рение ;jj“, которое мы сможем сообщить ракете. „Механическое ускорение" — это ускорение, вызываемое равнодействующей сил, действующих исключительно на наружные части ракеты, которое и будет ощущаемо внутри ракеты, тогда как ускорение силы тяготе¬ния, приложенное одинаково ко всем частям массы ракеты, внутри ее обнаруживаемо не будет. Величине }jj“ предел может быть поло¬жен со стороны четырех факторов: 1) приспособленности и вынос¬ливости конструкции ракеты; 2) выносливости организма пилота;

3) сопротивления атмосферы, которое, возрастает вместе с увели¬чением скорости, может сделать более выгодным применение мень¬шего j}j“ до прохождения слоев атмосферы значительной плотности, несмотря на ф. 12, 13, и 14, и 4) со стороны конструктивных затруд¬нений в постройке достаточно легких и портативных предметов пропорционального пассива (баки, насосы, горелки и т. п.), которые обладали бы достаточной производительностью для сообщения ра¬кете большего ускорения. Третий фактор может иметь существен¬ное значение лишь для относительно небольшого участка вблизи земной поверхности—о нем будет ниже в § VIII; выносливость ракеты зависит от того, насколько выносливою мы захотим ее построить; факторами, которые могут поставить верхний предел для боль¬шей части „Ту“, является поэтому выносливость человеческого ор-ганизма, которая менее всего способна поддаваться нашим усилиям к ее повышению, и размеры предметов „т^ которые мы не можем сделать легче и портативнее некоторого предела, определяемого современной машиностроительной техникой.

Слишком большое «j» может оказаться вредным и даже смер-тельным для пилота, вследствие того, что все жидкости живого ор¬ганизма и прежде всего кровь устремляются в те части тела, кото¬рые расположены против направления кажущейся тяжести, создавае¬мой ускорением «j»Если бы, например, человеку ростом 200 см. мы сообщили на достаточно продолжительное время ускорение j=10gпо направлению вдоль его тела от пяток к голове, в давлении кро¬ви на подошвах и темени образовалась бы разница около двух ат¬мосфер, вполне, вероятно, достаточная для того, чтобы голова ока¬залась совершенно обескровленной, а на ногах полопались крове¬носные сосуды, если только против этих явлений не принять специ¬альных мер. Первым условием того, чтобы организм возможно легче переносил механическое ускорение «|», является возможно меньшая высота столба крови по направлению его, т. е. лежачее положение тела по отношению к кажущейся вертикали, которая совпадает с направлением «j». Отеку «нижних» (т. е. лежащих против направле¬ния «]») частей тела и отливу крови от «верхних» можно поме¬шать, противопоставив внутренней разности давлений крови такую же разность внешних давлений со стороны жидкости, равного с кровью удельного веса, в которую тело должно быть погружено. Иначе можно помешать перемещению масс крови, поместив обна¬женное тело в гладкую, твердую, плотно везде прилегающую форму. И тот и другой способы, одинаково радикально спасая от отеков (в случае применения большого ускорения), наружные поверхности те¬ла совершенно не применимы к внутренней поверхности легких; между тем, именно на внутренней поверхности легких наиболее неж¬ные кровеносные сосуды подходят вплотную к воздушным проме¬жуткам, не будучи от них отделены никакою мало-мальски прочной тканью. Так как абсолютная плотность заполняющего легких возду¬ха ничтожна в сравнении с плотностью крови, то получающаяся между «верхней» и «нижней» поверхностями легких разность давле¬ний, равная—dhj, где «d»—абсолютная плотность крови, а «Ь»— высота легких по направлению «j», ничем извне, т.-е. из простран¬ства легочных пузырьков, уравновешена не будет. Если эта разность превзойдет предел сопротивляемости капиллярных сосудов и ткани легочных пузырьков, то произойдет сначала отек, а затем кровоиз¬лияние «нижней» поверхности легких. Грудная полость представля¬ет своим устройством и еще одно специальное препятствие для раз¬вития большого ускорения: в ней помещаются рядом органы значи¬тельно различного удельного веса: сердце и легкие. При сообщении телу ускорения более тяжелое сердце будет терпеть в грудной клет¬ке смещение в противоположную сторону, что, при известной ин¬тенсивности этого явления, может плохо отразиться на деятельно¬сти сердца и на соседнем левом легком, которое будет терпеть де-формацию. Таким образом, предел допустимого для человеческого тела организма ускорения будет Поставлен сопротивляемостью отеку внутренней поверхности легких и сопротивляемостью смещению при-крепления сердца. Тем, в какую сторону сердце лучше будет вы¬носить напряжение—вперед или назад—определится, быть ли чело¬веку грудью или спиной к направлению ускорения. Выносливость легких можно значительно повысить вращением корпуса человека вокруг его продольной оси, которая будет перпендикулярна напра¬влению ускорения. При подобном вращении мы, вероятно, достигли бы того, что кровь не успевала бы приливать ни к одной из частей лег¬ких, так как все они поочередно менялись бы своими положениями относительно направления кажущейся тяжести. При подобном вра¬щении тела сердце терпело бы однако уже не одностороннее посто¬янное смещение, а кругообразное, что неизвестно как отразилось бы как на нем, так и на соседнем левом легком. Всестороннее ос¬новательное изучение выносливости человеческого организма по от-ношению к «j» вполне можно произвести на большой центробежной машине, самой удобной и дешевой формой которой для данного слу¬чая было бы подобие «гигантских шагов» с двумя канатами, на од¬ном из которых помещалась бы опытная камера для пилота, а на другом противовес. Некоторые указания на величину допустимого «j» мы можем почерпнуть из опыта катанья на «гигантских шагах» и опытов современной авиации. На гигантских шагах ускорение до¬стигает нередко значения )—2 и бывает при этом довольно про¬должительным, летчики же во время фигурных полетов выдержива¬ют кратковременные ускорения до j=8, а довольно продолжитель¬ные до j=2; и в том и в другом случае никаких заметно вредных последствий не обнаруживается, Принимая во внимание, что при катании на гигантских шагах и при полетах на аэроплане положе¬ние человеческого тела относительно направления «j» бывает про¬дольное, т.-е. как раз самое невыгодное, так как размеры легких по направлению от плеч к тазу являются наибольшими,—мы име-ем основания предположить, что при благоприятных условиях, а именно—прежде всего при поперечном положении тела, человек смог бы перенести в течение трех минут (больше и не требуется) без особенного вреда для себя j=5; если же окажется возможным при¬менить вращение тела вокруг его продольной оси, то величина до¬пустимого «]» превзойдет, возможно, и 10. Соответствующие значе¬нию j=5 значения Л gр будут: для радиальной траектории Л д[}= —V/ 0,125 и для тангенциальной Л д р = w0,007. Значению Лд(3 = —w0,125 при 2 w: и = 5, каковое соотношение мы и будем прибли¬зительно иметь в действительности, соответствует увеличению «п» в 1,87 раза. Что касается конструктивных возможностей в постро¬ении предметов пропорционального пассива достаточно портативны- ии при большой производительности их для получения соответствен¬но большого «j0», то вопрос этот до соответствующих технических исследований приходится оставлять открытым. По всей вероятности Именно этот конструктивный фактор и поставит практически верх¬ний предел для «j0»*

ГЛАВА VIII.

ДЕЙСТВИЕ АТМОСФЕРЫ НА РАКЕТУ ПРИ

ОТПРАВЛЕНИИ.

При отправлении важным фактором перерасхода ракетной ско-рости—«Л» явится сопротивление атмосферы, которое, во-первых, само по себе понизит действительное ускорение «J» ракеты отно¬сительно центра земли (J=jo+g+jp=j4"9^ и тем будет уменьшать «V» и, во-вторых, заставит нас дать углу «0» значение больше нуля во избежание чересчур большой скорости ракеты в пределах атмосферы значительной плотности, и соответственно во избежание чересчур большего «Лс»; увеличение же «0* влечет за собой, со¬гласно ф. 14, и увеличение «Лд[3». Кроме того мы можем быть вы¬нуждены на некотором участке в начале «Ту» уменьшить «j» и «V» во избежание катастрофического перегрева поверхности ракеты.

Явление сопротивления среды и нагревания движущихся по-верхностей теоретически изучены очень слабо, а экспериментального материала для скоростей, выражаемых километрами в секунду, нет или почти нет. Поэтому все, что мы можем знать заранее об ука¬занных явлениях, это приблизительная их величина, определенная на основании упрощенных законов зависимости сопротивления и нагре вания движущихся поверхностей от их формы, угла наклонения и скорости движения и от плотности, химического состава и темпе¬ратуры среды. О точном вычислении этих явлений сейчас не может быть и речи, так как они таковому не поддаются даже и для ско¬ростей, при которых можно пренебрегать изменением плотности среды вблизи движущегося тела. В основание наших выкладок положим

Ф. 15. приблизительно в общем верную формулу: Q=SkДЮ'4с, где «0»=сила сопротивления в klgr, «5»=площадь поперечного сечения тела в т2, «к»=коэффициент пропорциональности, равный к=0,25 по экспериментальным данным для скоростей, близких к скорости звука, при которых он имеет максимум, «Vi»=cKopocTbтела отно¬сительно воздуха в «с»—коэффициент, зависящий от формы

ПРИМЕЧАНИЕ: В нашем случае, пренебрегая ветром

V1 — V—(J, где «С1»—скорость вращения земной поверхности.

тела и равный единице для нормально поставленной плоскости,

и «Д» =—= отношение плотности атмосферы в точке нахождения Ро

ракеты в данный момент к плотности ее на уровне моря.

Так как на протяжении всей настоящей работы нам оказалось удобнее оперировать с ускорениями, нежели с вызывающими их си¬лами, то и в данном случае мы перейдем от сопротивления атмосферы к вызываемому им замедлению движения ракеты, которое мы обозна¬чим через «jp». Выразив все величины в абсолютных единицах, под¬ставив к=0,25, и введя вместо «S» поперечную нагрузку ракеты «Р», мы из ф. 15 получим:

Ф. 16. )р=2,5.10'’^Д-К,^Д | р—з?; Р-^,

где К,-2,5.ю:3^ I Vr—

Как в сопротивлении воздуха, так и в нагревании движущейся поверхности можно различить две существенно различные части, являющиеся следствием различных факторов: 1) сопротивление и на-гревание, обусловленные напором среды на поверхности, наклонные к их траектории, и 2) сопротивление и нагревание, обусловленные вязкостью среды, скользящей вдоль движущихся поверхностей; первые два явления представляют собой последствия адиабатического сжатия воздуха перед обращенными вперед поверхностями тела и адиабатического расширения воздуха за обращенными назад поверх¬ностями; вторые два явления представляют собой последствия вну¬треннего трения в среде, скользящей вдоль поверхностей тела. Для первых двух явлений будем употреблять обозначения «сн» и «нн»; для вторых: «св» и «нв». Формула (16) относится специально лишь к «сн», которое в общем пропорционально квадрату скорости и пер¬вой степени плотности, тогда как «св», в тех слоях атмосферы, где средний свободный путь молекул газов ничтожен в сравнении с размерами движущегося тела, пропорционально полуторной сте¬пени скорости движения тела и квадратному корню из плотности среды. Так как для тел, не обладающих особенно удлиненной формой,

ПРИМЕЧАНИЕ: Поперечное сечение ракеты должно вме¬стить в себе камеру для пилота, вследствие чего имеет опреде¬ленный минимум около 4 т2; форма ракеты не может быть поэтому особенно удлиненной,

при скоростях несколько метров в секунду и в атмосфере уровня моря, по экспериментальным данным «сн» оказалось большим, не¬жели «св», то при скоростях в сотни и тысячи метров в секунду, какими ракета будет обладать еще в нижних слоях атмосферы, ме¬нее зависящее от скорости «св» сделается ничтожным в сравнении 

падать). На высотах в несколько десятков километров «св», менее зависящее от плотности воздуха, чем «сн», может быть и сделает¬ся относительно значительной величиной, но на таких высотах, вследствие ничтожной плотности воздуха и «сн» и «св» будут уже ничтожны по своей абсолютной величине, несмотря даже на возра¬стающую скорость. Главной частью общего сопротивления cs= = сн-j- «св» является поэтому «сн» на протяжении первых 30—40 кило¬метров над уровнем моря. Чтобы составить себе общее приблизи¬тельное представление о «с“ и jp», мы поэтому займемся теоретиче¬ским исследованием одного лишь «сн».

Основным условием каких бы то ни было влияний атмосферы является ее плотность. Если считать ускорение силы тяжести, хи¬мический состав атмосферы и ее температуру одинаковыми на всех высотах, то плотность ее будет убывающей показательной функцией от высоты, которую мы можем довольно точно в удобной для при-

ф. 17. мерных вычислений форме выразить как Рн=Ро 2 5

ПРИМЕЧАНИЕ: Считая температуру постоянной t= — 50°, каковая и наблюдается на высотах от 10 клм. и выше.

ПРИМЕЧАНИЕ РЕДАКТОРА: (ф. 17) обычно пишут

где «Ь»—высота в километрах над уровнем м'оя, а «р0 »—плот¬ность атмосферы на уровне моря.).

Относительно состава атмосферы на больших высотах эмпири¬ческих точных данных нет, но, согласно имеющимся данным, темпе¬ратура и упругость воздуха при движении вверх не следует адиа¬батическому закону, а именно: падает медленнее, чем следовало бы по нему; это обстоятельство дает указание на то, что в атмосфере есть граница, выше которой не могут проникнуть перемешивающие ее восходящие и нисходящие токи воздуха; над этой верхней грани¬цей атмосферы постоянного процентного состава, парциальные плот¬ности всех газов при дальнейшем движении вверх должны падать уже не совместно, а для каждого газа сообразно его молекулярному весу; при этом процентное содержание, а по новейшим исследова¬ниям и абсолютная парциальная плотность на некоторых высотах, наиболее легкого из заметных компонентов атмосферы—гелия дол¬жны повышаться почти вдвое на каждые 5 клм. высоты. Этот фак¬тор при отправлении для нас благоприятен, если совершать отлет при помощи крыльев, и неблагоприятен, если мы крыльями продол¬

жительно пользоваться не будем; в первом случае эта плотность дала бы опору для крыльев (вопрос же о перегреве поверхностей мо¬жет стоять остро лишь в отношении азото-кислородной атмосферы, о чем будет ниже), а во втором дала бы лишь лишнее сопротив¬ление движению ракеты, уже развившей значительную скорость. Сопротивление это, впрочем, не может быть сравнимо по величине с сопротивлением нижних плотных азото-кислородных слоев атмо¬сферы.

Для того, чтобы составить себе общее представление о ходе изменения «jp» при отправлении, положим: x01»=const.5J= const;

ПРИМЕЧАНИЕ: Угол „0 j“ соответственно скорости „V , " есть угол между скоростью „V г “ и плоскостью горизонта; при отправлении по направлению вверх и на восток 0 t>о.

тогда: V“= 2.10°Jh-.-L- 1 sin0!

отношение -— = Д нам дано в ф. 17. Подставив из предыдущей фор- Ро

мулы выражение для „V", и из ф. 17 значение Д в ф. 16, получим:

_Ъ

Ф. 18. jp=F(h)=^K, . 2.10 5h 2 5 = (по подстановке Kj) =

_ h _h

= 500Pslneih ■ 2 5 =K2h2 5 , где K2 = 500

Эта функция и будет характеризующей ,,jp« по высоте над

уровнем моря, если считать, что точка отправления находится на уровне моря; графически она изображена при К2 —10 на ч. III; возра¬стая от 0 при h=0, „jp« принимает максимальные значения при

9>h>6 и затем убывает, становясь по своему характеру сходной _ h

с функцией 2 5 . Прои егрировав F(h),мы получим величину отри-цательной работы атмос ‘•ры над ракетою в дин-километрах на

1 дг массы ракеты.

lh F25 5 „ , 5 \ I

F(h)dh = Ка I ^—£-,1(h + irj)

oo 

Заменив в F(h) множитель ,,h“ через ,,h—ho‘\ и беря

Sho ~rh

F(h) dh, что соответствовало бы перенесению точки отпра- ho

вления на hklmвверх от уровня моря, мы получим значения в h

О 3

раз меньшие, следовательно, отрицательная работа атмосферы, а вместе с нею и ,Лсн“пропорциональны плотности атмосферы в точке отправления; этот закон верен для всех траекторий, тожде¬ственных по форме и скоростям и отличающихся лишь высотою точки отправления. С этой (и только с этой) точки зрения имеет значение высота точки отправления; для величины же „Wy“ высота эта в возможных для нас пределах ее изменения имеет сравнитель¬но ничтожное значение; так, например, перенесение точки отправле¬ния на 10 клм. вверх уменьшает ,,Wy“ всего лишь приблизительно

orПГ1

на 35—. s

Чтобы найти величину „Лсн“, мы должны проинтегрировать „jp« по времени. Подставив в ф. 16, вместо „ Vj“, Jt, выразив Д через

—5 *|

a „h“ в свою очередь через nt“ и „J, “как: h^ 10 у Jt2sin0]?

получим:

Ф. 19. j= F(t) = 2,5.10 3~t 2 —-1CL-t-j2-Sin—

0 — 10 ~ 6Jt2 sin 9i

гдеK3 = 2,5.10

Примем временно произвольные данные, удобные для вычисле-

ния: J= 5000—г и 0! — 90° , тогда: s

c 1

K4 = 62500—; функция j0 = F (t) при K4= -~=- графически изобра- Р г 3

при sin0i=1) равно около 2000 К4; нетрудно видеть, что „Лен* долж-

_L _J_

но быть пропорционально J2 и sin20t, следовательно, для вся¬ких значений ,,J“ и „0} ", мы будем иметь: 

_ 3

ЛСН = 2000 К4. 1/175000. sin 20i=

_L _J_ —A

= 1,75.106 A- J 2 sin 2 01 = Z sin 2 0i, гдеZ =

1

= 1,75.106AJ2« Лсн (при 04 = 90°)-

Наивыгоднейшим углом ,,0-L“ является такой угол, при котором

Ф. 22. Лдрс = лдр+лс= minim.

ПРИМЕЧАНИЕ: Л а—перерасход ракетной скорости, зави-сящий от обратного действия поддерживающих поверхностей, наклоненных под углом па“ к траектории, мы сюда не вклю¬чаем, так как он от угла „04 “ почти не зависит.

Мы положим для упрощения 0 — 04 т.-е. пренебрежем враще¬нием Земли вокруг ее оси. Тогда угол “0J“ должен отвечать урав-

2 • о

—-5" . Sin0!

нению: Zsin° 0Х-j- w—==— = minim.

6)

Ф. 23. Отсюда находим Sin04optim. =

Так как в действительности мы не обязаны давать 0i= constна протяжении всего BJj“, но, с другой стороны, не можем и изме¬нять его резко, особенно при больших скоростях, так как это по¬требовало бы большого угла «р» и большого «Лр», то sinOioptimпо

формуле 23 должно являться лишь средней величиной для участка «Jj», находящегося в пределах атмосферы значительной плотности. В начале этого участка выгоднее взять 0A0Joptim, а затем, по¬степенно уменьшая, перейти на optim, поскольку этого умень¬

шения можно достигнуть совместным действием силы тяжести и не-большим отклонением оси ракеты от траектории (чтобы не было большого Лр, нужно, чтобы р^З—10°). Для лучшего проникновения

сквозь атмосферу и достижения возможно меньшего «Лс», ракета должна обладать продолговатой и заостренной формой, по направле¬нию продольной оси которой только и может быть расположена из¬вергающая труба. Следовательно, на том участке «Ту», на котором

«Лс» может достигать значительных величин, а именно, начиная с

точки, в которой скорость ракеты «Vi» достигнет значения несколь-

m ..

ких сот —, и кончая высотою около шестидесяти klm, продольная

S

ось ракеты, а вместе с нею и ось извергающей трубы и направле¬

ние раакции, во избежание излишне большого сопротивления атмо¬сферы, должны совпадать с направлением траектории. Следователь¬но, нормальная к траектории слагающая силы реактивного действия выделения, равная j0Msinp, и угол «р», должны быть близки к нулю; при этом условии, если только на ракету не будет действовать ка¬кая-либо иная нормальная сила, траектория будет искривляться под действием нормальной слагающей силы тяжести, равной Mgcos0

V2

P=c^i0- При СК°Р°СТЯХ

V<2000— и при «@» не слишком близком к 90° это искривление

S

траектории могло бы привести ракету к обратному падению на зем¬лю раньше, чем она успела бы выбраться в слои атмосферы нич¬тожной плотности, в которых можно давать углу «р» произвольное значение, не создавая большого сопротивления атмосферы. Силою, противодействующей нормальной слагающей силы тяжести может быть давление воздуха на поддерживающие поверхности, которыми мы должны снабдить ракету; это должны быть поверхности из стали по¬крытой тепловой изоляцией (аллюминий, вероятно, будет непригоден, как черезчур легкоплавкий), вытянутые вдоль корпуса ракеты и обладаю

щие такой площадью, чтобы нагрузка их равнялась примерно 200 ^31

пп2

При скоростях, начиная от Vj=100—, достаточно будет небольшого

S

угла атаки

ПРИМЕЧАНИЕ. Углом атаки «а» мы будем называть угол между поддерживающими поверхностями и траекторией пакеты.

^sina<Cy^)5чтобы развиваемая поддерживающими поверхностями под'емная сила уравновесила нормальную слагающую силы тяжести и тем не давала траектории ракеты искривляться вниз более, чем мы этого пожелаем. Обратное действие поверхностей

ПРИМЕЧАНИЕ. «Обратным действием» поверхностей мы будем называть проэкцию силы давления воздуха на траекто¬рию ракеты.

будет при этом также относительно небольшим, а именно Mgcosptgaоно будет уменьшать поступательное ускорение ракеты на величину:

Ф. 24. gcos9 tgoc=j:j —ctgoc, при чем по мере развития скорости

cos0

угол «ос» можно будет уменьшать (до поступления ракеты в разрежен¬ные слои). Считая a^constи sin0<C^l(Ла может иметь существен¬ное зачение только при малых наклонах траектории, т.-е. при про¬должительном полете в атмосфере) мы будем иметь приблизительно

Ф.24-а. л "

а 3jCOS0 

ПРИМЕЧАНИЕ: В этой формуле, как и в ф. ф. 13 и 14 мно-житель „3“ в знаменателе обусловлен следующим: 1) перерас¬ход происходит на протяжении развития ракетою лишь первых

8000— ее скорости, так как после развития этой скорости

s

ракета становится свободным телом, и 2) по мере развития скорости от 0 до 8000 ™ все сопротивления падают до нуля,

S

так как они прямо связаны с кажущейся тяжестью ракеты,

последняя же обращается в 0 при у=7909 —на уровне моря при

s

горизонтальном направлении „Vй

при условии, что (кажущаяся) тяжесть ракеты парализовалась все время только действием поддерживающих поверхностей. Поддер¬живающие поверхности желательны для начального развития скорости, если мы имеем 2^j0<3 и вовсе необходимы при j0<2, так как при jo= 2 даже для чисто тангенциального полета „Лр« составляет около

600Н1 а при j0= 1, пЛр« обратилась бы в бесконечность, если бы

мы весу ракеты противопоставили только силу реакции выделения. Между тем, весьма возможно, что окажется конструктивно затруд-нительным дать начальное значение j0^>2; в подобном случае, сле-довательно, длительное применение крыльев обязательно. Благопри-ятным обстоятельством для нас в данном случае является то, что

отношение —где „д “ ускорение кажущейся тяжести снаряда 9к к

кажущейся

8 5

упадет в — раза, а масса, примерно, в — раза и, таким образом*

при оставшейся неизменной силе реакции, ,,j0“ возрастает относитель¬но „дк“ в 4 раза. Это обстоятельство весьма сокращает срок на¬добности пользования крыльями, так как они тем необходимее,

чем ближе— к единице, а при — > 2 без них можно уже свободно

Як Як 

и обойтись, парализуя тяжесть ракеты вертикальной слагающей силы реакции.

Теоретическое исследование вопроса о применении крыльев для

скоростей V, >>1000 — затруднительно до соответствующих экспе-

риментов и исследований, как относительно законов сопротивления и нагревания движущихся тел при больших скоростях, так и отно¬сительно состава атмосферы на высотах нескольких десятков klm. Если бы мы взяли данные современной авиации, то получили бы весьма благоприятные перспективы применения крыльев; но, по всей вероятности, при скоростях, превышающих в несколько раз ско¬рость звука, функция сопротивления от угла атаки приближается к F

Ньютоновой формуле ^ = Ksin2ot, так что под‘емная сила поддержи¬вающих поверхностей будет в несколько раз меньше, чем по упо требительным в авиации формулам, при чем сильно упадает и их авиационное качество. Вследствие уменьшения коэффициента под‘- емной силы при больших скоростях ракеты, при помощи крыльев ей

не удолось бы до получения скорости около 7000 ™ (при которой

уже начинает сильно падать кажущаяся тяжесть) выбраться из сравнительно плотных слоев атмосферы—следовательно необходимо особо рассмотреть вопрос о добавочном сопротивлении вязкости ат¬мосферы „св“ и нагревании, как лобовых частей ракеты, вследствие адиабатического сжатия воздуха перед ними, так и наклонных поверхностей, вследствие работы силы вязкости. Поэтому, оставляя пока открытым вопрос о возможных пределах применения полета на крыльях, будем считать, что ракета будет иметь к моменту разви¬

В самом начале развития скорости до 100— мы должны дать

S

р > 0, если будем иметь j>>2, а в противном случае первоначаль¬ный разгон ракеты произвести каким-либо механическим способом. В первом случае ось ракеты весьма не совпадала бы с касательной к траектории, но при малых скоростях некоторое отклонение еще не создаст слишком большего замедления сопротивлением атмосферы.

Наивыгоднейшей скоростью ракеты в данной точке ее траекто¬рии, т.-е. при данных 0“ и „Ь“ является такая скорость, при ко¬торой достигается минимум «Л5» для ближайшего к этой точке элемента траектории. Мы имеем, следовательно, уравнение ф. 25. л5= Лд+Лс + Ла = minim,

при чем в функция к Лд , Лс и Ла нам нужно принять за пере¬менную скорость «Vi», считая 0 = const. 

ПРИМЕЧАНИЕ: Следующие выкладки, как и само понятие о наивыгоднейшей скорости, применимо лишь постольку поскольку мы имеем 0 а, т. е. поскольку обратное действие силы тя¬жести в данной точке траектории (проекция тяжести на траек¬торию) больше обратного действия поддерживающих поверхно¬стей (см. примечание к стр. 43), так как при угле «О», малом в сравнении с углом атаки «а», высота нахождения ракеты в данный момент непосредственно зависит от ее ско¬рости в данный же момент и наоборот, а угол под‘ема «0 » определяется ходом роста скорости и, таким образом, вопрос о выборе наивыгоднейшей скорости при данных высоте и угле под‘ема отпадает.

1 1

ф. 26. Согласно форм. 10, Jljq= igsin0—— — igsin 0 — _г—==

г2V wr\/ г

(так как а (форм. 10) будет равна а —igsin0Вопрос о

наивыгоднейшей скорости имеет практическое значение лишь для уча¬стка вблизи земной поверхности в среде плотной атмосферы,—поэтому мы с малой погрешностью примем г=1. Согласно ф. 16 Jlic= tjp —

— (^~) KiVi2Д; подставив сюда значение:

V!2 = V2 + U2 + 2 V (Icos0, получаем:

ф. 27. Л{С = iV К, Д + i~ Кх Д + 2 iЦ К, Д cos0;

ф. 28. Согласно ф. 24 имеем: ]\\а —gcos0 tga

Третий член ф. 27, равно как и второй член ф. 26, не заклю¬чают в себе «V», следовательно, являются в данном случае постоян¬ными. Подставив в ф. 25 значения Jljg, JIjcи ^iaс исключением по¬стоянных членов, получаем:

gsin0 -\- О2KiД + у gcos0tga -j- iVД — mimim.

Решая это уравнение и подставляя значение «Д» по ф. 17 и значение «К г» из ф. 16, получаем: ф. 29. Voptim= "|/ 25 * 400P.9~ (sin0+ cos0 tga) + U'2 «Voptim» это такое значение скорости, которое не должно быть превзой¬дено при полете, во всяком случае не должно быть превзойдено на зна¬чите ьную величину. Если бы оказалось, что при выбранных нами «J» и «0» на некотором участке «i» скорость ракеты оказалась бы значительно большей, нежели наивыгоднейшее ее значение при дан ных «Ь» и «0», то следовало бы в начале этого участка несколько 

/ с\ 2/^ ®/б

ф. 30. Sin 0optim= 0,14 j ; подставив это выражение для

«Sin0» в ф. 21, получаем:

Ф. 31. Лс„=1,75.ю“^1/2 |"о,14(^)2/5У/5|_3/г=34.106 (^)г/б

Подставив значение «sin0» из ф. 30 в формулу 14 и опять пре¬небрегая разницей между «j0» и «J», получим:

/5

под‘ема 0=агс(s n 0opt)=const иприJ=const Ф. 33. Лдрс = 84.10 ^ . На ч. VII дается график этой фун-

С 1

ции (ф. 33) при — = 52500 (с=0’04> Р=2500—эти значения являют¬

jcos0

пренебрегаем делителем cos0 (который при продолжительном поль-зовании крыльями обязательно будет весьма близок к единице) и, как и в предыдущих формулах, считаем «J=j0».

Величины «Лд^с» по ф. 33 и «Ла» по ф. 24а суммировать

друг с другом нельзя, так как предположения, лежащие в основе выведения этих формул, взаимно исключают друг друга: если имеет¬ся на-лицо продолжительное пользование крыльями (Ла), необходи¬мое вследствие малого «j0» (см. стр. 44), то не может быть 0=const, если же имеется большое «j0* и соответственно не слиш¬ком малый sin0, то пользование крыльями непродолжительно и не может быть a=const. В первом случае нам следует ориентиро¬ваться более по фор. 24а, а во втором по ф. 33; границей являются ускорения ~у = около 1.

В настоящем параграфе мы допустили целый ряд упрощений (при этом все в сторону увеличения сопротивлений; в частности при¬равняв «0» к большему чем он углу «Ох», мы увеличили расчетную потерю скорости «Лдр», а взяв максимальное значение коэффи¬циента «К» в ф. 15, мы увеличили расчетную потерю скорости «Лсн»), 

а в формулу 33 (ч. VII) ввели, хотя и более или менее вероятные, но все же произвольные данные (С=0,04; Р=2500) и в ф. 24 («=0,1) также. Принимая во внимание это, а также и то, что при отлете с углом 01 <30° (судя же по всему «0Х» больше 30° не будет ни в коем случае)гэкономия «Wyл» от утилизации скорости вращения

Земли вокруг ее оси будет составлять около 450 — осторожным

S

выводом из выкладок настоящего § можно считать следующее: не-обходимая с учетом всех сопротивлений ракетная скорость «Wyn»

не превзойдет 12000 а по всей вероятности, будет несколько

s

меньшей.

* *

*

Что касается нагревания поверхностей ракеты, то, повидимому, вопрос о нем при отправлении не будет стоять остро, что мы за¬ключаем из следующих соображений:

ш

со скоростью v—

S

По этой формуле при m= 29,3 составлен график (черт. VIII). Формула дает температуру воздуха перед поверхностью, нормальный к траектории; такая температура будет только перед лобовыми ча¬стями ракеты—носом и передней кромкой крыльев, у поверхностей же наклонных давление и соответственно температура будут значи¬тельно ниже. Если мы лобовые части оградим каким-либо огнеупор¬ным материалом, то остальные наружные поверхности ракеты, если

они будут сделаны из стали, должны выдержать скорости до 4500 —,

даже и без придания им особой огнеупорности. Расчеты температу¬ры быстро движущихся тел даются нами ниже в гл. IX; здесь приме¬ним второй способ расчета — по ф. 37, но с учетом того благоприт- ного обстоятельства, что мы в данном случае берем поверхности не нормальные траектории, а с небольшим углом атаки, вследствие чего сжатие воздуха перед ними, а следовательно, и их темпера¬тура, будут и еще значительно ниже; к моменту приобретения ра¬кетою скорости 4500 — она будет находиться в разреженных слоях s

атмосферы, и кроме того (см стр. 44), отпадает уже надобность в крыльях.

Не менее благоприятные данные мы получим, если станем ис¬ходить из того факта, что начиненные гремучей ртутью разрывные пули самопроизвольно в воздухе не разрываются, имея начальную

скорость до 700 — и будучи настолько малыми, что за время полета

S

они вполне успели бы прогреться. Температура взрывания гремучей ртути = 185° Ц., так что можно полагать, что пули во всяком случае не нагреваются более, чем на 150° сверх температуры воздуха. Сде¬лаем предположение, что абсолютная температура поверхностей дви¬жущегося тела пропорциональна некоторой степени (X) средней (квадратичной) скорости молекул газовой среды относительно это¬го тела. Тогда, зная, что средняя скорость молекул воздуха при 0°Ц.=

= 460 —, определяем среднюю скорость тех же молекул относительно s

пули, летящей со скоростью 700 : У= |/4602-{-7002 =

— 837

вляяТ—300° и Ti= 450°, получаем X =0,7. Таким образом получаем

ПРИМЕЧАНИЕ: «и» — средняя скорость молекул, а «V»— скорость движущегося тела.

По этой формуле при V = 4500 мы получим, для Т =220°= = — 53°'Ц,Т <800°Ц. 

ГЛАВА IX.

ПОГАШЕНИЕ СКОРОСТИ ВОЗВРАТА

СОПРОТИВЛЕНИЕМ АТМОСФЕРЫ.

При возвращении на Землю нам придется уменьшить скорость ракеты до нуля,— сопротивление атмосферы, следовательно, будет все время действовать в нашу пользу, и наша задача лишь возмож¬но лучше его использовать и не дать ракете сгореть от движения в

атмосфере при скоростях в несколько -т-. Сопротивлением атмо-

s

сферы можно воспользоваться двояко: 1) можно погашать сопротивле-

нием атмосфоры всю скорость возврата Wn —11185 — или же

в s,

2) только „круговую скорость“=последние 7909 — <* = — уа,

s у 2

где «а» за отсутствием достоверных сведений о верхних слоях ат¬мосферы сейчас точно не определимая величина в несколько десят¬ков—; последнее технически несколько проще; сначала мы и рас- s

смотрим погашение последних 7909 -— -j-a. Исходным возьмем сле-

s

дующее положение: ракета движется по параболической или вытяну¬той эллиптической орбите, вершина которой находится на расстоянии 400—600 клм. от земной поверхности в зависимости от того, на¬сколько точно мы сумеем направлять поле г ракеты: мы должны быть вполне гарантированы не только от падения ракеты на земную по¬верхность, но и от зарывания ее в ощутимые слои атмосферы. Даль¬нейшее преобразование траектории производится применительно к тангенциальному типу ее—лишь в обратном порядке, чем показа¬но на ч. 1; каждый раз на участке наибольшего приближения ракета сообщает себе замедление, уменьшая тем эксцентриситет орбиты и оставляя приблизительно на месте ее точку наибольшего приближе¬ния. Когда эксцентриситет уменьшится настолько, что уже будет усколь¬зать от наблюдения пилота, ракета будет продолжать сообщать себе небольшие замедления на произвольных участках своей почти круго¬вой орбиты; каждое замедление должно быть настолько малым, чтобы получающийся эксцентриситет был едва заметен; после каждого за¬медления орбита вновь проверяется (время оборота вокруг Земли 11 /а часа) и, в случае обнаружения сколько-нибудь заметного эксцент¬

риситета. этот последний исправляется небольшим замедлением на участке наибольшего приближения. Таким образом орбита ракеты будет все время сужаться, при чем все время поддерживается ее круговая форма в пределах возможной точности наблюдений. Это сужение продолжается до тех пор, пока орбита не окажется в сло¬ях атмосферы такой плотности, что njp“ достигнет величины хотя-

cm

бы 0,1 ———; с этого момента функционирование ракеты, как тако¬вой, прекращается и все предметы пропорционального пассива отбра¬сываются. Конструкция ракеты к этому времени должна быть сле¬дующей схемы (см. ч. У.): 1) камера пилота; 2) поддерживающая по¬верхность эллиптической формы, о конструкции которой будет ни¬же; большая ось эллипса должна быть перпендикулярна траектории, а малая наклонна под углом „а“ (около 40°), дающим наибольшую под'емную силу; 3) длинное хвостовище, отходящее от камеры пило¬та назад под углом „ос" к малой полу-оси эллипса поддерживающей поверхности; на конце—хвост в виде двух плоских поверхностей, составляющих двухгранный угол около 60°, ребро которого параллельно большой оси эллипса, поддерживающей поверхности, а равноцелящая плоскость параллельна траектории; 4) поверхность для автоматиче¬ского поддержания боковой устойчивости в виде угла, подобного хво¬сту, но с меньшим растворением (около 45°), расположенного над камерой пилота и обладающего ребром, перпендикулярным траекто¬рии и ребру хвоста; эта поверхность автоматически поддерживает боковое равновесие снаряда, поварачиваясь вправо и влево вокруг своего ребра, будучи управляема гироскопом, находящимся в камере пилота; ось гироскопа заранее устанавливается параллельно оси вра¬щения Земли. Достичь бокового равновесия снаряда при весьма боль¬ших скоростях в разреженных слоях атмосферы чисто аэро-динамиче- ским путем, вероятно, не удастся, необходимо поэтому какое-либо автоматически-управляемое приспособление, вроде вышеуказанного. Все указанные наружные части должны быть взяты на ракету при отпра¬влении в разобранном виде и затем собраны до того момента, как орбита пройдет хотя бы своей ближайшей к Земле частью через атмосферу ощутимой плотности. Планеро-подобный снаряд описан-ной конструкции (от планера он отличается более всего—весьма большим углом атаки, устройством хвоста и приспособлением бо¬ковой стабилизации) будет обладать свойством всегда держаться в слоях атмосферы такой плотности, что при данной его скорости, вертикальная слагающая давления воздуха на поддерживающую по¬верхность будет равна кажущейся тяжести снаряда, т.-е. избытку его тяжести над развиваемой им центробежной силой, равному;

ф. 38. K=gIVl|f1 —

\ W2

ПРИМЕЧАНИЕ: Мы предполагаем горизонтальное движение

по дуге большого круга. 

По мере уменьшения скорости снаряда, вследствие замедляю¬щего действия атмосферы, он будет спускаться в более плотные слои атмосферы, чем и будет поддерживаться равенство между кажущей¬ся тяжестью снаряда и под'емной силой, развиваемой поддерживаю¬щей поверхностью. Если мы положим, что возвращение снаряда про¬исходит в экваториальной плоскости по направлению на восток

(Vi=V—CJ), что нагрузка поддерживающейся поверхноста равна

пгг

то, согласно ф.ф. 15 и 38, будем иметь:

ф. 39

Са=0,7 (а=40°) и К=0,1 (берем меньшее из экспериментально най¬денных значений „К“, как менее выгодное, ввиду отсутствия дан¬ных о столь высоких скоростях) и составлен график ч. VI, предста¬вляющий изображение функции: h=F(Vi), по ф. 39 и 17; цифры на

кривой обозначают отношения А = —, соответствующие значени-

Ро

ям „Vi“, нанесенным на горизонтальной оси. Часть кривой для Vt<1000^- не нанесена, так как по причинам, о которых будет

ниже, она не имеет для нас особого значения. Погашение скорости возврата сопротивлением атмосферы возможно постольку, поскольку снаряд не сгорит в воздухе подобно метеору при тех „V" и„Ь“, какие будут иметь место во время спуска согласно ф. 39; разовь¬ем это условие: поскольку количество теплоты, отдаваемой (глав¬ным образом посредством излучения) поддерживающей поверхностью снаряда при высшей из температур, какую она способна перенести, не будет меньшим того количества тепла, которое она будет полу¬чать от находящихся перед нею раскаленных вследствие адиабати¬ческого сжатия об‘емов воздуха при различных комбинациях „Vй и „Ь“, отвечающих, форм. 39. Мы не можем составить себе точного представления об указанных явлениях за отсутствием точных зна¬ний об явлениях в упругой среде вблизи движущегося тела и об излу- чительной способности газов при температурах в несколько тысяч градусов. Так как интенсивность излучения растет пропорционально 4-й степени абсолютной температуры, то поверхности снаряда под¬верженные действию атмосферы,—а именно—прежде всего поддержи¬вающая его поверхность, должны обладать максимальною огнеупор¬

ностью, которую следует достичь хотя бы с увеличением веса их квадратного метра, и, следовательно, с уменьшением площади под-держивающей поверхности и увеличением нагрузки ее квадратного метра „р“. Наиболее рациональной конструкцией поддерживающей хвостовой и стабилизирующей поверхностей предоставляется сле¬дующее: металлический остов, наглухо покрытый черепицей из ка¬кого-либо вещества максимальной огнеупорности, как, например: гра¬фит, реторный уголь, известняк, фарфор. Черепица должна нахо¬диться со стороны поверхностей, обращенных вперед, и защищать собою металлический остов; части остова, приходящие в непосред¬ственное соприкосновение с черепицей, должны быть сделаны из од¬ного из наиболее тугоплавких металлов, основа же его может быть из трубчатой стали, охлаждаемой извнутри водой и водяными парами

ПРИМЕЧАНИЕ: Опасный период спуска будет продол¬жаться менее 20 минут.

и защищенной от излучения тыльной стороны черепицы обли¬цовкою из фарфора. Опасности значительного обгорания содержа¬щей углерод черепицы, повидимому, не представляется, так как при

klm

скорости снаряда в несколько успевать вступать в непосред-

s

ственное соприкосновение с поверхностью его будут молекулы лишь из весьма тонкого прилегающего к ней слоя воздуха—все же ко¬личество воздуха, которое будет лежать в описываемом контуром

снаряда об‘еме во время замедления от V =7000 — и до V, —

1 s 1

= 2000 — (опасный промежуток) будет лишь в несколько раз пре- s

восходить массу снаряда; при этом весьма вероятно, что на высотах 100>-Ь]>50 клм. атмосфера весьма бедна кислородом, молекулярный вес которого более молекулярного веса азота,—опасные же скоро¬сти будут иметь место на высотах 100>>hf>50.

Ввиду того, что опасные скорости в несколько раз превосхо¬дят скорость звука в воздухе, интенсивному действию атмосферы будут подвержены лишь поверхности снаряда, обращенные вперед, а около поверхностей, обращенных назад, будет почти абсолютная пу¬стота в сравнении с плотностью окружающей атмосферы; в частно¬сти, в этой пустоте будет находиться металлический остов поверх¬ностей и вся камера пилота, если ее расположить соответствующим образом; последняя должна лишь быть защищена от перегрева излу¬чением тыльной стороны черепицы.

Приблизительное сравнение возможных количеств отдаваемой и получаемой поддерживающей поверхностью теплот говорит за то, что вполне возможен благополучный спуск снаряда на Землю с погаше-

нйем скорости возврата, начиная с V — 7909 — —мощность ра-

sу 2

боты, совершаемой снарядом над атмосферою (независимо от неточ-

п его

ных формул 17 и 15), достигает максимума ,,Q“ = около Зр 10 —-—

на 1 т2 поддерживающей поверхности при Vi= около 4500 —; из

s

этой мощности в сторону поддерживающей поверхности будет из¬

лучаться менее половины: Q4<; 1,5р

шая часть, будет излучаться сжатыми об'емами воздуха в другую сторону—в пространство; если положить, что за время прохожде¬ния воздуха мимо поверхности снаряда (в наиболее опасный период полета, это время будет не более 0,002 сек.) им будет излучаема часть его теплоты = qQ, где ,,Q“ общее количество приобретенного им при сжатии тепла, то на поддерживающую поверхность придется

Ф. 40. не более qQx<^1,5pq мощности излучения.

По формуле Стефан-Больцмана, интенсивность излучения

абсолютно черного тела = 0,57 Т4 —— на 1ш2 поверхности. Мы бе-

s

рем здесь абсолютно черное тело, так как в предыдущем случае пред-полагали полное поглощение лучей поддерживающей поверхностью; влияя одинаково на поглощение и излучение, коэффициент поглощения

для нас сейчас роли не играет. Если положим р = 200-^^, что яв-

m

ляется примерным, довольно вероятным данным, и Т = 3000° = 2730°Ц (значение, близкое к возможному предельному максимуму), то ока¬жется, что мощность излучения одного квадр. метра поддерживающей

поверхности в обе стороны могла бы достичь значения 9,2. 1013

S

тогда как мощность поглащаемой энергии будет не больше, чем 3. 1013q~^~ (ф. 40); судя по тому, что газы в цилиндрах двигателей

внутреннего сгорания за время порядка 0,1 сек. успевают отдавать стенкам лишь Уг своей теплоты, мы можем быть уверены, что ве¬личина nquимеет значение, выражаемое не более чем сотыми долями единицы. Мы таким образом получаем весьма большой запас для уменьшения Т = 3000° и для увеличения нагрузки поверхности

р=200.

Вот другой расчет температуры поддерживающей поверхности:

по ф. 37 для скорости 4,5 (берем эту скорость, как дающую

s

максимум работы сопротивления) температура адиабатически сжатого при начальной температуре 0°Ц воздуха Ti= 1800°. Так как под¬держивающая поверхность будет поглощать теплоизлучение, с одной стороны, а сама излучать—обеими своими сторонами, и так как количество излученного тепла должно быть равно количеству погло¬

щенного, то мы имеем уравнение: аТ/ = 2ЬТ24 ,где „а“ и „Ь“ коэф¬фициенты, пропорциональные коэффициентам поглощения раскален¬ных газов и поддерживающей поверхности, и „Т2“—искомая темпе¬ратура этой поверхности. Предположив а = bи подставив Ti= 1800°, находим Т2 = 1500° = 1227°Ц; в действительности коэффициент погло¬щения у твердого тела будет больше, чем у газа, поэтому „Т2“ бу¬дет еще меньшим; из предыдущих выкладок следует, что облицовка поддерживающей поверхности может быть сделана и из фарфоровой или корундовой черепицы.

После того, как скорость снаряда падет до Vi= 2000 —, вся-

s

кая опасность перегрева отпадает (см. ф. 33 и ч. VII); дальнейшая потеря скорости происходит точно так же вплоть до того момента, как снаряд очутится на высоте 1-2 klmнад уровнем земной поверх¬ности. Так как заранее точно рассчитать место спуска не удастся, а при первых полетах нельзя будет сказать заранее, спустится ли снаряд на море или на сушу, то непосредственная посадка на зем¬ную поверхность при скорости ,,Vi“=несколько десятков — пред-

s

ставляла бы опасность для жизни пилота; снаряд поэтому должен быть снабжен для завершения спуска парашютом. Если окажется удобным иметь с собой парашют достаточно большой площади, на нем спускается весь снаряд; если же подобный парашют слишком громоздок, то им пользуется лишь один пилот, снаряду же предостав¬ляется садиться самому. Если место спуска приходится на море, то посадка на воду может быть произведена непосредственно с парения; в подобном случае, для уменьшения крутизны спуска, а следователь¬но, и толчка при посадке, заблаговременно,—на высотах 10-20 klmдол¬жен быть уменьшен угол атаки поддерживающей поверхности по¬средством поворота хвостовища на некоторый угол вниз; скорость посадки (горизонтальная) этим будет увеличена, но толчок умень¬шен; для случая маневрирования в воздухе, которое необходимо при спуске на море, хвостовище или сам хвост должны быть устроены управляемыми из камеры пилота. В виду возможного спуска на мо¬ре снаряд должен быть обеспечен всем для успешного плавания: на нем должен быть парус, приспособление для сообщения ему устой¬чивости на воде, если таковые потребуются, небольшой запас топли-ва в виде сжиженного болотного газа и легкий маломощный мотор; с этими средствами, пользуясь пассатами, снаряд может добраться до ближайшей земли за неособенно продолжительный промежуток времени, если ранее его не подберет какое-либо судно; для облегче¬ния плавания поддерживающая поверхность и проч. должны отбра¬сываться или же обратно разбираться и складываться в камеру.

Для погашения сопротивлением атмосферы всей скорости воз¬врата исходное положение должно быть таким же, как и в первом случае (см. стр. 50); устройство ракеты—также, согласно предыду¬щему, с добавлением того, что ее поддерживающая поверхность обла¬

дает переменным углом атаки от -j- 40° до — 40° и снабжена авто-матически действующим механизмом, который ставит ее под поло-жительным углом атаки, когда ракета зарывается в более глубокие слои атмосферы, под нулевым, когда ракета несется параллельно Земле, и под отрицательным—когда, удаляясь от Земли, ракета попа¬дает в более редкие слои атмосферы. Механизм этот может управ¬ляться тягою от специальной небольшой поверхности, выставленной наружу перпендикулярно движению ракеты; когда встречное давле¬ние атмосферы на эту поверхность возрастает—механизм должен действовать в одну сторону—давать поддерживающей поверхности положительный угол атаки, когда же это давление падает, он дол¬жен действовать в обратную сторону. Чтобы не подвергать действию атмосферы тыльную сторону поддерживающей поверхности, можно, вместо сообщения ей отрицательного угла атаки, заставлять пере¬ворачиваться весь снаряд вокруг его продольной оси.

Осторожно небольшими замедлениями в точке наибольшего уда-ления исходного эллипса, орбита ракеты суживается, при чем точка наибольшего приближения вступает, наконец, в пределы атмосферы ощутимой плотности. Это вступление доджно произойти на таком расстоянии от земной поверхности, чтобы ракета была вполне га-рантирована с учетом возможных неточностей в управлении ею и в определении данных ее орбиты от перегрева при скорости ее до

ного эллипса (чем большая ось меньше, тем точнее может быть вычислена и тоньше передвигаема к Земле точка наибольшего при¬ближения—в частности потому, что тем меньше будет сказываться возмущающее действие Луны, но зато тем большую часть „Wв “

придется предварительно погасить чисто ракетным способом). С мо¬мента вступления участка наибольшего приближения в разреженные слои атмосферы начинается прохождение ракетою траектории, совер¬шенно аналогичной траектории предварительной (внешней по отно¬шению к атмосфере) Фазы возвращения при погашении сопротивле¬

я до перехода на круговую орбиту (см.

стр. 50) с тою разницей, что замедлителем на участке наибольшего приближения будет являться не ракетное действие, а сопротивление разреженных слоев атмосферы, которые ракета будет пересекать повторно несколько раз при все уменьшающейся большой оси ее орбиты. Автоматически-переменный угол атаки поддерживающей по¬верхности будет играть при этом следующую роль: при углублении в атмосферу, когда давление на контрольную поверхность будет воз¬растать—угол атаки положителен, и поддерживающая поверхность своим действием мешает приближению ракеты к Земле—удерживает ее в более разреженных слоях атмосферы, нежели те, в какие бы ра¬кета в противном случае проникла; когда ракета начинает выходить из атмосферы и давление на контрольную поверхность падает,—

угол атаки отрицателен и поддерживающая поверхность мешает удалению ракеты от Земли—этим достигается выход из атмосфер¬ных слоев под меньшим углом к ним, а следовательно—под меньшим углом и следующее вступление в них и менее глубокое зарывание в атмосферу при следующем прохождении участка наибольшего при¬ближения. Таким образом, переменным углом атаки поддерживаю¬щей поверхности достигается удаление от Земли в самые разрежен¬ные слои атмосферы участка наибольшего приближения, начиная от первого вступления орбиты в пределы атмосферы ощутимой плотно¬сти и до перехода ракеты, вследствие замедляющего действия атмо¬сферы на круговую (собственно спиральную) орбиту, целиком уже находящуюся в пределах атмосферы,—после чего дальнейший спуск просходит совершенно тождественно таковому же при погашении скорости возврата сопротивлением атмосферы по первому способу. Таким образом, по второму способу мы погашаем сопротивлением

атмосферы не 7909 ™ -|-а> а 11185 — (3, где ,,(3“ ракетное замедле¬ние, расходуемое для перехода с Д с “ на исходный эллипс и на введение точки наибольшего приближения исходного эллипса в пре¬делы атмосферы; [3—величина, теоретически могущая быть сколь угодно малой, практически определяется точностью управления раке¬той и точностью вычисления данных ее орбиты; приблизительно, считая толщину атмосферы ничтожной в сравнении с радиусом Земли

Земли точки наибольшего приближения (перигея) исходного эллипса, г — соответственное расстояние точки наибольшего удаления (апогея). Первый член представляет собою ракетное замедление, необходимое для перехода с Дс “ на исходный эллипс; второй член—замедление,

необходимое для введения в пределы атмосферы перигея исходного эллипса. Если, положим, примерные данные: ri= 2Rи г = 20R, то по¬лучим р = около 0,05 |/2Rgnr 0,05w= около 550 таким обра¬зом, мы сможем погасить сопротивлением атмосферы из „W“ часть

m m

равную = 10630 — и wW“ становится равным около 12550 s(См_ стр, 49). 

ГЛАВА X.

МЕЖПЛАНЕТНАЯ ВАЗА И РАКЕТО-АРТИЛЛЕРИЙ-

СКОЕ СНАБЖЕНИЕ •).

Скорости, меньшие половины скорости выделения «и» приме¬няемой химической группы, т.-е., приблизительно, скорости до

2500 если исключить нефтевоздушную группу (см. стр. 15),

более экономно в смысле расхода веществ и материалов (на пред¬меты «mi») могли бы быть развиваемы артиллерийским путем,—но человек совершенно неспособен к перенесению артиллерийских уско¬рений. Поэтому желательно было бы установить доставку заряда и всех предметов пассива, способных переносить без вреда для себя

ускорения в несколько тысяч— (при соответствующей упаковке— все, кроме тонких приборов), в межпланетное пространство ракето-артиллерийским способом отдельно от человека. При ракето-артил-лерийском транспортировании грузов в межпланетное пространство мы получали бы экономию веществ заряда до 50%. Трудность по¬добного способа снабжения заключается в трудности разыскания в пространстве такого относительно ничтожного тела, как выпущен¬ная с Земли снарядо-ракета. Для того времени, когда полеты будут совершаться более или менее регулярно, можно предложить следую¬щий способ их организации и снабжения, дающий большую эконо¬мию материальных средств.

С Земли отправляется ракета большой массы с запасом акти¬ва для развития «W» около 12000 —. Конечная масса » этой ракеты, вследствие меньшей требуемой «W» будет в ]/niраз больше той конечной массы, какою могла бы обладать ракета той- же массы «М0», но рассчитанная для полета с возвращением на Зем¬лю без погашения скорости возврата сопротивлением атмосферы (см. стр. 15). Эта ракета становится спутником Луны с такою воз¬можно большею орбитой, чтобы только не подвергаться опасности быть обратно притянутой к себе Землею, после чего она развора-чивает большую сигнальную площадь из материала, обладающего возможно большим отношением отражательной способности видимых лучей к весу его квадр. метра; развернутая площадь может дости¬гать и сотен тысяч квадр. метров, так как при толщине матери-

*) Автор, к сожалению, не имел под руками справок о зрительной спо-собности современных телескопов и вопрос о сигнализации при «ракето-артил¬лерийском снабжении» должен был разрабатывать на основании не вполне достоверных данных, какие ему сохранила память.

ала 0,1mm. и абсолютной плотности—1 одна тонна его дает 10000 квадр. метров; эта площадь будет свободно различима и разыскивае¬ма земными обсерваториями. Около этой сигнальной площади и долж¬на быть образована межпланетная база для полетов по солнечной системе. Обладание базой, независимо от ракето артиллерийского снабжения ее, даст ту большую выгоду, что мы не должны будем при каждом полете транспортировать с Земли в межпланетное про¬странство и обратно материалы, инструменты, машины и людей с камерами для них, равно как не должны будем и бросать где-либо предметы первых категорий, чтобы не расходоваться на обратную их доставку на Землю; склад всего этого будет на базе, полеты же с базы

куда-либо и обратно будут требовать материальных затрат в ]/ Щ раза меньших, нежели подобный же полет с Земли. Ракеты с Земли в межпланетное пространство будут направляться лишь для снабже¬ния базы и смены через более или менее продолжительные проме¬жутки времени одной бригады людей другою. Если же удастся ра¬кето-артиллерийское снабжение, то сверх этого мы получаем эко¬номию около 50% расходов по доставке снабжения в межпланетное пространство на базу.

Первоначально на базе должны быть:

1) люди—минимум 3 чел. с камерой для них и всем необхо¬димым для их существования;

2) сильный телескоп (рефлектор, как могущий быть более лег¬ким при том же диаметре);

3) небольшая ракета для 2 человек с запасом заряда на

«W»=2000— и с двумя телескопами последовательно меньшей си- s

лы, но большего поля зрения, чем большой телескоп базы.

Для предотвращения качаний базы, могущих мешать наблюде¬ниям в большой астрономический инструмент, массу ее следует раз¬делить на четыре части, расположив их по вершинам тетраэдра и соединив между собою аллюминевыми фермами (большой прочности, а следовательно, и большой массы от этих ферм не требуется, так как никакие внешние силы на базу действовать не будут, и сила тя¬жести в ней ощущаться не будет); сконструированная подобным об¬разом база будет обладать несравненно большим моментом инерции относительно любой оси и соответственно большей устойчивостью в пространстве. Если на людях будет тяжело отражаться продолжи¬тельное отсутствие кажущейся тяжести, то впоследствии с описан¬ным тетраэдром может быть связана лишь камера для наблюдений в телескоп,—жилое же помещение может быть устроено отдельно и соединено троссом длиною в несколько десятков метров с противо¬весом; если этой системе сообщить вращение вокруг общего центра тяжести, то появится центростремительное ускорение, которое бу¬дет ощущаться так же, как сила тяжести на Земле. Для того, что¬бы можно было придать жилому помещению возможно больший об‘- ем при той же массе, необходимо по в зможности понизить давле¬ние воздуха внутри его. С этой целью следует произвести экспери.

менты относительно существования людей в воздухе меньшей плот¬ности, чем тот, которым мы дышим, но с большим процентным со¬держанием кислорода.

Связь Земли с базою осуществляется посредством световых сиг-налов-прожектора большой силы с малым углом рассеяния и установ-ленного на Земле в месте, известном базе; сигналы этого прожекто¬ра должны быть заметны в большой телескоп базы. Связь базы с Землею может быть осуществлена посредством легкого металличе¬ского зеркала большой площади,

ПРИМЕЧАНИЕ. Рациональная конструкция зеркала: тон¬кий плоский зеркальный металлический лист, натянутый на лег¬кий металлический дураллюминевый остов, направленного таким образом, чтобы солнечные лучи отража¬лись по направлению какой-либо из обсерваторий Земли. Площадь этого зеркала не должна быть слишком большой, чтобы сигналы бы¬ли заметны в большой телескоп.

Ракето -артиллерийская доставка грузов на базу производится следующим образом.

В сообщенное, или заранее условленное время, из орудия, о ко¬тором будет сказано ниже, производится с Земли выстрел снарядо- ракетою с запасами снабжения для базы. Полет снарядо-ракеты рас¬считывается таким образом, чтобы она должна была попасть в базу; так как в действительности подобная точность невозможна, то путь снарядо-ракеты пройдет на расстоянии тысяч или сотен кило¬метров от базы. Относительная скорость ракеты и базы в момент их наибольшего приближения друг к другу должна быть наименьшей, следовательно, момент наибольшего приближения снарядо-ракеты к базе должен совпадать с моментом наибольшего удаления базы от Земли; орбита снарядо-ракеты относительно Луны должна быть ги¬перболической с возможно меньшим углом растворения ассимптот. С момента выстрела снарядо-ракетою периодически автоматически подаются световые сигналы, которыми могут служить взрывы смеси магния и селитры. Период от сигнала до сигнала должен быть та¬ков, чтобы за это время снарядо-ракета не могла выйти из поля зрения большого телескопа базы, так как, в случае утери им снаря¬до-ракеты, обратное ее нахождение было бы невозможно иначе, как при помощи счастливого случая. По прохождении снарядо-ракетою ее «Jj», ею автоматически разворачивается сигнальная поверхность из легкой белой ткани, аналогично таковой же поверхности базы. С мо¬мента выстрела большой телескоп базы, заранее направленный в точ¬ку, откуда должен быть произведен выстрел, не выпускает из свое¬го поля зрения снарядо ракету, следя за нею по ее сигналам на про¬тяжении «Jj», а в дальнейшем по сигнальной площади. За некоторое время до наибольшего приближения снарядо-ракеты к базе, когда первая уже будет свободно различима в больший из двух инстру-ментов имеющейся при базе ракеты, эта последняя отправляется на-встречу к снарядо-ракете, приближается к ней и, сведя относитель¬ную скорость до нуля, закрепляет ее и буксирует к базе, пользуясь, если нужно, имеющимися на снарядо-ракете запасами заряда.

Так как на снарядо-ракете должны быть некоторые приборы и механизмы, в собранном виде неспособные благополучно переносить

ш

ускорения в несколько десятков тысяч-^-, то орудие для выстре¬ла снарядо-ракетою должно обладать большою длиною, примерно, в 2kirn.; при такой длине необходимая величина ускорения падет до, примерно, 100д.; специально рассчитанные механизмы подобное уско¬рение выдержать еще могут. Орудием может служить тоннель в твер¬дой каменной породе; для сообщения движению снаряда строгой прямолинейности вдоль всего тоннеля по квадрантам должны быть проложены четыре тщательно выверенные направляющие металличе¬ские полосы, отделка же промежуточных полей может быть и до¬вольно грубой; вследствие большой длины орудия и соответственно меньшего давления газов в нем, чем в современных артиллерийских орудиях, и вследствие большого поперечного сечения прорыв газов через щель 1-2mm. между стенками тоннеля и снарядом не будет значительным в сравнении с общим их количеством.

ГЛАВА XL

УПРАВЛЕНИЕ РАКЕТОЙ, ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЕ И

ОРИЕНТИРОВОЧНЫЕ ПРИБОРЫ.

Для управления ракетою и ориентирования команды должны иметься следующие приборы:

1. Указатель кажущейся внутри ракеты тяжести, построенный по принципу пружинных весов с подвешенным грузом; указательная стрелка будет непосредственно показывать величину кажущейся тя-жести. К указателю должен быть пристроен вращающийся барабан для записи его показаний. Площадь, ограниченная получающейся

dt=W—Лс С этим указателем

должно быть связано автоматическое управление интенсивности вы-деления, чтобы на протяжении „ Jj“ ускорение „ J0В держалось требуе¬мого значения (=Jmax). Подобных указателей должно быть два: один для больших ускорений до „Jmax“ включительно, другой для

cm

малых от 0,01 до 10—; первый указатель будет служить на „Jj“

S2

было бы нецелесообразным.

2. Указатель сопротивления атмосферы в виде выставленной из ракеты наружу пластинки, соединенной тягами с внутренностью ракеты. Вследствие трения в шарнирах, подобный прибор для опре¬деления сопротивления атмосферы при начале вступления в нее ра¬кеты вместо показателя „1“ употреблен быть не может, так как он не может обладать достаточной чувствительностью.

3. Указатель массы ракеты, дающий свои показания в зависи-мости от показаний приборов, учитывающих расход заряда. Соеди¬нив указатели второй и третий, мы получим указатель замедления силою сопротивления атмосферы. Соединив этот последний указа¬тель с первым, мы получим указатель собственного ускорения ра¬кеты ,,jo"; интеграл записи последнего даст величину израсходован¬ной „W".

Для автоматического устранения вращения ракеты вокруг ее продольной оси, могущего получиться вследствие ничтожных, случай¬

ных неправильностей конструкции ракеты, в ней должен быть гиро¬скоп с осью, перпендикулярной оси ракеты. Ось этого гироскопа должна быть свободна и своими движениями относительно тела ра¬кеты управлять поворачивающимися поверхностями, поставленными в струю выделения. Для сообщения автоматической устойчивости или автоматического наперед заданного вращения продольной оси ракеты должен иметься второй гироскоп с осью, параллельной оси ракеты, управляющий другими поворачивающимися в струе выделения поверхностями.

Для ориентирования пилота должны быть выработаны спе-циальные типы астрономических приборов и методы для наиболее быстрого и точного определения места нахождения ракеты и данных ее орбиты относительно Земли; эти определения имеют наибольшее значение и требуют наибольшей точности перед погашением скоро¬сти возврата сопротивлением атмосферы. Для сообщения осям ра¬кеты большей устойчивости во время ее свободного полета в без¬воздушном пространстве можно принять меры, аналогичные указан¬ным на стр. 59.

ГЛАВА XII.

ОБЩИЕ ПЕРСПЕКТИВЫ.

Основным фактором, определяющим перспективы завоевания мировых пространств, по крайней мере, в первой, исследовательской его фазе, является величина нагруженности пассива, т. е. „п“, так как этой величиной определяется экономическая сторона дела, ко¬торое теоретически особых затруднений не представляет; количество расходуемого при полетах заряда или топлива, как мы его можем назвать, а следовательно и приблизительная стоимость полетов (при утилизации предметов пропорционального пассива, см. стр. 24) пропорциональны величине (п—1). В таблице стр. 15 приведены значения „п“, соответствующие полной теплопроизводительности

различных химических групп и ракетным скоростям W, — 22370—

S

и W2—14460—; первая скорость соответствует полету с Земли в s

межпланетное пространство и обратно без погашения скорости воз¬врата сопротивлением атмосферы, вторая—тому же полету с пога¬шением последних 7900— скорости возврата сопротивлением атмо-

s

сферы. Мы до соответствующих экспериментов не знаем значений коэффициента полезного действия ракеты и не знаем того, какие именно химические группы и в каком процентом отношении ока¬жется выгоднее всего применять; пока примем для приблизительных подсчетов за среднее для всего полета значение коэффициента по¬лезного действия ракеты—0,8, являющееся довольно вероятным, со¬гласно предположительных выкладок, которых мы здесь приводить не будем, и данных о работе раскаленных газов в двигателях внут¬реннего сгорания. За среднее значение полной теплопроизводитель¬ности примем 3,3 При этих данных мы будем иметь и=4700—;

gr s

эту предположительную величину скорости выделения за отсут¬ствием пока возможности иметь более достоверные ее значения, мы и положим в основание последующих расчетов, полагая, что ошиб¬ка при вычислении „п* не превзойдет в ту или другую сторону мно-

1 / ю

жителя п . Ввиду выясненной нами в § VIII относительной не-значительности скорости „Л5« мы будем полагать „Wy“ = 12000^’ пренебрегая разницей, точное значение и даже знак которой нам сейчас неизвестны и которая, вероятно, будет в нашу пользу (§ VIII стр. 49).

При таких данных и при обязательном условии утилизации предметов „mха (в том случае, если придется применить несколько комплектную систему—см. § V) для чисто ракетного полета с Земли в межпланетное пространство с возвращением на Землю без пога¬шения скорости возврата сопротивлением атмосферы мы будем, по формуле 4—иметь п = 120, т. е. около 120 весовых единиц топли¬ва на одну весовую единицу полезного груза, при чем значительная часть первого—в виде жидкого кислорода или озона, другая часть в виде жидких Cbk, C2H2,SiH4, ВНз и одна не очень малая часть = qp, в виде металлических (главным образом дураллюминиевых)

изделий самого высокого качества—это предметы „т,"; наиболее дешевая нефтяная группа заряда будет иметь применение также, но применение это, выгодное, несмотря на требуемое при нем увеличе¬ние массы заряда, значительно сокращается тем, что соответствен¬но росту массы заряда должна расти и масса самой дорогой из рас¬ходуемых частей ракеты—„mi"—ее пропорциональный пассив. Для полета при тех же условиях и данных с остановкою на Луне п=1000, тоже самое с остановкой на Марсе п = 3000 (пРи примене¬нии тангенциального типа траектории продолженного до получения требуемой гиперболической скорости относительно Земли); последние цифры могут быть с некоторою выгодой уменьшены преимуществен¬ным применением более дорогих и теплопроизводительных групп— борной и бороводородной. Подобных перспектив нельзя было бы назвать удовлетворительными: каждый полет требовал бы огромных материальных затрат, при чем совершенно отсутствовала бы из-за той же экономической стороны дела возможность брать с собою сколько нибудь тяжелые грузы, материалы, машины; даже транспор¬тирование большого современного астрономического инструмента потребовало бы колоссальных затрат.

Ключей к действительному овладению мировыми пространствами являются: первоначально—погашение скорости возврата сопротивле¬нием атмосферы (§ IX), а затем—устройство межпланетной базы (§ X) и, если удастся необходимая световая сигнализация,—ракето — артиллерийское снабжение межпланетной базы. Погашение скорости возврата сопротивлением атмосферы по первому способу, уменьшая

W" до 14460 —, в шесть раз понижает „п“ для всех полетов: s

с Земли в межпланетное пространство и обратно п — 20; тоже с остановкой на Луне n= 160 и тоже с остановкой на Марсе п = 500 и в 12 раз уменьшает „п“, при погашении по второму способу,

когда будем иметь W— 12500 — и, соответственно n_ = 10; п =80;

s з л

пм = 250. Уменьшение „п“ при этом может быть с выгодой соче¬таемо с применением в большем относительном количестве дешевой нефтяной группы заряда и с меньшим расходом в качестве заряда предметов пропорционального пассива.

Для тех же полетов с межпланетной базы мы имели бы значе¬ния „п" еще в 11 раз меньше: п3 = 2 (возвращение с базы на

Землю); при значении „п“ столь близком к 1, мы уже не должны пренебрегать разницею между „п“ и (п—1); (п—1) = 1 в данном случае, т. е. 1 единица топлива на 1 единицу полезного груза

ПРИМЕЧАНИЕ: Это при погашении скорости возврата по первому способу; при втором же способе погашения возрат на Землю требует совсем незначительного количества заряда, п = 15; пм = 45; доставка грузов с базы без возвращения

обратно обходилась бы: на Луну п — 4 и на Марс п = 7.

Доставка грузов с Земли на базу чисто ракетным способом n= 11; ракето-артиллерийским п = 7; при значении п <1 20, по всей вероятности, с большей экономической выгодой мы могли бы поль-зоваться одной лишь дешевой нефтяной группой; при п = 10—15 устраняется необходимость расходования предметов пропорциональ¬ного пассива; при подобных условиях ценные грузы—материалы вы¬сокого качества и машины—с доставкою на Луну и даже Марс— обходились бы немногим дороже, чем на Земле. Мы все время пред¬полагали, что посадка на Марс производится без помощи погашения скорости возврата сопротивлением его атмосферы. Между тем, на Марсе имеется довольно, видимо, плотная атмосфера, сопротивление которой могло бы быть использовано ракетой для планирующего спуска также, как в § IX указано для Земли. Сила тяжести на поверхности Марса втрое меньше, а скорость „wM*—вдвое с лишним

меньше, чем у Земли; мощность работы планирующей ракеты над атмосферой Марса в момент достижения ею максимума будет, следо-вательно, в 6 раз меньшею, чем при планировании в земной атмо¬сфере, вследствие чего опасность нагрева поверхностей ракеты со¬вершенно исключается; остается лишь опасность со стороны неизве-7 стного нам устройства поверхности Марса и со стороны предпола¬гаемых на нем обитателей. При спуске на Марс с погашением ско¬рости возврата сопротивлением его атмосферы доставка грузов на Марс обходилась бы приблизительно столько же, как и на Луну, которая плотной атмосферы лишена.

ГЛАВА XIII.

ЭКСПЕРИМЕНТЫ И ИССЛЕДОВАНИЯ.

В вицу недостаточности наших познаний в некоторых областях и отсутствия опыта в конструировании ракет для больших скоро¬стей, перед тем, как приступать к постройке или проектированию ракет для полетов в межпланетное пространство, необходимо про¬извести некоторые научные и технические исследования; из них главные:

I. Исследования функционирования камеры сжигания и извер-гающей трубы ракеты в средах различной плотности и упругости; нахождение наилучших конструкций камеры сжигания и извергающей трубы; нахождение наивыгоднейших форм и длины извергающей трубы, способов введения веществ заряда в камеру сжигания, соотно-

dM

шений между массой выделения , размерами камеры сжигания и

поперечным сечением извергающей трубы.

Исследования функционирования ракеты в атмосфере малой упругости можно производить, выведя извергающую трубу небольшой модели в камеру, из которой газы откачиваются насосом большой об‘емной производительности; для уменьшения давления без даль-нейшего увеличения размеров эвакуирующего насоса в камере дол¬жен быть устроен густой водяной душ, который будет сгущать все составные части выделения, кроме углекислоты, а последнюю будет охлаждать, чем откачивание будет весьма облегчено; для еще б >ль- ших разрежений можно применять химические группы, которые во¬все не дают углекислоты в выделении; впрочем, при упругости в ка¬мере, равной 0,01 атм., функционирование ракеты будет уже мало отличаться от такового в пустоте.

II. Нахождение наилучших конструкций для всех предметов пропорционального пассива и способов утилизации их в качестве ве-щества заряда.

III. Исследование и налаживание производства веществ заряда, до сих пор фабричным способом не производимых, как, например, жидких ВН3>SiH4, 03, С2Н2, СН4.

IV. Нахождение наилучших конструкций камеры для людей и всех приборов для ее обслуживания.

V. Нахождение наилучших конструкций приборов автоматиче-ского управления и ориентирования.

VI. Исследования выносливости человеческого организма по от-ношению к механическому ускорению и по отношению к жизни в воздухе меньшего давления, но с большим содержанием кисло¬рода.

VII. Нахождение лучших методов и типов астрономических ин-струментов для быстрого ориентирования пилота относительно точ¬ки нахождения ракеты и данных ее орбиты. Тщательное упражне¬ние в подобных определениях летного состава в искусственной обста¬новке: вместо Земли или иного небесного тела, должно быть соору¬жено большое полушарие, около которого по спокойной воде на медленно-двигающемся устойчивом плоту должны плавать упражняю¬щиеся, помещенные в камеру таких же размеров и устройства, ка¬кая будет на ракете.

VIII. Исследование атмосферы на высотах до 100 клм.; это ис-следование может быть произведено посредством снарядов или сна- рядо-ракет, выпускаемых из обычных большого размера (морских) артиллерийских орудий. По достижении высшей точки снаряд дол¬жен автоматически выбросить большой, по возможности, парашют из легкой белой ткани с небольшим привешенным к нему грузиком. Наблюдая с Земли за скоростью падения этого парашюта, мы со¬ставим себе представление о плотности атмосферы на различных высо¬тах. Если мы снабдим парашют, вместо груза, прибором, автоматиче¬ски забирающим пробу воздуха, то сможем составить себе точное во всех отношениях представление о данных атмосферы на различ¬ных высотах.

IX. Исследование нагревания поверхностей движущихся тел и сопротивления атмосферы значительной плотности (р=ро). Это ис-следование для меньших скоростей можно произвести посредством снарядов, а для больших—посредством снарядо-ракет, выпускаемых из артиллерийских орудий под небольшим углом к горизонту с таким расчетом, чтобы они падали в воду, откуда могли бы быть извлече ны. Поверхность этих снарядов нужно покрывать веществами различной тугоплавкости, изолировав их от металлического тела снаряда слоем фарфора. По виду этой поверхности снаряда после совершенного им полета мы сможем судить о максимальной темпе¬ратуре нагрева.

X. Исследование нагревания поверхности тел при больших ско-ростях движения в разреженной атмосфере (к § IX), а равно иссле¬дования сопротивления атмосферы при больших скоростях и иссле¬дование выносливости различных конструкций, поддерживающих по¬верхностей—производится посредством полетов пробных неболь¬ших—до десяти тонн моделей ракеты. Начало траектории этих проб¬ных полетов рассчитывается, как «Ту» для полета в межпланетное

пространство, но к достижению высоты от 60 до 100klm(в зави¬симости от метеорологических данных исследования VIII) траектория должна автоматически принять горизонтальное направление, и по из-расходовании заряда, ракета производит планирующий спуск на сво¬ей поддерживающей поверхности.

Во время под‘ема угол атаки поддерживающей поверхности — угол между ее малой осью и хвостовищем—должен быть не велик и постепенно возрастать до полной величины (около 40°) к моменту израсходования снаряда. Для определения максимальной температу¬ры нагрева поверхности ракеты может быть применен тот же ме¬тод, что и в исследовании IX. Для автоматизации управления в проб¬ных ракетах должны быть оба гироскопа, какие полагаются и в на¬стоящей ракете (см. § X). Эти пробные полеты должны производить ся с постепенно возрастающим максимумом «Vi» к моменту изра¬сходования заряда; для них может служить одна и та же ракета; в качестве заряда может быть применена одна лишь нефтяная группа при п <6. После того, как максимум «V» достигнет значения

7500 — и пробная модель будет благополучно спускаться в нижние s

слои атмосферы, можно, по испытании предметов пропорционально го пассива соответствующих размеров, перейти прямо к полету с людьми в межпланетное пространство с облетанием, например, Луны с неизвестной нам обратной ее стороны.

...

ОГЛАВЛЕНИЕ

Стр.

Предисловие редактора 3

Предисловие автора первое 5

Предисловие автора второе 7

1. Данные ракеты; основные обозначения 9

П. Формула нагруженности   П

III. Скорость выделения. Химический материал ....... 13

IV. Процесс сгорания и конструкция камеры сжигания и из¬вергающей трубы 19

V. Пропорциональный пассив 21

VI. Типы траекторий и требуемые ракетные скорости ... 25

VII. Максимум ускорения 3*

VIII. Действие атмосферы на ракету при отправлении .... 37

IX. Погашение скорости возврата сопротивлением атмосферы 50

X. Межпланетная база и ракето-артиллерийское снабжение 58

XI. Управление ракетой; измерительные и ориентировочные

приборы 62

ХЦ. Общие перспективы 64

XIII. Эксперименты и исследования 67

XIV. Перечень обозначений 70

Опечатки 72

Цена 1 руб.

https://rusneb.ru/catalog/000199_000009_0...

Укладач: Бевз Н. О.

ДНТБ України, 03680 м.Київ-150, вул. Антоновича, 180

Інформаційно-бібліографічний відділ

© ДНТБ України 2017

ЮРІЙ ВАСИЛЬОВИЧ КОНДРАТЮК (ОЛЕКСАНДР ГНАТОВИЧ ШАРГЕЙ)

9 (21) червня 1897, Полтава, Україна — місце та дата смерті достеменно невідомі, не

раніше 1943) — український вчений-винахідник, один із піонерів ракетної техніки й теорії

космічних польотів. Автор так званої «траси Кондратюка», якою подорожували на Місяць

космічні кораблі «Аполлон».

Біографічні відомості про Ю. В. Кондратюка (О. Г. Шаргея)

1897, 9 (21) червня. Народився в Полтаві. При хрещенні 28 липня названий Олександром.

1910, 14 серпня — 1916, 28 травня. Навчався у 2-й Полтавській чоловічій гімназії, закінчив

її із срібного медаллю; ще перебуваючи в гімназії, в 1913-1914 рр. почав розроблення

основ ракетно-космічної науки.

1916, 1 вересня -11 листопада. Навчався на механічному відділенні Петроградського

політехнічного інституту. Мобілізований в армію.

1917, березень. Закінчив школу прапорщиків; завершив роботу над полтавськопетроградським рукописом.

1917, березень — 1918, травень. Командував взводом на Закавказькому фронті, був

змушений кілька тижнів служити в білій армії, яку залишив при першій же можливості.

1918, травень — 1919, листопад. Перебував у Полтаві та Києві, створив другу працю з

космічної тематики «Тим, хто буде читати, щоб будувати», добуваючи засоби для

існування, виконував різноманітні випадкові, «кустарні» роботи.

1919, листопад — 1921, січень. Удруге мобілізований у білу армію; на початку 1920 року,

після втечі з неї, оселився в знайомих у Смілі, працював на залізниці (ст. Бобринська).

1921, січень — 1925, вересень. Працював на паровому млині і цукровому заводі в Малій

Висці. Щоб урятувати себе від репресій із боку органів Держбезпеки за вимушене

білогвардійство, за ініціативою і безпосередньою участюО. Кареєвої (мачухи), в середині

1921 року прийняв ім’я Юрія Кондратюка, який 1 березня 1921 року помер від сухот1.

Закінчив свою третю наукову роботу «Про міжпланетні подорожі». Рукопис відіслав до

Москви, в «Голо «Головнауку».

1925, вересень — 1927, квітень. Працював механіком і старшим механіком на елеваторах

ст. Криловської (Кубань) й Ельхотово (Північна Осетія), одержав із Москви схвальний

відзив на свою наукову роботу; почав її вдосконалення.

1927, квітень — 1930, липень. Працював будівельником і механізатором великих

дерев’яних зерносховищ та елеваторів своєї оригінальної конструкції; у січні 1929 року

видав за свій рахунок книгу «Завоювання міжпланетних просторів», яка отримала світове

визнання.

1930, липень — 1932, квітень. Засуджений на 3 роки концтаборів за фальшивим

звинуваченням у шкідництві; вирок замінено висилкою у Західний Сибір; до вересня 1932

року працював над проектуванням залізобетонних конструкцій для Кузбасу, у «шаразі» №

14 ОДПУ; зробив кілька винаходів, опублікував наукові статті.

1932, вересень — 1933, квітень. Разом із П.К. Горчаковим у Новосибірську розробив за

дорученням Наркомату важкої промисловості СРСР ескізний проект потужної

вітроелектричної станції.

1933, квітень — 1934, липень. Після блискучого захисту свого проекту ВЕС і зустрічі з С.

Орджонікідзе, разом із Горчаковим організував у Харкові, в УІПЕ, розроблення

технічного проекту «КримВЕС» потужністю 12 тис. кВт; проект був схвалений комісією

АН СРСР улітку 1934 року.

1934, жовтень — 1938, початок. У Москві створена Проектно- будівельна контора

«КримВЕС», де був розроблений робочий проект ВЕС. У 1936 році розпочато будівництво

станції на г. Ай-Петрі. Після смерті С. Орджонікідзе у 1937 році роботи з «КримВЕС»

були загальмовані, а Кондратюка звинуватили в гігантоманії.

1938, початок — 1941, липень. Творчий колектив Ю. В. Кондратюка розпадається, у вересні

1939 року Проектно-будівельна контора «КримВЕС» була перетворена у контору по

проектуванню малопотужних ВЕС; підтримка відомих учених (Вінтера, Ветчинкіна,

Красовського та інших) захистила Ю. В. Кондратюка від нападок керівництва тресту,

якому була підпорядкована контора; свої наукові рукописи з космонавтики Ю.В.

Кондратюк передає на збереження історику науки Б. М. Воробйову, але не залишає надії

на краще,

1941, 5 липня — 1942, кінець лютого. Ю.В. Кондратюк добровільно вступає в Народне

ополчення Москви; він телефоніст 62 (1313) стрілецького полку, в складі якого бере

участь у першому бою з фашистами 3 жовтня 1941 року; довгий час вважалось, що в

цьому бою він загинув. Але доля зробила його командиром відділення — помкомвзводу,

зв’язківцем-дротовиком 1281 СП 60СД Західного, а потім Брянського фронту; на Кривцовському плацдармі, на західному березі р. Ока, у Волховському районі Орловської

області він загинув майже з усім своїм взводом.

Друковані праці Ю. В. Кондратюка

1929

1. Завоевание межпланетных пространств / Юрий Кондратюк; [под. ред. проф.

В. П. Ветчинкина]. – Издание автора. – Новосибирск, улица Державина, 7. – 1929. – 73 с.

1931

2. Применение бетона высокого сопротивления к постоянной крепи шахтных стволов /

Кондратюк Ю. В., Горчаков П. К. // Горный журнал. — 1931.- №11. – С. 35-36.

3. Железобетонный копер башенного типа, выполняемый в подвижной опалубке /

Кондратюк Ю. В., Горчаков П. К. // Горный журнал. — 1931. — №11. – С. 57-59.

1932

4. Проходка шахт с механизацией опалубной, бетонной и породоуборочной работ /

Кондратюк Ю. В., Горчаков П. К. // Горный журнал. — 1932. — №3. – С. 24-25.

5. О неравномерности давления на круглую шахтную крепь и изгибающих моментах в ней

/ Кондратюк Ю. В., Горчаков П. К. // Горный журнал. — 1932. — №4. – С. 57-58.

1934

6. Проект наиболее мощной в мире ветроэлектростанции // Социалистическая индустрия. -

1934. — №1-2. — С. 6-10.

1935

7. Экспертиза / Кондратюк Ю. В., Горчаков П. К. // За индустриализацию. – 1935. – 3

марта.

1939

8. Основные характеристики и перспективы ветроэнергеики / Кондратюк Ю. В.,

Горчаков П. К. // Электрические станции. — 1939. — №10-11. — С. 21-30.

1947

9. Завоевание международных пространств / Юрий Кондратюк. [под. ред. проф В. П.

Ветчинкина]. – 2-е изд. — М.: Оборонгиз, 1947. — 82с.

1964

10. Кондратюк Ю. В. Тем, кто будет читать, чтобы строить. Завоевание межпланетных

пространств // Пионеры ракетной техники. (выпуск 1). Кибальчич, Циолковский, Цандер, Кондратюк.

Избранные труды. – М.: Наука, 1964. – С. 501-536. ДХ 629.76 П 32

В книге помещен портрет Ю.В.Кондратюка, третье издание его книги «Завоевание

межпланетных пространств», первое полное издание его работы «Тем, кто будет читать, чтобы

строить» и в комментариях к этим работам впервые опубликован отзыв инженера-механика В. П.

Ветчинквна на статью Ю.Кондратюка «О межпланетных путешествиях». В этой же книге

помещен очерк В.Н.Сокольского «Работы отечественных ученых — пионеров ракетной техники»,

в котором дается сравнительный анализ работ К.Э.Циолковского, Ф. А. Цандера и Ю. В.

Кондратюка. Приведен фрагмент из рукописи Ю.В.Кондратюка (вариант № 1), к которому В. Н.

Сокольский сделал предисловие: «Заслуживает внимания также изложенная Кондратюком в этой

рукописи последовательность первых шагов по освоению космического пространства».

11. Кондратюк Ю. Завоевание межпланетных пространств / Юрий Кондратюк. [под. ред.

проф В. П. Ветчинкина]. – 3-е изд. – М.: Учпедгиз, 1964.

1972

12. Завоювання міжплянетних просторів / Кондратюк Ю. — Нью-Йорк: Т-во українських

інженерів Америки, 1972. — 79 с.

1979

13. Кондратюк Ю. В. Экспертиза / Кондратюк Ю. В., Горчаков П. К. // Изобретатель и

рационализатор. — 1979.- №7. — С. 18-24.

1996

14. Кондратюк Ю. Про завойовування міжпланетних просторів / Ю. Кондратюк. – К. :

КМУЦА, 1996. – 118 с. Р 277810 629.7

1997

15. Кондратюк Ю. В. (Шаргей О. Г.) Вибрані твори / Ю. В. Кондратюк (О. Г. Шаргей);

упоряд. Б. В. Журахович, А. П. Завалішин. – Д.: ЗАТ «Дніпрокнига», 1997. – 304с.

Р 279984 629.7

Винаходи Ю. В. Кондратюка (О. Г. Шаргея)

16. Пат. 4964 СССР, класс 81 е, 1-21. Описание приспособления к выпускной трубе

елеватора – зернохранилища для погрузки зерна в вагоны / Ю. В. Кондратюк; заявл. свид.

№ 9902; заявл. 4.08.1926; опубл. 31.03.1928. – 2 с.: ил.

17. Пат. 3924 СССР, класс 81 е, 117. Описание приспособления к выпускной трубе

элеватора – зернохранилища для загрузки зерна в вагоны / Кондратюк Ю. В.; заявл. свид.

№ 7874; заявл. 21.04.1926; опубл 31.10.1927. – 2 с.: ил.

18. А. с. 33018 СССР, класс 88с, 3. Описание приспособления к вертикальному ветряному

двигателю для передачи лобового давления на вітряк от ветра на верхний венец башни и

для поворота вітряка и постановки его на ветер / Ю. В. Кондратюк; заявл. 13.12.1932 (спр.

о перв. № 120248); опубл. 31.10.1933. – 2 с.: ил.

19. А. с. 33019 СССР, класс 88с, 3. Описание трубчатой железобетонной башни с

обтяжками для ветряных двигателей / Ю. В. Кондратюк, П. Н Горчаков; заявл. 13.12.1932

(спр. о перв. № 120252); опубл. 31.10.1933. – 2 с.: ил.

20. А. с. 33863 СССР. Описание передачи от ветряного двигателя к генератору / Ю. В.

Кондратюк; заявл. 13.12.1932; опубл. 31.12.1933.

21. А. с. 34498 СССР, класс 5d, 13. Описание башенного железобетонного копра / П. Н

Горчаков., Ю. В. Кондратюк.; заяв. 8.09.1931 (спр. о перв. № 94217); опубл. 28.02 1934. – 2

с: ил.

22. Пат. 4115 СССР, класс 421, 32. Описание счётчика к автоматическим весам на

елеваторах / Кондратюк Ю. В.; заяв. свид. № 7876; заявл. 21.04 1926; опубл. 30.11.1927. –

3 с. : ил.

23. Пат. 12339 СССР, класс 81 е, 39. Описание ковша для элеватора-транспортера /

Кондратюк Ю. В.; заяв. свид. № 25485; заявл. 20.03.1928; опубл. 31.12.1929. – 1 с.: ил.

24. А. с. 57286 СССР, класс 88 с, 205. Двухлопастной ветродвигатель / И. З. Кирьян, ю. В.

Кондратюк, М. В. Келлер, П. К. Горчаков.- № 18817 ; заявл. 10.09.38 ; опубл. 30.06.1940. –

2 с.: ил.

Видання про життя та діяльність Ю. В. Кондратюка

1962

1. Буткевич А. Звездный мечтатель: К 60-летию со дня рождения Ю.В. Кондратюка /

Буткевич А., Шаевич Я. // Авиация и космонавтика. — 1962. — № 8. — С. 30-31.

2. Замлинський В. О. Він прокладав шлях у Всесвіт: (про одного з піонерів радянської

астронавтики Ю. В. Кондратюка): [1900-1941] / Володимир Замлинський. – К: Т-во

«Знання» УРСР, 1963. – 38 с.: портр., іл. – Бібліогр.: C. 38.

1964

3. Воробьев Б. Н. О неопубликованной работе Ю. В. Кондратюка «Тем, кто будет читать,

чтобы строить» / Б. Н. Воробьев, В. Н. Тростников // Из истории ракетной техники.- М.:

Наука, 1964.

Авторы подробно анализируют работу (вариант рукописи № 2) и приводят пространные ее

фрагменты. Это была та рукопись, которую Ю.В.Кондратюк передал Б.Н.Воробьеву 5 июля

1938 г.

1977

4. Ковалев А. Д. Космос далекий и близкий / Ковалев А. Д., Сенксвич В. П. — Л.:

Лениздат, 1977. – 384 c. — Содерж.: У истоков космонавтики, с. 9 — 44; Гигантские

ступени восхождения, с. 45 — 192; О тех, кто мечтал и строил, с. 193 — 224.

1978

5. 80 лет со дня рождения Ю. В. Кондратюка (1897 — 1942) // Из истории авиации и

космонавтики. — М.: ИИЕТ АН СССР, 1978. — Вып. 33.- С. 86 — 91.

6. Глушко В. П. Работы Ю. В. Кондратюка в области ракетно-космической науки и

техники (Доклад, прочитанный В. П. Глушко 21 июня 1972 г. в Институте истории

естествознания и техники АН СССР на заседании, посвященном 75-летию со дня рождения Ю. В.

Кондратюка. Публикуется с сокращениями.) // Исследования по истории и теории развития

авиац. и ракетно-космической науки и техники: сб. науч. ст. — М., 1981. — С. 48. – Режим

доступа:http://12apr.su/books/item/f00/s00/z00000...

1986

7. Даценко А. В. Жизнь в творческом горении: [Об одном из пионеров ракетной техники и

космонавтики Ю. В. Кондратюке] / А. В. Даценко. – К.: О-во "Знание" УССР, 1986. — 47 с.

1987

8. Кондратюк Ю. В. / В. П. Глушко // Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР. -

изд. 3-е, перераб. и доп.– М. : Машиностроение, 1987. – С 20-21, 71, 168-169, 231, 233, 279.

Р 213777 629.7

9. Сурдин В. От идеи Кондратюка — к звездному слалому / В. Сурдин // Юный техник. –

1987. – № 6 ( июнь). – С. 30–32.

1988

10. Романенко Б. И. Юрий Васильевич Кондратюк / Б. И. Романенко. – М.: Знание, 1988. –

64 с. – (Новое в жизни, науке, технике. Науч.-попул. сер. «Космонавтика, астрономия» ;

№ 8). Р/569

11. Севастьянов В. И. Гений с чужим именем / В. И. Севастьянов // Украина. — 1988.- №5.-

С. 6-9.

1989

12. Даценко А. В. "Я полечу туда...": документальная повесть [об одном из пионеров

создания ракетной космической техники Ю. В. Кондратюке] / А. В. Даценко; [вступ. ст.

В. Севастьянова]. – Х.: Прапор, 1989. — 269 с.: [8] л. ил.

13. Сорока, М. Феномен Юрія Кондратюка / М. Сорока // Відкриття. Пошуки. Знахідки :

альманах. – К., 1989. – С. 78 – 79.

1992

14. Граб Б. И. Дело № 10558. Ю. В. Кондратюк и другие / Граб Б. И., Супруненко А. Б. -

Полтава: Метоп, 1992. – 46 c.

1995

15. Бороденков А. М. Юрій Кондратюк — провидець космічних трас / Бороденков А. М.,

Волков М. В., Дормідонтов А. Г., Стегній А. І. // Космічна наука і технологія: Додаток до

журналу. — 1995. — Т.1, №1. — С. 3-18. – (До 100-річчя з дня народження Ю. В. Кондратюка).

16. Даценко А. В. "Я полечу туда...": документальная повесть [об одном из пионеров

создания ракетной космической техники Ю. В. Кондратюке] / А. В. Даценко – Х.: Прапор,

1995. — 271 с.

17. Завалішин А. П. Хто ти такий, Юрію Кондратюк? // Космічна наука і технологія:

Додаток до журналу.- 1995.- Т.1, №1.- С. 19-24. – (До 100-річчя з дня народження

Ю. В. Кондратюка).

18. Романенко Б. И. Философия космоса и космическая философия или грядущая

экологическая катастрофа человечества на планете Земля и как ее предотвратить с

помощью космонавтики: сравн. анализ мировоззрен.-филос.-косм.-земных и науч.-техн.

идей Циолковского К.Э., Цандера Ф.А. и Кондратюка Ю.В. (Шаргея А.И.) /

Б. И. Романенко. – М.: Астрал-М, 1995. — 64 с.

1996

19. Космічні і земні орбіти Ю. В. Кондратюка (О. Г. Шаргея) / Нац. косм. агентство

України, Вироб.-комерц. фірма "Колед" ; упоряд. Б. В. Журахович [та ін.]. — Д.: Січ, 1996. -

405 с. — Библиогр.: с. 400-402. ВА567411 (НБУ ім. В. І. Вернадського)

20. Сокольский В. Н. Ученый, пионер ракетной техники // Космічні і земні орбіти Ю. В.

Кондратюка (О. Г. Шаргея) / В. Н. Сокольский. – Д.: Січ, 1996. – С. 308-401

1997

21. Даценко А. Александр Шаргей — Юрий Кондратюк, сын Украины, Полтавы /

А. Даценко. – Полтава : Полтава, 1997. – 352с. Р 280091 629.7

22. Даценко А. В. Юрий Васильевич Кондратюк, 1897 – 1942 / А.В. Даценко, В. И.

Прищепа; отв. ред. Б. В. Раушенбах. — М.: Наука, 1997. — 157 с.: ил. — (Научнобиографическая литература / Редкол.: А. Л. Яншин (пред.) и др.). — Библиогр.: с. 152-158.

Б306753 (НБУ ім. Я. Мудрого)

23. Даценко А. В. Геній під чужим іменем (до 100-річчя з дня народження

Ю. В. Кондратюка – О. Г. Шаргея) / А. В.Даценко , П. Ф. Федій // Кинематика и физика

небесных тел. – 1997. – Т. 13. – № 1. – С. 3 – 7.

24. Завалишин А. П. Ю. В. Кондратюк (А.И. Шаргей) – основоположник космонавтики /

А. П. Завалишин, А. В. Даценко. – К.: [б. и.], 1997. – 64 с.: ил. – Библиогр.: с. 64.- (Прил. к

журн. “Космическая наука и технология”; Т. 3, №1/2, 1997). – Режим доступа:

http://knit.mao.kiev.ua/ru/archive/1995/s...

25. Завалишин А. П. Сквозь пространство и время / А. П. Завалишин. – Д., 1997. — 384с.

26. Земля – космос: Творч. наследие Ю. В. Кондратюка — А. И. Шаргея: Материалы науч.-

техн. конф. «Ю. В.Кондратюк: Человек. Земля. Космос», Харьков, 30 мая 1997 г. / [Сост.

В. Е. Власко, А. К. Решетов]. — Х.: Майдан, 1997. — 129 с.: портр. — Библиогр.: с. 106-121.

А586874 (НБУ ім. Я. Мудрого)

27. Игнатенко А. А. Украинский Циолковский (Ю. В. Кондратюк — А. И. Шаргей в ракурсе

синергетики) / А. А. Игнатенко; Полтавский музей авиации и космонавтики. – 2-е изд. -

Кременчуг, 1997. — 30 с.: ил. Р87399 (НБУ ім. В. І. Вернадського)

28. Романенко Б. И. Звезда Кондратюка-Шаргея. Судьба гения ХХ века: Краткий

документальный биографический очерк. — Калуга: Калужская облорганизация Союза

журналистов России, 1998 . — 184 с.: ил. – Режим доступа:

http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/roman...

29. 100-річчю від дня народження Ю. В. Кондратюка. – Полтава : ІВМЦ «Освіта», 1997. –

132 с.

30. Творець місячної траси: до 100-річчя з дня народження укр. піонера космонавтики

Ю. В. Кондратюка (О. Г. Шаргея) / авт.-упоряд. А. Г. Дормідонтов; Федерація

космонавтики України. — К.: [б.в.], 1997. — 53 с. ВА590850 (НБУ ім. В. І.

Вернадського)

1999

31. Дубас З. В. Кондратюк Юрій Васильович / З. В. Дубас // Іскристі зернятка: Цікаві

розповіді та бувальщина. — Т., 1999. — С. 104-105.

32. Игнатенко А. А. Украинский Циолковский: клаузура биографии Ю. В. Кондратюка -

А. И. Шаргея / А. А. Игнатенко; Полтавский музей авиации и космонавтики. — Кременчуг,

1999. — 89 с.: іл. ВС33612 (НБУ ім. В. І.

Вернадського)

33. Шаров І. Кондратюк Юрій Васильович / І. Шаров. // 100 видатних імен України. — К.,

1999.- С. 177-180.

2001

34. Моторина Л. А. Александр Игнатьевич Шаргей (Ю. В. Кондратюк). // Вестник

молодых ученых, серия: «Технические науки», 2001. — №1.- С. 90 – 93.

2002

35. Завлишин А. П. Кондратюк (О. Шаргей): Громадянин і гуманіст // Космічні злети

України: науково-історичний альманах. — К., 2002. — С. 114-119.

36. Малышевский И. Под чужим именем // Зеркало недели. — 2002.- №7, 23 февраля -

1 марта.

37. Малишевський І. Під чужим ім’ям / І. Малишевський // Вітчизна. — 2002. — №3-4. -

С. 110-119; №5-6. — С. 112-122.

38. Руденко О. П. Ю. В. Кондратюк – скарб світової науки (до 105-річниці народження)

/ О. П. Руденко // Наукові записки Полтавського державного педагогічного університету

імені В. Г. Короленка. – Полтава, 2002. – С. 3–4. – (Фізико-математичні науки ; Вип. 1).

39. Юрій Кондратюк (Олександр Шаргей) у спогадах сучасників / Полтавський

національний технічний ун-т ім. Ю. Кондратюка; уклад. А. В. Даценко. – Полтава, 2002. –

68 с.

2003

40. Лозяк Г. Зірка Всесвіту // Фізика: Додат до газ. "Шкільний світ". — 2003.- № 5.- С. 6-11.

41. Матеріали Всеукраїнських читань, присвячені пам'яті Ю. В. Кондратюка / Полт. держ.

пед. ун-т імені В. Г. Короленка. – Полтава, 2003. – 51 с. – Бібліогр. : в кінці ст.

2004

42. Садовский Д. Имя с обратной стороны луны / Д. Садовський// Наука и жизнь. – 2004. -

№ 9. – C. 77-84. Р/424

43. Сурдин В. От звезды к звезде / В. Сурдин // Наука и жизнь. – 2004. — № 5. – C. 110-115.

Р/424

44. Кочико В. Геній космонавтики – О. Г. Шаргей – Ю. В. Кондратюк / В. Кочико //

Історія України. – 2004. – № 38. – С. 5-6.

2005

45. Гетало А. Дослідження наукової творчості Ю.В.Кондратюка в історії космонавтики

/ А. Гетало // Збірник наукових праць Полтавського державного педагогічного

університету імені В.Г. Короленка. – Полтава, 2005. – Вип. 8(47). – С. 80. – (Фізикоматематичні науки).

46. Мельничук, Г. Місячний кратер Кондратюка: Юрій Кондратюк (1897- 1942) / Г.

Мельничук // 1000 незабутніх імен України. – К., 2005. – С. 118 – 120.

47. Шендеровський В. Геній з Полтави. Юрій Кондратюк / В. Шендеровський // Палітра

педагога. – 2005. – № 1. – С. 3–4.

48. Юрій Кондратюк: хто він? // Науковий світ. – 2005. – № 4. – С. 14-16: портр.

2006

49. Клочко В. Ю. В. Кондратюк у контексті історичних реалій ХХ века / В. Клочко,

Т. Супрун // Полтавський краєзнавчий музей : Зб. наук. ст. 2005 р.. Маловідомі стор.

історії, музеєзнавство, охорона пам'яток / Упр. культ. Полт. облдержадмін.; ПДПУ ім.

В. Г. Короленка; Полтав. краєзнавчий музей. – Полтава, 2006. – С. 299–307.

50. Матеріали Всеукраїнських читань, присвячених пам'яті Ю. В. Кондратюка / Полт.

держ. пед. ун-т імені В. Г. Короленка. – Полтава, 2006. – 43 с. – Бібліогр. : в кінці ст.

51 Смирнов В. А. Вони торували дорогу в космос. Американець Р. Годдар і українець Ю.

Кондратюк (О.Шаргей) [Портрет] / В. А. Смирнов // Фізика: Додат до газ. "Шкільний

світ". – 2006. – № 10. – С. 8–11.

52. Смирнов В. Два генії – одна дорога до зір / В. Смирнов // Фізика та астрономія в

школі. – 2006. – № 6. – С. 2–9.

Про Костянтина Едуардовича Ціолковського (1857-1935) та Юрія Васильовича

Кондратюка (1897-1941).

2007

53. Игнатенко А. А. Феномен Ю.В. Кондратюка (к 110-ой годовщине со дня рождения) /

А. А. Игнатенко // Вісник КДПУ ім. М. В. Остроградського. – 2007. — Вип. 2 (43), ч. 1. – С.

111–124.

54. Максимов А. И. Пионеры ракетной техники Ф. А. Цандер и Ю. В. Кондратюк //

Теплофизика и аэромеханика. — Новосибирск, 2007.- Т. 14, №3.- С. 495-520. – Режим

доступу: http://www.sibran.ru/upload/iblock/8ab/8a...

55. Могильний Л. П. Кондратюк Юрій Васильович: вчений-винахідник, теоретик

космічних досліджень, піонер ракетної техніки / Л. П. Могильний // Діячі науки і культури

України: нариси життя та діяльності / за заг. ред. А. П. Коцура. – К., 2007. – С. 192–195.

56. Онищенко В. О. Піонер теоретичної космонавтики Юрій Кондратюк: per aspera ad

astra: Теоретик космонавтики О. Шаргей (Ю. Кондратюк): портрет на фоні епохи / В. О.

Онищенко, В. І. Русін, В. А.Смирнов. — Полтава, 2007. — 118 с.

Б325896(НБУ ім. Я. Мудрого)

57. Юрий Кондратюк (Александр Шаргей): воспоминания современников / сост. А. В.

Даценко. – Полтава : ПолтНТУ ім. Ю. Кондратюка, 2007. – 72 с.

2008

58. Пістоленко І. О. Один з перших теоретиків космонавтики Ю. В. Кондратюк //

Полтавщина в аерокосмічній історії / І. О. Пістоленко. – Полтава: Скайтек, 2008. – С. 79-

92, 157. 328948 629.7

59. Платонов В. Юрий Кондратюк: теоретик космонавтики // Южное созвездие. Кн. 1.

Главные и генеральные / В. Платонов. – Д.: Проспект, 2008. – С. 5-26. Р 329456 629.7

60. Попова Т. Юність Олександра Шаргея – майбутнього піонера космонавтики і

винахідника Юрія Кондратюка / Т. Попова // Фізика та астрономія в школі. – 2008. – №

3. – С. 47–51.

61. Попова Т. Життєвий шлях і винахідницька діяльність Ю. В. Кондратюка (О. Г.

Шаргея) / Т. Попова // Фізика та астрономія в школі. – 2008. – № 4. – С. 49–56.

62. Раппопорт А. Г. Траектория судьбы. Документальная повесть о Ю. В. Кондратюке

(А. И. Шаргее) [Электронный ресурс] / А. Г. Раппопорт. – Изд. второе, перераб. и доп. –

Сибирское книжное издательство, 2008. – Режим доступа:

http://www.pseudology.org/Rappoport/Kondr....

63. Юрий Васильевич Кондратюк (Александр Игнатьевич Шаргей): [основоположник

космонавтики]: биобиблиография, 1897-2008 / Междунар. фонд истории науки; [Г. Н.

Каттерфельд, Т. В. Кульматова]. — СПб: Академия, 2008. – 60 с.: ил. — (Очерки истории

науки Санкт-Петербурга-Петрограда-Ленинграда).

64. Юрій Васильович Кондратюк (Олександр Ігнатович Шаргей) // Видатні українці. – Х.,

2008. – С. 112 – 113.

2009

65. Жолдак Б. Богдан Жолдак про Карпа Соленика, Йосипа Тимченка, Івана Піддубного,

Юрія Кондратюка, Миколу Лукаша / Богдан Жолдак. – К.: Грані-Т, 2009. – 128 с.: іл. –

(Сер. «Життя видатних дітей»).

66. Калієвський Л. П. Таємниці генія / Л. П. Калієвський // Фізика в школах України. –

2009. – № 5. – С. 10–15.

2011-2013

67. Савчук В. Витоки ракетобудування в Україні / В. Савчук, Ф. Санін // Світогляд. – 2011.

– № 1. – С. 24 – 39.

68. Даценко А. В. Юрій Васильович Кондратюк, 1897 — 1942 / А. В. Даценко, В. Й.

Прищепа ; [пер. з рос. Н. К. Кочерга]. — Полтава: ПолтНТУ, 2012. — 158 с.: рис. — Бібліогр.:

с. 160-169. ВА754489(НБУ ім. В. І. Вернадського)

69. Микуленок, И. «Трасса Кондратюка» / И. Микуленок // Природа и человек: ХХІ век. –

2013. – № 3.– С. 34 – 35.

2015

70. Пістоленко І. О. Життя і творча діяльність під чужим іменем: про деякі результати

досліджень біографії Ю. В. Кондратюка (О. Г. Шаргея) / І. О. Пістоленко // Історія науки і

техніки. — 2015. — Вип. 7.- С. 102-112.

71. Пістоленко І. О. Історія технічних розробок Ю. Кондратюка (за матеріалами

Полтавського музею авіації і космонавтики) // Наукові праці історичного факультету

Запорізького національного університет .- 2015.- Вип. 44, том 2. – С. 251-253. — Режим

доступа: http://istznu.org/dc/file.php?host_id=1&a...

2016

72. Вівчарик, О. Перерваний політ, або Всупереч долі місію виконано / О. Вівчарик //

Голос України. – 2016. – 8 верес. – С. 21.

2017

73. Юрій Кондратюк (Олександр Шаргей) у спогадах сучасників: 120 річчю народження

Юрія Кондратюка присвячується / Полтавський національний технічний університет імені

Юрія Кондратюка. – Полтава: Полт. НТУ, 2017. – 145 с. Р 359245

629.7

http://editor.inhost.com.ua/storage/100_r...

***

«Тем, кто будет читать, чтобы строить» (1919)

В этой работе, независимо от Циолковского, оригинальным методом вывел основное уравнение движения ракеты, привёл схему и описание четырёхступенчатой ракеты на кислородно-водородном топливе, камеры сгорания двигателя с шахматным и другим расположением форсунок окислителя и горючего, параболоидального сопла и многого другого. В 1938 году, когда Кондратюк представил эту работу для публикации, он датировал её 1918—19 годами, хотя было очевидно, что в неё вносились изменения в разное время[15]. В 1964 году она была включена в книгу «Пионеры ракетной техники» под редакцией Т. М. Мелькумова[16], которая в свою очередь в 1965 году была переведена на английский язык НАСА[17].

Им было предложено:

использовать сопротивление атмосферы для торможения ракеты при спуске с целью экономии топлива;

при полётах к другим планетам выводить корабль на орбиту искусственного спутника, а для посадки на них человека и возвращения на корабль применить небольшой взлётно-посадочный корабль (предложение реализовано агентством НАСА в программе «Аполлон»);

использовать гравитационное поле встречных небесных тел для доразгона или торможения КА при полете в Солнечной системе («пертурбационный манёвр»).

В этой же работе рассматривалась возможность использования солнечной энергии для питания бортовых систем космических аппаратов, а также возможность размещения на околоземной орбите больших зеркал для освещения поверхности Земли.

«Завоевание межпланетных пространств» (1929)

В этой книге автор изложил последовательность первых этапов освоения космического пространства. Более подробно рассмотрел вопросы, поднятые в его ранней работе «Тем, кто будет читать, чтобы строить». В частности, в книге было предложено использовать для снабжения спутников на околоземной орбите ракетно-артиллерийские системы (в настоящее время это предложение реализовано в виде транспортных грузовых кораблей «Прогресс»). Кроме того, в работе были исследованы вопросы тепловой защиты космических аппаратов при их движении в атмосфере.

https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9A%D0%B...

1996

Пионеры ракетной техники [Текст] / [Вступ. статья Т. М. Мелькумова]. — Москва : Наука, 1964-. — 22 см.

[1]: Избранные труды / Кибальчич, Циолковский, Цандер, Кондратюк ; [Ред.-сост. Б. Н. Воробьев, В. Н. Сокольский]. — 1964. — 671 с. : ил. скрыть

Цитаты из текста:

стр. 5

ъ А К А Д Е М И Я ИНСТИТУТ ИСТОРИИ Ѵ ѵ — Н А У К И С С С Р ТЕХНИКИ ЕСТЕСТВОЗНАНИЯ с — ПИОНЕРЫ РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ Ь у> КИБАЛЬЧИЧ ЦИрЛКОБСКИЙ -ЦАНДЕР КОНДРАТЮК И З Б Р А Н Н Ы Е Т Р У Д Ы / ИЗДАТЕЛЬСТВО «НАУКА» М о с к в а 1 9 6 4 Редакторы В. Н. ВОРОБЬЕВ, Ответственный — составители СОКОЛЬСКИЙ редактор

стр. 608

режим горения, бронирование порохов, обеспечение устойчивости полета и др. Поэтому мы с полным правом можем считать Кибальчича одним из пионеров ракетной техники и отнести его к числу тех лиц, которые своими трудами подготовили огромные успехи, достигнутые в наши дни в освоении космического пространства.

стр. 675

рический очерк) с (Исто- 601 F n 6 .иографпя работ Н. И. Кибальчича, К . Э. Циолковского, Ф . А. Цандера, Ю. В . Кондратюка по вопросам реактивных летательных аппаратов и межпланетных сообщений Комментарии 634 638 Y Пионеры ракетной техники Кибальчич Цандер Н. И., Циолковский К. Э., Ф. А., Кондратюк Ю.

Полный текст доступен в РГБ и виртуальных читальных залах. Читать Описание Электронный заказ

Пионеры ракетной техники [Текст] / [Вступ. статья Т. М. Мелькумова]. — Москва : Наука, 1964-. — 22 см.

Надзаг. части вып.: АН СССР. Сов. нац. объединение историков естествознания и техники. Ин-т истории естествознания и техники

https://search.rsl.ru/ru/search#q=%D0%9F%....

***

Пионеры ракетной техники Кибальчич, Циолковский, Цандер, Кондратюк: Избр. труды / Акад. наук СССР. Ин-т истории естествознания и техники

Вид документа: Книги

Опубликовано: М. : Наука, 1964

Физические характеристики: 671 с. : илл. ; 22 см

Язык: Русский

Предмет:

Межпланетные полеты — Сборники

Реактивная техника — Сборники

Регистрационный номер: [64-27469]

Примечания: «Библиогр. печ. трудов Н. И. Кибальчича, К. Э. Циолковского, Ф. А. Цандера, Ю. В. Кондратюка по вопросам реактивных летательных аппаратов и межпланетных сообщений», сост. Б. Н. Воробьев, с. 634-637. Библиогр.: с. 10

2000 экз.

https://e-catalog.nlb.by/Record/BY-NLB-rr...

*

ПИОНЕРЫ РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ. КИБАЛЬЧИЧ, ЦИОЛКОВСКИЙ, ЦАНДЕР, КОНДРАТЮК. ИЗБРАННЫЕ ТРУДЫ. Институт истории естествознания и техники АН СССР. М.г Изд-во «Наука», 1964, 672 стр., тир. 2000 экз., ц. 2 р. 88 к.

Ведущая роль Советского Союза в разви-тии ракетной техники и разработке связан¬ных с ней научных проблем общепризнана во всем мире. Естествен поэтому широкий интерес к истории развития русской науч¬ной мысли в исследовании проблем реактив¬ного движения и космических полетов. Надо сказать, что этот интерес удовлетворяется довольно слабо. Имеются научно-популяр¬ные издания, из которых лучшим, пожалуй, до сих пор остается книга Я. И. Перельма-на «Межпланетные путешествия», сборники и отдельные работы основоположников ра-кетной техники, например «Труды по ра-кетной технике» К. Э. Циолковского или «Завоевание межпланетных пространств» Ю. В. Кондратюка. Однако не было книги, которая дала бы возможность представить всю картину «движения мысли» людей, про-кладывавших путь в неизвестной тогда об-ласти науки и техники и проделавших ог-ромную предварительную работу, которая включала как решение теоретических за¬дач, возникавших на первоначальном этапе (например, формула Циолковского для копечной скорости ракеты), так и создание полуфантастических проектов ракетных кос-мических кораблей и первые попытки по-строить реактивные двигатели (таким был,. в частности, двигатель Ф. А. Цандера ОР-1, работающий на бензине и газообразном воз-духе и развивающий тягу в 5 кг).

Этот пробел восполняется рецензируемым сборником, в котором публикуются основ¬ные труды пионеров русской ракетной тех¬ники— Н. И. Кибальчича, К. Э. Циолков¬ского, Ф. А. Цандера и Ю. В. Кондратюка.

Сборник открывается проектом летатель-ного аппарата с двигателем из пороховых ракет, созданным Н. И. Кибальчичем в тюрь¬ме за несколько дней до казни. Принципи¬альное значение этого проекта заключается в том, что он был рассчитан на мирное ис¬пользование ракет как транспортного сред¬ства (которые до того применялись лишь как боевые снаряды).

Затем идут исследования «патриарха звездоплавания» К. Э. Циолковского, впер-вые серьезно указавшего на ракету как на! средство   для   межпланетных   путешествийг и его последователя Ф. А. Цандера, зани-мавшегося ракетными двигателями.

В книге помещены труды Ю. В. Кондра-тюка, разрабатывавшего независимо от К. Э. Циолковского и Ф. А. Цандера про¬блемы межпланетных путешествий и выска¬завшего ряд оригинальных и ценных идей.

Составители собрали опубликованные и неопубликованные исследования. Стоит, по-жалуй, пожалеть, что в сборник не вошла статья К. Э. Циолковского «Топливо для ракеты» (1963 г.), где он называет кисло-родные соединения азота, в частности дву-окиг!- а^ота, перспективными окислителями.

В историческом очерке, принадлежащем одному из составителей, кратко описаны предложенные русскими учеными и инжене-рами проекты аппаратов, основанных на ре-активном принципе, и охарактеризована деятельность основоположников ракетной техники. Книга снабжена подробной биб-лиографией   и обширными   комментариями.

Сборник несомненно привлечет внимание всех, кто интересуется историей ракетной техники.

Член-корреспондент АН СССР

A. П. ВАНИЧЕВ,

B. В, СМИРНОВ

*

1964

«Тем, кто будет читать, чтобы строить» (1919)

В этой работе, независимо от Циолковского, оригинальным методом вывел основное уравнение движения ракеты, привёл схему и описание четырёхступенчатой ракеты на кислородно-водородном топливе, камеры сгорания двигателя с шахматным и другим расположением форсунок окислителя и горючего, параболоидального сопла и многого другого. В 1938 году, когда Кондратюк представил эту работу для публикации, он датировал её 1918—19 годами, хотя было очевидно, что в неё вносились изменения в разное время[15]. В 1964 году она была включена в книгу «Пионеры ракетной техники» под редакцией Т. М. Мелькумова[16], которая в свою очередь в 1965 году была переведена на английский язык НАСА[17]

Под ред. Б. Н. Воробьёва http://library.ruslan.cc/authors/%D0%B2%D...

***

Ю.В. Кондратюк (О.Г. Шаргей). Вибрані твори. Ю.В. Кондратюк (А.И. Шаргей). Избранные произведения.

Юрий Кондратюк — один из основоположников космонавтики. В начале XX века рассчитал оптимальную траекторию полёта к Луне. Эти расчёты были использованы NASA в лунной программе «Аполлон». Предложенная в 1916 году Шаргеем (Кондратюком) траектория была впоследствии названа «трассой Кондратюка».

Видавці: Федерація космонавтики України, ВКФ «Колед», ЗАТ «Дніпрокнига», 1997р. Видано до 100-річчя з дня народження О. Г. Шаргея. Тираж 1100 примірників. Надруковано російською та українською мовами (окремі розділи книги).

Формат 84х108/32. Мова українська, русский язык. 304 ст. з схемами, кресленнями, ілюстраціями, фото ілюстраціями. Палітурка тверда.

Зміст:

Полтавсько-петроградський рукопис.

Тим, хто буде читати, щоб будувати.

Завоювання міжпланетних просторів.

Листи і витяги з матеріалів Ю. В. Кондатюка.

Коментарі.

Про життя і діяльність Ю. В. Кондатюка.

Ю. В. Кондатюк — громадянин і гуманіст.

Книга призначена для вчених, спеціалістів та інших діячів космонавтики, а також для читачів, які цікавляться технікою, космонавтикою та історією України.

В книзі викладені біографія вченого-самородка, його наукова і трудова діяльність.

***

Кондратюк Ю. Завоювання міжплянетних просторів

Автор: Кондратюк Ю.

Опубліковано: Нью-Йорк, 1972

Сторінок: 79 с.

Видавництво:

Товариство Українських Інженерів Америки

*

Кондратюк, Юрий Васильевич.

Завоевание межпланетных пространств / Юр. Кондратюк; под ред. В. П. Ветчинкина. – Новосибирск: Изд. авт., 1929. – 72, [1] с., [3] л. черт.

Кондратюк Ю. В., Завоевание межпланетных пространств. Под редакцией П. И. Иванова. М., Оборонгиз, 1947, 84 стр.

Кондратюк Ю. В. Завоевание межпланетных пространств / Ю. В. Кондратюк ; под ред. П. И. Иванова. – изд. 2-е. – Москва : Оборонгиз, 1947. – 81 с.

Завоювати Сонячну систему!

"Якщо не вдаватися у більш чи менш необґрунтовані фантазії, то наші очікування полягатимуть у наступному:

1)      Безсумнівне величезне збагачення наших наукових знань із відповідним відображенням цього і в техніці.

2)      Можливе, більш чи менш імовірне, хоча і не достеменне, збагачення нашої техніки цінними речовинами, які можуть бути знайдені на інших тілах Сонячної системи і які відсутні або надто рідкісні на земній поверхні.

3)      Можливі інші дари Сонячної системи, яких ми зараз, власне, нездатні і передбачити, і яких може й не бути, як, наприклад, результати спілкування із передбачуваним органічним світом Марсу.

4)      Беззаперечна можливість для людства оволодіти ресурсами, за допомогою яких можна буде докорінним чином поліпшити умови існування на земній поверхні, — це проводити меліорацію її в грандіозних розмірах, здійснюючи в недалекому майбутньому заходи і такого порядку, як, скажімо, зміна клімату цілих континентів. Я веду мову, звичайно ж, не про що інше, як про утилізацію невичерпних запасів енергії сонячного світла, яка настільки складна в умовах земної поверхні, які роблять її менш рентабельною, ніж експлуатація палива, води і вітру. І яка, навпаки, буде незмірно рентабельніша у просторах, де відсутня атмосфера і позірна вага. Саме в можливості у найближчому ж майбутньому почати по-справжньому господарювати на нашій планеті і слід бачити основне величезне значення для нас у завоюванні просторів Сонячної системи".

Це – слова Юрія Кондратюка (справжнє ім‘я – Олександр Шаргей), народженого 9 (21) червня 1897 року в Полтаві, сповнена відмови від власного “я”. Іноземцеві, який детально ознайомиться з перипетіями біографії нашого героя, буде важко зрозуміти цю наскрізну лінію його життя – втечу від вимріяного, від найзаповітнішого, від того, що в іншій країні уславило б людину. Але українська історія ХХ століття засвідчує: така відмова для надто багатьох представників освічених верств була єдиним способом врятувати своє життя.

Хоча мати нашого героя була переконаною революціонеркою-народоволкою і після катувань у царській тюрмі втратила розум і згодом померла у Полтаві в закладі для душевнохворих, але все ж вона була з баронського роду фон Шліппенбахів, а в очах нових “володарів життя” таке походження Олександра Шаргея майже гарантовано призвело б його до чекістської розстрільні.

Так само і батько – статистик, тобто царський чиновник, певний час працював у Санкт-Петербурзі... Звичайно, зарахували б і виховання в шляхетській бабусиній сім‘ї (хоча про великі гроші там не йшлося). Та ще й виховання, як пишуть дослідники, у "староукраїнському стилі", тобто в тому аристократичному за духом середовищі, з якого вийшли Михайло Драгоманов, Леся Українка, Софія Русова, Максим Рильський та чимало інших визначних українських діячів ХІХ та ХХ століття. На додачу під час Першої світової війни Олександр Шаргей, не закінчивши Петроградської політехніки, за мобілізацією потрапляє прапорщиком на фронт (“золотопогонник”), потім якийсь час він був старшиною армії УНР (“буржуазний націоналіст”, тим більше – доброволець, адже УНР мобілізації не проводила), затим його мобілізували до свого війська денікінці (“білогвардієць”).

Такого цілком типового для певного часу поєднання цілком би вистачило для розстрілу без суду і слідства, тому зрозуміле намагання Олександра Шаргея не просто змінити прізвище і біографію, а й узагалі – зникнути з України, забитися у глуху провінцію, де б його ніхто не знав, і не пов‘язувати свою долю, принаймні, офіційно, ні з ким та не розкривати правду про себе нікому.

Парадокс ситуації полягав у тому, що сам Олександр Шаргей був людиною пацифістських, гуманістичних переконань, і тому не перебував у відвертій опозиції до совєтської влади. Але водночас і не сприймав її, займаючись своїми дослідженнями, які вважав уселюдським надбанням.

Ще 1914 року, будучи 17-літнім учнем Полтавської міської гімназії, він розпочинає роботу “з визначення основних положень ракетного польоту”. Рукопис із 104 сторінок учнівських зошитів був насичений принципово новими ідеями й сміливими науково-технічними рішеннями щодо теорії (тоді все було лише теорією) космічних польотів. У квітні 1917 року він завершує роботу над твором, який має неофіційну назву “Петроградський рукопис”. З 1919 року працює над рукописами книг “Тим, хто буде читати, щоб будувати”, “Про міжпланетні подорожі”, “Завоювання міжпланетних просторів”.

Шаргей вивів основні рівняння руху ракети, обґрунтував оптимальний спосіб польоту на Місяць та повернення на Землю, розробив теорію створення і функціонування багатоступінчастої ракети і міжпланетних проміжних баз, використання сонячного світла та гравітаційного поля небесних тіл для розгону ракети, а також енергозабезпечення Землі, застосування шлюзу і скафандра для виходу у відкритий космос, зрештою, використання як палива космічних ракет водневих з‘єднань деяких металів і металоїдів, зокрема – бороводню. Ним розраховані оптимальні траєкторії польотів до Місяця та планет, схеми висадки на місячну поверхню тощо. Понад 20 оригінальних ідей і розробок Шаргея-Кондратюка в галузі космонавтики та ракетобудування у другій половині ХХ століття отримали високу оцінку наукової спільноти.

Але у яких умовах створювалися ці ідеї й писалися рукописи! 1921 року Шаргей наймається кочегаром на цукровий завод у містечку Мала Виска. Але це не могло прогодувати його. Голод був такий, що він навіть ловив горобців. І саме в цей час він продумує схему польоту, систему управління ракетою, засоби проти перенавантаження, трасу до Місяця, яку згодом у США назвуть “трасою Кондратюка”. Молодий дослідник робить спробу втекти до Німеччини, але на кордоні його затримують і відправляють до Києва. Туди він прибуває тяжко хворим на тиф. І ця хвороба, як не парадоксально, його порятувала: Кондратюка чекісти не ставлять до стінки у розстрільному підвалі, а відпускають із в‘язниці додому – помирати. Та він, наперекір тяжкій хворобі, видужав. Але – одночасно і "вмер"

Адже саме в цей час родичі добувають йому метрику на ім’я Георгія Васильовича Кондратюка, родом із Луцька, який насправді помер від туберкульозу, але смерть котрого пройшла непоміченою у тодішньому вирі подій. Луцьк наразі опинився під Польщею, і це на якийсь час полегшує життя Олександру-Юрію: ніхто не може перевірити його біографію, коли він казатиме: у “контрреволюційних” арміях та партіях не перебував. А надалі це ж саме, очевидно, значно ускладнить йому долю: якщо родом із місць під “панською Польщею”, значить, там лишилися родичі; значить, є родичі за кордоном; значить, цілком можеш бути агентом іноземних розвідок. Такою була божевільна логіка совєтських спецслужб 1930-50 років.

Як завоювати міжпланетний простір

Під новим іменем Олександр-Юрій продовжу працювати на “чорних” роботах і 1925 року завершує “Завоювання міжпланетних просторів”. Він надсилає рукопис до московської “Головнауки”, але, незважаючи на позитивну оцінку фахівців, у друці книги йому відмовляють. Далі Шаргей (тепер уже Кондратюк) вибирається з України, очевидно, щоб не бути впізнаним і розкритим. Він працює механіком на Північному Кавказі, 1927 року перебирається на Алтай. Там він будує найбільше у світі дерев’яне зерносховище на 10 тисяч тонн зерна без жодного цвяха, зекономивши Совєтському Союзу не одну тисячу золотих рублів.

Саме за цю економію 1930 року його і заарештували: звинуватили у тому, що будував без цвяхів, щоб зерносховище швидше розвалилося. На допитах Кондратюкові вибили 11 зубів і відправили у заслання на три роки. А зерносховище простояло півстоліття, можливо, і досі стояло б, якби хтось його випадково (чи випадково, втім?) уже в наші часи не підпалив.

Проте, чи тільки економією коштів пояснювалося прагнення збудувати велетенську споруду без використання металу, чи ще і творчими амбіціями інженера без диплому – довести собі, що він здатен робити неможливе, те, чого не може ніхто у світі?

Безпосередньо власні світоглядні та етичні принципи Юрій Кондратюк у своїх працях не декларує, за одним винятком – другої передмови до "Завоювання міжпланетних просторів". Тут він пише, що вийшов на прості й несподівані рішення стосовно сполучення Землі з навколоземним простором, але не публікує відповідні розділи, "вони надто близькі вже до робочого проекту оволодіння світовими просторами – надто близько для того, щоби їх можна було публікувати, не знаючи зарані, хто і як цими даними скористується".

Ще до арешту Шаргей-Кондратюк встигає розпочати листування з відомими вченими й отримує позитиві відгуки на свої роботи. Ба більше: 1926 року його рукопис потрапляє до Лева Троцького, котрий тоді очолював науково-технічний відділ Всесоюзної ради народного господарства, і той ним зацікавився, відправив на рецензію відомим ученим – чи варто цей текст публікувати? Вчені, зокрема, професор (тоді це звання важило більше, ніж зараз академік) Володимир Ветчинкін, стверджують: публікувати треба, і негайно! Але Троцького знімають з посади, отож державні видавництва відмовляються друкувати книги Кондратюка. Тоді, 1929-го, в останній рік НЕПу, він використовує премію за зерносховище на видрук “Завоювання міжпланетних просторів” за власний кошт накладом у дві тисячі примірників. Про нього – про Юрія Кондратюка – заговорили і совєтські, й іноземні вчені. Хоча на той час кількість тих, хто всерйоз займався ракетобудуванням, була надто вже незначною...

На засланні він (нагадаю, що йдеться про людину з незакінченою вищою освітою) створив ще один непересічний проект: найпотужнішу у світі вітроелектростанцію, заввишки 165 метрів. Жоден науковий інститут не мав розробок, які передбачали б таку потужність – 1200 кВт. Проект дійшов до Москви; нарком важкої промисловості СССР Серґо Орджонікідзе наказав достроково звільнити Кондратюка і відправив його до Криму, щоб побудувати на Ай-Петрі цю електростанцію. Але 1937 року Орджонікідзе застрелився, а Кондратюка, який встиг побудувати лише фундамент ВЕС та розпочати зведення металевого каркасу, відкликали до Москви: доручили проектувати вітродвигуни для колгоспних ферм (потім, коли почалася війна, каркас зрізали: щоб не було орієнтиру для німецьких літаків).

А далі була Друга світова війна. Влітку 1941 року московська проектно-експериментальна контора вітроелектростанцій, де працював Юрій Кондратюк, “добровільно” влилася в дивізію народного ополчення. Подальша доля “генія в солдатських обмотках”, як його образно назвав письменник Олесь Гончар, достеменно невідома. Якщо зважати на дату, зазначену в похоронці, то він загинув при обороні Москви 3 жовтня 1941 року. Але останній лист до його дружини Галини Плетньової датований 1 січня 1942 року. А нещодавно знайдені відомості на одержання солдатської платні за лютий 1942 року, де є підпис помкомвзводу Кондратюка.

Крім того, полковник Дергунов, котрий тоді був бійцем взводу, у якому служив помічником командира Кондратюк, засвідчив журналістам, що сам він був поранений 22 лютого 1942 року і відправлений у шпиталь, а через три дні туди ж був доставлений ще один боєць, котрий і повідомив: їхній взвод цілком загинув. Сталося це в Орловській області. Найімовірніше, Юрій Кондратюк, він же Олександр Шаргей, загинув 23 лютого 1942 року, коли у день свята Червоної армії у марних спробах прорвати німецький фронт були покладені цілі дивізії совєтських вояків.

Така невизначеність зі смертю дослідника спричинила чутки, що він потрапив до німецького полону і брав участь у ракетному проекті Вернера фон Брауна (згадаймо принагідно про родичів у Німеччині і про те, що нащадок фон Шліппенбахів мав права вважатися арійцем). Крім того, портфель з якимись паперами завжди був при ньому, навіть на фронті, і невідомо де зник. А ще начебто вже після війни, розбираючи ворожі архіви, совєтські фахівці там бачили прізвище Кондратюка, розрахунки польоту на Місяць.

Один із полонених німецьких інженерів-ракетників засвідчив, що працював якийсь час із колегою на прізвище Кондратюк. І ще одна чутка: наче зошити, які Шаргей списав під час роботи на цукроварні, зараз зберігаються у бібліотеці Конгресу США. Чи мають хоч якісь із цих чуток під собою ґрунт? Принаймні, точно відомо, що 1969 року американські інженери, котрі відправили на Місяць корабель “Аполо”, досконально були знайомі з розрахунками та ідеями Кондратюка і прямо посилалися на “російського інженера” (власне, напис "траса Кондратюка" ми бачимо в музеї аеронавтики та астронавтики у Вашингтоні у розділі, присвяченому місячним експедиціям).

Але, якщо Шаргей-Кондратюк якимось дивом опинився на Заході, то він, звичайно, ще раз змінив прізвище, щоб остаточно розірвати зі своїм минулим (бо дуже добре розумів, що може статися з його рідними в Совєтському Союзі). І дуже сумнівно, щоб він займався ракетами безпосередньо для військових цілей, бо ж засуджував мілітаризм, хоча під прізвищем Шаргея був бойовим офіцером Першої світової і громадянської воєн, а під прізвищем Кондратюк – сержантом Другої світової війни. Але ж Вернер фон Браун і в Німеччині, і в Америці, крім військових, робив і суто дослідницькі ракети (не дарма ж його заарештувало було Гестапо за “марну витрату народних коштів на нікому не потрібні ракети”...).

І ще одна загадка: 1947 року в СРСР була перевидана “для службового користування” книга Юрія Кондратюка “Завоювання міжпланетних просторів”. Згадаймо, саме тоді совєтську ракетну “команду” очолив Сергій Корольов, і, найшвидше, він згадав про знайому йому ще з молодих років працю земляка. Проте, попри те, в Совєтському Союзі до середини 1960-х років конструктори-ракетники ніяк не могли дійти згоди, яку ж схему обрати для польоту на Місяць. Це врешті-решт стало однією із причин поразки у “місячній гонитві”, хоча все ж команда Сергія Корольова повторила зроблені за тридцять років до цього розрахунки і наполягла на використанні “орбіти Кондратюка” й “модуля Кондратюка”. Але відставання було вже надто помітним, а на додачу до всього на початку 1966 року Сергій Корольов загинув під час планової операції – поламана свого часу у ҐУЛАҐу щелепа несподівано унеможливила нормальну подачу наркозу.

І – ще одна загадка. Чому так довго в СССР було накладене табу на саму згадку імені Кондратюка? Причому з‘явилося це табу ще до американських польотів на Місяць і зникло фактично тільки під час перебудови?

"У шістдесяті-сімдесяті роки не тільки весь апарат космічних відомств, що відповідав за публікації з цієї тематики у відкритій пресі, був мобілізований на “боротьбу” з Юрієм Кондратюком, а і Головліт з усім його регіональним апаратом був залучений до цієї справи. Нам давалися вказівки: “Заборонено публікувати у відкритій пресі матеріали, в яких говориться, що в основу теоретичної розробки космічних польотів лягли ідеї Юрія Кондратюка; заборонено публікувати у відкритому друці відомості про визначну роль Юрія Кондратюка у розробці ідей космічних польотів”. Усі публікації, де згадувалося ім‘я Кондратюка, слід було спрямовувати на експертизу в Головліт чи інші відомства, які займалися космічною тематикою, де професійно публікація очищувалася від цього дражливого, неугодного “чинника”".

Це – зі спогадів Володимира Солодина, колишнього цензора Головліту. Як бачимо, совєтська система воювала з Олександром Шаргеєм до кінця...

...Якщо ви хочете уявити собі, якою була б велетенська ВЕС на Ай-Петрі, згадайте Останкінську телевежу в Москві – це і є дещо модифікований проект Кондратюка, тільки замість студій та ресторану нагорі вежі мали б бути вітрові турбіни. А у ближчому майбутньому ідеї Кондратюка, як сповіщають інформагентства, будуть використані в новій перспективній американській програмі освоєння Місяця та пілотованого польоту на Марс. Знову запрацюють "траси Кондратюка" і знову згадають нашого земляка, варто сподіватися, вже як українського вченого.

https://tyzhden.ua/History/53448

"Тема цікава ще й тим, що схеми польоту на Місяць Кондратюка були вибрані не випадково. Тут брав участь ще один українець, про якого майже ніхто на Україні не знає: Яримович Михайло з українського Підляшшя, один з керіників НАСА, мав відповідальний пост в Програмі центру управління польотами, зокрема, висадка "Аполлона" на Місяць була зоною його відповідальності. Він знав про роботу Кондратюка, адже вона була видана ще в 1929 році. Після Супутника НАСА зібрало всі книги по космонавтиці, що виходили в СРСР і Яримович (разом з Богачевським Ігором) зумів довести, що кращої траси польоту з точки зору затрат палива, ніж та, що запропонував Кондратюк — не існує.

До речі, цікавий факт, Кондратюк вивів свої математичні формули з теорії польоту ракет самостійно, він не був знайомий з роботами Ціолковського, на той час їх просто не можна було віднайти, адже з часу публікації першої роботи (1903 р.) пройшло чимало часу. А ще й тому, що і перша робота і її продовження (1914 р.) виходили не в вигляді книг, а як статті в часописах. Правда, була книга 1928 року, та в редакції не було латинського шрифту і всі математичні формули були подані через символи алфавіту російської мови. Зрозуміти щось в такому запису було дуже складно.

А тема дійсно дуже цікава, як сталось, що більшість теоретиків і конструкторів ракетної техніки з України, чи з українських родин. Судіть самі:

Корольов — з Житомира;

Глушко – з Одеси;

Челомей – з Галичини (Седлець, зараз Польща)

Лозино-Лозинський (батько "Бурана") – з Києва

Люлька (автор перших реактивних двигунів і ракетного двигуна для посадки на Місяць) — з Київщини

Кондратюк — з Полтави;

батько Янгеля – з Чернігівської обл,

батько Ціолковського – з Ровенської обл, свій рід виводив від Наливайка

Лангемак (батько "катюші") — з Кіровоградської обл.

Кибальчич (автор ідеї космічного корабля) — з Чернігівської обл.

Засядько (конструктор військових ракет, як виду артилерії) — з Полтавщини

Константинов (теж саме) — з Чернігівської обл.

Богачевський — з Львівщини

Гнатюк (автор амер. ракети "Трайдент" в перекладі: тризуб) — з Тернопільщини.

Кисунько (автор протиракетної оборони СРСР) — з Запоріжської обл

Гінцтон (радари протиракетної оборони США) — з Дніпропетровської обл

...І це дійсно так, та Україна мачуха для своїх героїв. Вона їх не цінить навіть зараз. Такий простий приклад: якщо ви захочете знайти книгу українською мовою про українських конструкторів, то це буде цілою проблемою. Про Корольова хоч С. Плачинда написав, а про інших художніх книг не знайти, та й документальних не так вже й багато. А от в Росії кожний рік видається книга про Корольова і його діло. Відкрито називають його "русским" і це при тому, що за життя більшість конструкторів ледве вижили в тій Росіїї, що зараз так роспинається в своїй любові до них: Кибальчича повісили, Кондратюка переслідували все життя і загинув він невідомо де в 1941, послали на фронт, для чого їм були генії. Корольва тільки випадково не знищили в Магадані, Глушко посадили, Лангемака розстріляли, Кисунько просто вигнали, відлучили від ПРО. Ціолковський був злидарем, як церковна миша, діда Янгеля заслати на каторгу, потім не дали повернутись на Україну, він визвав до себе синів з Чернігівщини і вже в одного з них син став ракетним генієм. Челомей до останньго подиху воював з чиновниками міністерства, маршал, міністр Устінов довів його до смерті. І ця країна зараз славить цих людей, називає своїми героями, а Україна сором'язливо мовчить, мов би ці люди чужі для неї.

Книга Ю. Кондратюка "Завоювання міжпланетних просторів",

На Україні ця книга видавалась двічі (в збірках творів) — в 1996 і 1997 році. В Росії — триічі, в 1929 у Новосибірську видав сам Кондратюк, і ще в 1947 та 1972 (збірка) році."

Микола Олександрович Ковальчук http://archivsf.narod.ru/1951/nikolay_kov...

*

В 1970 году легендарный американский астронавт Нил Армстронг приехал в Новосибирск только для того, чтобы взять горсть земли у дома Советская, 24. Здесь жил и работал Александр Шаргей, известный всему миру как Юрий Кондратюк, гений космонавтики, при жизни неоцененный соотечественниками. Об истории имени, великом таланте и изобретениях, врагах и любимых женщинах одного из самых известных людей в истории Новосибирска мы говорим накануне 50-летия российской космонавтики.

Кондратюк известен главным образом своей книгой «Завоевание межпланетных пространств», изданной в Новосибирске в 1929 году, там были впервые представлены расчёты той самой «лунной трассы», по которой американцы смогли совершить полет на Луну.

В ней Кондратюк доказывал, что только многоступенчатая ракета может вырваться за пределы земного тяготения, описал внеземную станцию и как готовить человека к полету в космос. Не забывал он и о Земле – построил без единого гвоздя элеватор – зернохранилище на 10 тысяч тонн. Тем не менее, он неофициально считался до 1970 года врагом народа – о нем попросту предпочитали не говорить.

От Шлиппенбаха к Кондратюку

Кондратюк тщательно скрывал свое прошлое, которое стало известно только в 1977 году в ходе экспертизы при комиссии под руководством академика Писарева. До этого никто не знал, что настоящий Юрий Кондратюк умер в 1921 году, а его имя взял Александр Шаргей…Родился он не в Луцке, как много лет указывал в биографиях, а в Полтаве. Шаргей боялся, что «раскопают» и девичью фамилию матери – Людмилы Шлиппенбах.

Происхождение этой фамилии уходит в историю России времен Петра Первого, одержавшего победу под Полтавой над армией шведского короля Карла XII – даже в знаменитой поэме Пушкина упомянут барон Шлиппенбах, оставшийся после пленения в России. Отец Людмилы Львовны был уже русским дворянином, его потомки до сих пор «рассеяны» по России. Выйдя замуж за еврея Игнатия Шаргея (фамилия с арамейского языка символично обозначает «светоч»), Людмила приняла его фамилию, которой, к сожалению, не суждено было стать широко известной.

В детстве будущий светоч космонавтики часто просил родителей рассказывать ему фантастические истории. Людмила Львовна умерла очень рано, когда сыну Саше было всего шесть лет, но ее сказки он запомнил на всю жизнь. Это были рассказы о дальних странах, жителях обратной стороны Луны, природе внеземных миров, инопланетянах и их общении с землянами. Что и говорить – «увлечение» космосом он пронес через всю жизнь. Да и техникой заинтересовался совсем ребенком – просил деда найти в библиотеке книги по теме, уединялся с ними в саду, а потом часами мастерил что-то из палочек и проволоки, ремонтировал утюги, велосипеды, изобретал самодвижущийся пароход, мельницу, паровоз…

Вскоре Людмила Львовна тяжело заболела, спустя несколько лет скончался и Игнатий Бенедиктович (ему было всего 38). Саша остался у дедушки с бабушкой, поступил в вторую Полтавскую мужскую гимназию, где ему особенно удавались точные науки. Во время учебы перечень его изобретений был уже огромным: водяная турбина типа колеса Пельтона, гусеничный автомобиль для езды по мягким и сыпучим грунтам, беспружинные центробежные рессоры, электрическая машина переменного тока высокой мощности…список можно продолжать бесконечно.

В 1916 году он поступил на механическое отделение Петроградского политехнического института, но уже в ноябре того же года был призван в армию и зачислен в школу прапорщиков при одном из петербургских юнкерских училищ. После Октябрьской революции, как офицер царской армии, был мобилизован в Белую армию, но дезертировал из нее. В конце 1919 года был вновь мобилизован. Чтобы не воевать, по пути из Киева в Одессу он бежал из воинского эшелона, лишившись при этом всех документов. Клеймо белого офицера в 1921 году ничего хорошего, естественно не сулило.

Его давнишняя подруга Вера Тучапская принесла документы на имя Юрия Кондратюка, первокурсника, уроженца Луцка, 1900 года рождения, который умер от тифа. Новоявленный Кондратюк сразу использовал новые документы, чтобы перейти в разряд «легальных». Нового жильца в Малой Виске теперь представляли: «Это наш Юрочка, прошу любить и жаловать. Хоть и дальний, но наш родич, будет жить вместе с нами. Он очень хороший и большой умница».

Новосибирск, «Мастодонт» и завоевание межпланетных пространств

До приезда в Новосибирск в 1927 году Юрий Кондратюк работал на Южной Украине, на Кубани и Северном Кавказе – от смазчика и прицепщика вагонов до механика на элеваторе. В 1927 году Кондратюка пригласили в Новосибирск для работы в «Хлебопродукте», где он участвовал в строительстве и усовершенствовании элеваторов, построил знаменитый «Мастодонт» без единого гвоздя.

Пригодилось его доскональное знание элеваторной техники, богатый опыт ее эксплуатации и изобретательность. «Он приехал в Сибирь и тотчас принялся за изобретение техники, которая хоть как-то может облегчить жизнь чернорабочим. Получил 8 патентов на изобретения, реализованных еще до середины 80-х годов. «Мастодонт» был построен как составная часть комплекса по хранению зерна в городе Камень-на-Оби. Но он получился просто огромным – ни в Европе, ни в Америке ничего подобного не строили. Без единого гвоздя, «Мастодонт» был построен по принципу сруба – в деревнях, конечно, был дефицит металла, этот факт тоже немаловажен. Элеватор выдержал все прихоти природы, но не человека. В 80-е годы случился страшный пожар, «сушилка» сгорела сразу, остатки комплекса, который мог бы стать колоссальным туристическим объектом, люди разобрали, распилили и получили хорошие сухие дрова. Часть его удалось сохранить – мы привезли его сюда. Он всегда руководствовался своим умом, ведь у него даже не было среднего специального образования. Но оригинальность мысли позволила ему изобрести десятки технических сооружений, в том числе подвесной мост у нас в Сибири», – рассказывает директор Музея города Новосибирска Елена Щукина.

Впоследствии в 30-м году его вместе с несколькими сотрудниками «Хлебопродукта» арестуют по обвинению во вредительстве. Мало того, что «Мастодонт» был построен без чертежа, так местное руководство пришло к выводу, что строение без гвоздей рухнет и погубит 10000 тонн зерна. Позже его осудили на три года лагерей, однако вместо них он проработал на угольном предприятии. Попадая время от времени в ряды «дезертиров», Юрий Кондратюк постепенно становится «врагом народа», пока в 1970 году его (уже посмертно) не реабилитируют «за отсутствием состава преступления».

В период 30-х он получал настойчивые и выгодные предложения о сотрудничестве от С. П. Королева, однако ответил отказом, истинная причина которого была в том, что работа над военными проектами подразумевала жёсткий контроль со стороны НКВД. При проверке биографии мог быть вскрыт факт подделки документов и белогвардейское прошлое, за которым мог следовать расстрел.

…Приехав в Новосибирск, Кондратюк начинает вести активную переписку со многими учеными и специалистами в области развивающейся космонавтики и ракетной техники. Переписывался он и с Константином Циолковским. Их полемика нашла отражение в труде Кондратюка «Завоевание межпланетных пространств», название которого созвучно с «Исследованиями мировых пространств» Циолковского. В книге Кондратюка была определена последовательность первых этапов освоения космического пространства, исследователь был настроен более решительно и жаждал практически перейти к практике полетов за пределы Земли. Правда, одну главу он все же исключил – во избежание того, чтобы каждый человек имел собственный космолет.

Книга объемом всего в 79 страниц (вместе со схемами и чертежами) вышла тиражом в 2000 экземпляров, сразу став библиографической редкостью. Немало для выхода книги сделал и Сергей Королев. «Автор надеется, что ему удалось представить задачу завоевания Солнечной системы не в виде теоретических основ…а в виде проекта, не детализированного, но уже с конкретными цифрами», – писал Кондратюк.

Два на два

Известно, что в любом деле есть место для зависти. По мнению советского биофизика Александра Чижевского, Юрий Кондратюк был вовсе не пионером российской космонавтики, а «подмастерье» Владимира Ветчинкина (ученый в области аэродинамики). В своей книге воспоминаний Чижевский «доказывает», что Ветчинкин возвел в ранг великих ученых Юрия Кондратюка на пустом месте, и все специально для того, чтобы унизить Циолковского и лишить его приоритетов в области ракетодинамики и космонавтики в общем. По идее, четвертым должен был бы выступить сам Циолковский, между ним и Чижевским были диалоги вроде:

« — Здорово! Конкурент! И где же он проживает?

— Далеко, в Новосибирске…

— Действительно, далеко. И чем же он известен?

— Известен он только тем, что с предисловием Ветчинкина опубликовал книжку – «Завоевание межпланетных пространств».

— А вы сами ее читали?

— Да, читал. Книжка известна тем, что издана за счет автора, а о Циолковском он ничего не слыхал»…

Чижевский обвинял Кондратюка, что он не мог не знать работ Циолковского. По мнению Чижевского, если бы Кондратюк действительно был автором «Завоевания», то давно бы опубликовал труд, так как заявлял о начале своей работы «с космосом» еще с 1916 года. Так или иначе, подобные высказывания Чижевского характеризовали его не с самой лучшей стороны, он постоянно напоминал Циолковскому об успехе Кондратюка, а профессор Циолковский был, как известно, болезненно обидчив. Исследователи до сих пор не видят логики в поступках Чижевского, все сводится к тому, что он считал, что параллельных открытий в науке быть не должно.

Сам Кондратюк говорил о Циолковском «слишком много почестей и мало дела». Но потом отношения с Циолковским в итоге перестали носить оттенок зависти, и Циолковский написал ему: «Дерзайте, вы близки к истине».

«Наш милый фантаст»

Он был высоким, крепким, жилистым, молчаливым и даже замкнутым человеком. Мог, словно «вечный двигатель», денно и нощно работать, спать на жестком полу своей комнаты на Советской, 24, просыпаться и снова изобретать то земные, то космические сооружения. У многих складывалось ощущение, что он вообще никогда не был в отпуске. Но он не был «кабинетным теоретиком», он мог быть и десятником, и прорабом, и строить без чертежей, просто давая указания рабочим. Очень ценил дружбу и свою работу, поэтому, когда Серго Орджоникидзе покончил с собой, и Главэнерго приняло решение о прекращении проектирования и строительства мощных ветроэлектростанций, два этих «факта» нанесли Юрию серьезный удар.

Зарабатывал он много, но тратил на друзей, родственников, знакомых старушек на Кавказе, траты на себя казались ему кощунственным делом. Друзья говорят о его прекрасном чувстве юмора. Ему, как гению, была присуща рассеянность – он мог забыть в портфеле цветы, которые хотел подарить, но всегда дарил конфеты девушкам, с которыми его пытались свести друзья. Не признавал никаких спиртных напитков, даже пива…Он всегда умел отличать резкость от грубости и отвечал интеллигентно и по существу.

«К женщинам он относился с большим уважением, не переносил пошлых разговоров и анекдотов, – вспоминала жена друга Кондратюка Ольга Горчакова, – Однажды в присутствии женщин один всеми уважаемый немолодой инженер позволил себе прочесть стихи вольного содержания – на латыни. Никто из женщин ничего не понял, но Юрий Васильевич латынь знал, он изменился в лице, подошел к инженеру и сказал: «За то, что вы осмелились сейчас сказать в присутствии женщин, бьют по физиономии. Убирайтесь отсюда немедленно!» Мы онемели, никто не подозревал, что он способен на такой поступок – он был миролюбив, кроток и мягок». Она называла его «нашим милым фантастом», ведь он всегда верил в свою космическую мечту.

Не все знают, что Юрий Васильевич был не только физиком, но и лириком – писал прекрасные стихи. На дружеские эпиграммы он мог ответить экспромтом:

«Женщин я не признаю,

С детства я Лугу люблю,

О свиданье с ней мечтаю,

Экипаж изобретаю…

Лечу я к ней в ракете,

Как в собственной карете!»

Личная жизнь его долгое время не складывалась, детей так и не было. «Личная жизнь Юрия Васильевича была тогда нескладной. Был у него короткий и неудачный, наверное, единственный в его жизни роман», – писал его друг Никитин. Влюбившись в красавицу Зою Ценину, у которой он приобрел квартиру, он предложил ей выйти за него замуж, но она только усмехнулась – они были совсем разными. Потом только стало известно, что круг мужчин Зои – сплошь богатые и щедрые поклонники. Добрый и искренний, всегда готовый ради друга снять последнюю рубашку, конечно, он ей не подходил. Кондратюк собрал вещи из квартиры в Новосибирске на Нерчинской (ныне – Челюскинцев), попрощался, и больше они не виделись.

Уже в Москве он познакомился с Галиной Павловной Плетневой, его будущей гражданской женой, которая сохранила его фронтовые письма – вплоть до 1942 года – года официальной смерти Кондратюка (ему было всего 44 года). Обстоятельства его гибели остались неизвестными, он просто пропал. Его имя и смерть обволакивают его жизнь загадочной тайной – никто не знает, то ли он погиб в боях под Москвой, то ли был взят в плен.

…В 1969 году с Кондратюка «спадает» пелена «врага народа» – после публикации в «Комсомольской правде» статьи «Человек, который предвидел». В 1977 году Нина Игнатьевна Шаргей дала письменные показания Специальной комиссии об обстоятельствах смены имени и фамилии её сводным братом Александром Игнатьевичем Шаргеем.

На Советской, 24 ныне открыт Музей Кондратюка, рядом с домом-памятником – площадь Кондратюка, которую давно уже обещают реконструировать, аэрокосмический лицей его имени, недавно открылся стенд Кондратюка в Новосибирской областной научной библиотеке…И это далеко не предел – во многих городах время от времени появляется «именной знак» Кондратюка, да что говорить, его фамилией назван кратер на обратной стороне Луны. В Музей, как рассказывает Елена Щукина, периодически звонят его родственники, требуя провести медэкспертизу и переименовать все площади и улицы Кондратюка в Шаргея. Так или иначе, Кондратюк-Шаргей уже никогда не будет забыт городом Новосибирском, для которого гений сделал так много…

Фотографии предоставлены Музеем города Новосибирска

При подготовке использованы материалы книг: «Траектория судьбы. Документальная поесть о Ю.В. Кондратюке» (А.Раппопорт), «В поисках истины» (С.Козлов), «Юрий Васильевич Кондратюк, 1897-1942» (А.Даценко); газет «Комсомольская правда», «Советская Сибирь», «Честное слово», «Труд».

https://academ.info/news/16721

***

Все шире круг вопросов, интересовавших старого ученого. Шире и его научные связи. «Каждый день, — писал он в апреле 1930 года немецкому исследователю Р. Ладеману, — я получаю письма со всех концов света. Множество моих книжек я раздаю и рассылаю. У меня много учеников, которых я даже никогда не видел. Отнеситесь к ним доверчиво и ласково». В этом же письме Циолковский пишет о таком же, как и он, самоучке Юрии Кондратюке.

Юрий Васильевич Кондратюк был много младше Циолковского. Он родился в 1900 году. Пятнадцатилетним пареньком Кондратюк прочел брошюру А. П. Федорова «Новый способ воздухоплавания, исключающий воздух как опорную среду», шестнадцати лет написал первую работу о космических путешествиях, восемнадцати лет из журнала «Нива» узнал о Циолковском. Подобно Константину Эдуардовичу Кондратюк упорно стремился к завоеванию космоса. Не случаен эпиграф его работы 1918-1919 годов: «Тем, кто будет читать, чтобы строить». Так же, как Циолковский, Кондратюк не дожил до осуществления своих идей. Он ушел добровольцем на фронт и погиб, сражаясь с гитлеровскими захватчиками...с.278

М. Арлазоров. Циолковский.

М.: Молодая гвардия, 1962 г.

Серия: Жизнь замечательных людей (ЖЗЛ)

***

«Задавшись темой полета в межпланетные пространства, я сразу остановился на ракетном методе», — вспоминал Юрий Васильевич Кондратюк, независимо от Циолковского работавший над теорией ракеты. Ход мысли его был таков.

Пушка стреляет ядром-пушкой. Та, в свою очередь, стреляет таким же ядром-пушкой. Каким же должно быть начальное орудие, чтобы последний снаряд достиг космической скорости? Невероятно чудовищных размеров.

«После этого я повернул пушку дулом назад и заставил стрелять в обратную сторону более мелкими ядрами», — говорит Кондратюк.

И тут заметил, что чем больше число этих ядер, тем меньше весит начальное орудие. Отсюда перешел он к ракете. Ведь это, собственно говоря, пушка, непрерывно стреляющая холостыми зарядами.

Выведя основной закон полета ракеты, Кондратюк получил сразу же благоприятный результат: небольшой запас топлива нужен, чтобы получить космическую скорость.

Кому не случалось испытать такое. Сделана где-то ошибка, о ней забудешь, — и радуешься ответу трудной задачи. Начнешь проверять, и ошибка — вот она. Начинай все сначала.

Ошибся Кондратюк, и «результаты из-за этой ошибки сразу получились чрезвычайно обнадеживающие», — вспоминал он. А когда исправил ошибку в вычислениях, получил цифру «55». В 55 раз больше самой ракеты должен весить запас топлива, чтобы получить первую космическую скорость.

Как он ни обманывал себя, что цифра эта не такая уж страшная, мысль упорно возвращалась к ней. И Кондратюк не успокоился до тех пор, пока не нашел «противоядия» против этой грозной цифры.

Он думал над тем, как снизить потребный запас топлива. Прежде всего снабдить ракету крыльями, тогда облегчится вылет ее за пределы атмосферы, решил он.

Нужно далее, чтобы ракета спускалась обратно на Землю без затраты горючего, используя для торможения сопротивление атмосферы.

На способ «бесплатного» спуска на Землю за счет сопротивления воздуха указывал и Циолковский. Постепенно снижаясь, ракета описывает эллипсы вокруг Земли. С каждым новым оборотом межпланетный корабль все глубже проникает в атмосферу, все сильнее тормозит скорость, пока, наконец, она не дойдет до такой, когда можно начать безопасно планировать.

Кондратюк предложил для удобства спуска превратить ракету в посадочный планер.

Все ближе земная поверхность. Рельефная карта, окутанная пеленой облаков, проносится внизу. Пора! Сбрасывается все лишнее. Лишь пассажирская кабина до большое крыло и хвост остаются теперь от ракеты. Они были взяты в разобранном виде и собраны при приближении к Земле.

Но скорость еще велика. Планер сгорел бы, накалившись от трения о воздух, как сгорают метеоры, не долетая до поверхности Земли. И Кондратюк предлагает устроить части планера из огнеупорного материала, да еще охлаждаемого искусственно изнутри.

Нужно также устроить промежуточную межпланетную станцию, где ракета пополнит запас горючего перед дальним космическим рейсом.

На возможность устройства станции вне Земли указывал и Циолковский.

Большая ракета отправляется с Земли в круговой облет Луны. Пристально следят за ней в телескопы астрономы. В поле зрения телескопа — знакомый узор звезд. И вдруг вспыхивает яркое белое пятно, это ракета развернула сигнальную поверхность. К ней, этой будущей станции — спутнику Луны — устремляются ракеты. Они несут с собой части станции, и люди в скафандрах собирают ее. Кондратюк разработал проект такой станции.

Узнав о работах Циолковского, он увидел, что не только повторил его исследование, но и сделал много нового.

Спуск на Землю без затраты горючего и внеземная станция — это ключ к овладению мировыми пространствами. Кондратюк подсчитал, что такой «ключ» уменьшает грозную цифру «55» до единицы! Для путешествия на Луну, с высадкой на нее цифра запаса топлива — 1 000 снижается до 15.

После этого вам не покажутся преувеличением слова из предисловия ко второму изданию книги Кондратюка, которую он назвал «Завоевание межпланетных пространств»:

«Идеи автора в свете современного развития ракетной техники очень близки к осуществлению, несравненно ближе, чем это можно было предположить 18 лет назад». Тогда, в 1929 году, впервые вышла эта книга талантливого русского механика.

с.155-157

Б. Ляпунов. Борьба за скорость. 1952

***

Советский инженер Ю. Кондратюк, развивая идею

‘внеземной станции, предложил снабжать станцию всем

‘необходимым с Земли при помощи снарядов, выпускае-

мых из длинного тоннеля в твердой каменной породе.

‘Световой телеграф сообщает станции о вылете снаряда.

Снаряд автоматически посылает световые сигналы, за Ко-

торыми наблюдают со станции в ‘телескоп. Ракета вы.

“летает со станции навстречу снаряду и буксирует его на

_ базу.

— Сооружения на станции могут быть самой разнооб-

разной формы. Вот обсерватория в. форме тетраэдра, в

вершинах которого помещаются рефлекторы. Как дока-

ал математически Кондратю; тетраэдра необхо-

имо придать обсерватории длз ‘устойчивости. Вот оран-

_ жерея в виде цилиндра и конуса с полусферами на

онцах. В них поддерживается небольшая искусет-

Б. Ляпунов.Ракета. М. Детгиз. 1948. с. 129

***

Москва, улица Кондратюка...

Есть в Москве, неподалеку от монумента в честь полета Гагарина, тихая улица, которая названа улицей Кондратюка. Кем же был этот человек и почему его имя увековечено в столице рядом с улицами академика Королева и Фридриха Цандера? Почему его имя появилось в числе других, на карте обратной стороны Луны?

В истории техники бывали случаи, когда исследователи, не зная о работах друг друга, шли одним и тем же путем, приходили к одним и тем же выводам. Это служило, с одной стороны, подтверждением правильности идеи, которую они выдвигали и разрабатывали. С другой стороны, сравнив свои труды, они нередко убеждались, что каждый из них внес и оригинальный вклад в общее дело.

Молодой механик-самоучка из города Новосибирска долгое время ничего не знал о таком же, по существу, самоучке, ставшем учителем физики, — Константине Эдуардовиче Циолковском. Но у обоих родился один замысел, оба воплощали его в формулы и расчеты, и в общих чертах результаты исследований у них совпали. Только Циолковский опубликовал статью о своих работах в 1903 г., потом появилась еще статья, затем отдельная брошюра. До далекого Новосибирска многое не доходило, во всяком случае, Кондратюк узнал о Циолковском значительно позднее. Узнал и удивился: ведь он проделал почти то же самое — создал основы теории межпланетных путешествий.

Его рукопись написана незадолго до революции. Но прошло еще 13 лет, прежде чем она увидела свет. Только в 1929 г. появилось «Завоевание межпланетных пространств» — книга, которая поставила ее автора в ряды пионеров космонавтики.

Как и на брошюрах Циолковского, на титуле значилось — «Издание автора». Тираж — всего две тысячи экземпляров. А редактором этой, так долго ждавшей своего часа книги был профессор Владимир Петрович Ветчинкин, писавший в предисловии, что эта книга «несомненно представляет наиболее полное исследование по межпланетным путешествиям из всех писавшихся в русской и иностранной литературе до последнего времени». Она «будет служить настольным справочником для всех, занимающихся вопросами ракетного полета». Трудно лучше охарактеризовать то, что сделал Кондратюк. Уже потом, после выхода книги Кондратюка, завязалась между ним и Циолковским переписка. Мы не раз встречаем на страницах брошюр Константина Эдуардовича, где он помещал ответы своим корреспондентам, строчки, адресованные «Ю. В. К.». А Юрий Васильевич Кондратюк в предисловии к своей книге отметил несомненный приоритет основоположника космонавтики, хотя и не стал выбрасывать, казалось бы, явных повторений. Ведь уже открытому он иной раз давал свою оригинальную трактовку и к самой проблеме относился несколько иначе. Он и Циолковский как бы дополняли друг друга, что и наложило своеобразный отпечаток на подход Кондратюка к теме.

Завоевание межпланетных пространств Константин Эдуардович видел, прежде всего, в заселении Солнечной системы, (в основании «эфирных поселений», в использовании просторов Вселенной и лучистой энергии Солнца.

Завоевание межпланетных пространств Кондратюк видел, прежде всего, в утилизации ресурсов других планет и солнечной энергии, но для земных нужд. «Именно в возможности в ближайшем же будущем начать по-настоящему хозяйничать на нашей планете и следует видеть основное огромное значение для нас в завоевании пространств Солнечной системы», — писал Юрий Васильевич Кондратюк.

Конечно, обе задачи не противостоят и не исключают взаимно друг друга. Они и разделены по времени: прежде чем создадут внеземные города, начнут разведку и освоение Луны и планет. Кстати сказать, Циолковский никоим образом не отрицал значения и этой задачи и даже сам описал, как произойдет лунный перелет, как появятся орбитальные станции, которые могут послужить первым шагом для полетов к иным мирам. Но просто доминировала у него мысль о более дальних перспективах, о том, чтобы найти ключ к энергетическим богатствам Вселенной.

А Кондратюка интересовали практические пути осуществления межпланетных путешествий, и потому он не только выводит основную формулу механики ракетного полета, но и подробно рассматривает, следуя фактически Циолковскому, какие топлива можно было бы применить. У него возникает предложение: воспользоваться твердыми металлическими горючими и сжигать опустошенные топливные баки. Он указывает на озон как окислитель, превосходящий обычный кислород. Наконец, тоже независимо от Цандера и Циолковского, Кондратюк указывает на выгодность крылатой ракеты: крылья облегчили бы движение в атмосфере при взлете и приземлении. Заметим, что корабли с крыльями, по-видимому, найдут свое место среди космических аппаратов, в частности, для регулярных рейсов между орбитальной станцией и Землей, причем, как и обычные самолеты, они будут применяться многократно. Профессор Ветчинкин справедливо ставит в заслугу Кондратюку достаточно полную для своего времени разработку теоретических проблем полета ракеты, в том числе и в атмосфере.

Тесная связь теории с практикой вообще характерна для исследований Кондратюка. Так, например, он не просто описывает процессы, происходящие в ракетном двигателе, а обсуждает вопросы конструирования, предлагает различные способы защиты от высоких температур. Его интуиция и способность предвидеть трудности, с какими придется столкнуться, поразительны. Вот еще пример. В те годы с большими перегрузками не сталкивались даже в авиации, потому что не было самолетов сверхвысоких скоростей. Перед авиационной медициной нe возникала необходимость заниматься предохранением человека от действия больших ускорений. Кондратюк же предвосхищает развитие космической медицины: подробно и очень верно говорит о физиологических последствиях перегрузок, подчеркивает необходимость предварительных тренировок. Как мы знаем, именно это вошло в практику подготовки космонавтов.

Технические и научные идеи щедро разбросаны на страницах книги Кондратюка. Он рассматривает все этапы межпланетного полета, переводит их на математический язык и разбирает, что происходит с экипажем и кораблем в пути. Расчеты говорят ему, что корабль должен при спуске сильно нагреваться. И Кондратюк сразу же находит меры борьбы: надо устроить теплозащитный экран, и экипаж поместить в спускаемый аппарат — кабину, отделяемую от ракеты при возвращении на Землю. Именно так и поступает космонавтика теперь.

Как никто другой, Кондратюк отчетливо представлял себе роль внеземной станции для осуществления межпланетных путешествий, считал ее ключам к овладению мировым пространством. Кондратюк стал решать задачу создания спутника Луны. Юрий Васильевич считал даже, что с помощью такой станции будут проложены трассы и к планетам Солнечной системы. Она позволит проводить астрономические наблюдения, и, когда будет налажена регулярная связь с ней, то она послужит своего рода перевалочным пунктом для доставки грузов и людей и на близкую к ней Луну, и на далекий Марс.

Может быть, время внесет свои поправки, и не спутник Луны, а сама Луна станет базой для астрономов и космодромом в самом космосе. Но идея уже оказалась, пусть в ином виде, претворенной в жизнь. Уже стали реальностью автоматические лунные спутники, а при высадках человека на Луну сам корабль превращался в лунного спутника и с него отправлялся аппарат, доставлявший туда и обратно участников первых экспедиций.

Не исключена возможность, что со временем идея Кондратюка осуществится в таком виде, как он ее высказывал: уже не корабль, а специально построенная, по всей вероятности собранная на окололунной орбите конструкция. На такой станции, по-видимому, обитаемой, оборудуют оклад горючего, где будет производиться заправка ракет перед возвращением на Землю.

Юрий Васильевич думал наладить ракетно-артиллерийское снабжение базы, посылая грузовые ракетные снаряды с помощью пушки, ствол которой пройдет, как тоннель, в каменной породе. Смену экипажа на станции, предполагал он, можно будет производить специальными транспортными кораблями. Снова пример того, как высказанная когда-то мысль спустя многие годы возрождается и приобретает новые формы на новом уровне развития техники. В позднейших исследованиях мы встретим проект орудия, которое должно посылать аппараты в космос. Правда, его предполагают разместить на поверхности Луны, а пушку устроить электромагнитную, постепенно, без опасных ускорений разгоняя снаряд с людьми.

А местный космический транспорт, служащий для постоянной связи станций с Землей и Луной, получил теперь уже признание. Без него не мыслятся такие станции. Разработаны различные конструкции ракетных систем многократного применения, или, иначе, ракетно-космических самолетов. Полагают, что в 70-х гг. они, как и сами станции, станут реальностью.

Кондратюк не ограничился принципиальными соображениями о необходимости лунной базы. Она обрела у него конкретные формы: отсеки, размещенные по вершинам тетраэдра и соединенные фермами между собой. Выбор такой конструкции не случаен: станция будет устойчивой в пространстве. Предусматривает Кондратюк и возможность создания искусственной тяжести — отсек для наблюдений в телескоп и жилое помещение устроить отдельно, соединить тросом и заставить вращаться.

Не оставляет без внимания Кондратюк и вопрос о встрече станции с транспортным кораблем, о стыковке их на орбите. Подобная задача уже неоднократно решалась при полетах орбитальных спутников-кораблей, создании первой орбитальной станции и полетах человека на Луну.

Сейчас многое из того, о чем писал автор «Завоевания межпланетных пространств», стало привычным, а ведь писал он об этом в те времена, когда идея межпланетного полета только пробивала себе дорогу. И писал сам, пройдя без чьей-либо помощи весь путь исследования — от принципа и расчета до первых конструктивных решений.

Его книга не прошла незамеченной. На нее откликнулся Циолковский, Перельман сообщил о ней своим многочисленным читателям в ряде изданий «Межпланетных путешествий». Н. А. Рынин в своей энциклопедии упомянул об этой работе и напечатал подробную присланную самим автором справку о его творческой деятельности.

Изобретательством Юрий Васильевич занимался с ранних лет. Среди его изобретений и автомобиль-вездеход, и турбины, и особый вакуум-насос и другое. Рано он начал изучать математику и физику, причем самостоятельно.

Прочитав роман Келлермана «Туннель», Кондратюк заинтересовался проблемой глубокой шахты и попытался разрабатывать ее технически. Вскоре его увлекла космонавтика. Он принимался несколько раз за решение волновавших его проблем «с перерывами между репетиторством, колкой дров и работой смазчика...» Став механиком и конструктором, он получил возможность собрать средства и издать книгу «Завоевание межпланетных пространств», вписав в историю космонавтики еще одну блестящую страницу.

Ю. В. Кондратюк погиб в 1942 г. Книга «Завоевание межпланетных пространств» осталась единственной публикованной при жизни Юрия Васильевича работой. Она была переиздана после воины и, кроме того, вошла в мемориальный сборник «Пионеры ракетной техники» (1964 г.).

Часть рукописных материалов Юрия Васильевича, особенно интересная, первоначальные черновые наброски, которые он много лет дополнял и изменял, но которые не вошли в окончательный вариант книги, отредактированной В. П. Ветчинкиным, так же увидели свет — в том же сборнике «Пионеры ракетной техники» под многозначительным названием — «Тем, кто будет читать, чтобы строить». Это, видимо, предисловие, которым Кондратюк хотел начать свою книгу. А по существу, в сжатом виде здесь изложено множество интересных проблем. И остается удивляться тому, как этот человек совершенно самостоятельно, без чьей-либо помощи, ничего не зная о трудах других ученых, предвосхитил сделанное ими.

Мы находим в этой рукописи и совершенно самобытные идеи, которые до него никем не выдвигались.

Как лучше запускать ракету? Кондратюк наметил ответ на столь важный вопрос, когда еще ни один спутник не взлетел в небо. Но время подтвердило справедливость его выводов.

Юрий Васильевич считал, что человек лучше перенесет ускорение, если его поместить в лежачем положении в футляр, отлитый по форме тела. Именно такие кресла, отлитые по форме тела, применялись на первых американских космических кораблях.

«Отверстие для выбрасывания, закрываемое двумя герметическими дверцами...» — это и есть шлюз, применяемый для выхода в открытый космос и, кстати, для выбрасывания отбросов из корабля.

Выгодно иметь базы на спутниках Луны или на ней самой... Так ведь речь идет о тех самых лунных станциях, проекты которых ныне разрабатываются инженерами.

Использование взаимного движения небесных тел, взаимодействующих полей тяготения планет... Ракета полетит тогда по наивыгоднейшему пути, не затрачивая горючего. Теперь это называют «межпланетным бильярдом» и говорят о нем как о реальной перспективе космонавтики.

Соорудить электрическую пушку для разгона снарядов, посылаемых в космос... А сейчас можно прочесть, как мы упоминали, о проекте пушки, которую предполагают устроить на Луне для сообщения лунных станций с Землей.

Кондратюк уделяет много внимания ъ своих работах проблемам полетов на Луну и на Марс. И ведь именно эти проблемы космонавтика начала решать сегодня. Вспомним, что первые межпланетные ракеты были отправлены именно к Луне и на Луну, что уже состоялись первые лунные перелеты кораблей с людьми, автоматы же не раз исследовали лунную поверхность. Межпланетные станции уже многократно приближались к Марсу, и на него доставлен вымпел Советского Союза и осуществлена мягкая посадка спускаемого аппарата — советской АМС «Марс-3». Изучали эту планету и первые ее искуственные спутники.

Заметим, наконец, что в «Завоевании межпланетных пространств» Кондратюк, подобно Циолковскому, намечает свой план проведения необходимых экспериментов и исследований для того, чтобы перейти к практическим шагам, в числе которых он первым называет облет Луны с «неизвестной нам обратной ее стороны». И это ведь тоже осуществилось!

Юрий Васильевич Кондратюк, талантливый самоучка, вошел в историю как один из пионеров космонавтики.

Кондратюк Ю. Завоевание межпланетных пространств. Под ред: проф. В. П. Ветчинкина. Новосибирск, Издание автора, 1929. 73 с. в Москве, неподалеку от монумента в честь полета Гагарина, тихая улица, которая названа улицей Кондратюка.

http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/lapun...

*

Восьмой выпуск энциклопедии Рынина — «Теория космического полета» — оказался чрезвычайно полным для того времени собранием оригинальных иностранных трудов. Следуя своему принципу, Рынин не только публикует переводы и изложения этих трудов, но приводит и сведения об их авторах, а также различные сообщения о практических исследованиях, как, например, об опытах известного американского ученого профессора Роберта Годдарда. Читатель может ясно представить, в каких направлениях шел поиск зарубежных ученых, какие выдвигались ими интересные идеи и проекты.

В этом же выпуске упомянута книга Ю. Кондратюка «Завоевание межпланетных пространств» и приведено его письмо к Н. А. Рынину, содержащее историю работы над этой книгой, изложены главнейшие выводы исследований известного русского физика П. Н. Лебедева о давлении света и статья самого Рынина о результатах его опытов по изучению действия перегрузки на живые организмы.

Ляпунов Б. Люди, ракеты, книги. М., «Книга», 1972.

http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/lapun...

***

Желающие ознакомиться с затронутыми вопросами более подробно могут обратиться к книгам: К. Э. Циолковский — «Труды по ракетной технике» (Москва, 1947), Ф. А. Цандер — «Проблема полёта при помощи ракетных аппаратов» (Москва, 1947), Ю. В. Кондратюк — «Завоевание межпланетных пространств» (Москва, 1947) и А. А. Штернфельд — «Введение в космонавтику» (Москва, 1937). с.6

Следует ещё отметить работу Ю. В. Кондратюка «Завоевание межпланетных пространств» (1930 г.), в которой сжатое изложение сочетается с обилием интереснейших идей. с.66

*Штернфельд в 1938 – 1939 гг. все свое свободное время отдает работе над книгой «Полет в мировое пространство» и уже в начале 1941 г. сдает ее в издательство. Выходу книги помешала война, и книга вышла только в 1949 г.

А. Штернфельд. Полет в мировое пространство. М.; Л.: Гостехиздат, 1949.

http://epizodsspace.narod.ru/bibl/schtern...

***

***

Максим Стріха: Слова ці належать людині, яка увійшла в історію під іменем Юрія Кондратюка. Хоча була хрещена і прожила перші 23 роки свого життя як Олександр Шаргей. Людині, чия доля і досі залишається багато в чому дивовижною і таємничою.

Сергій Грабовський: Сьогодні ми говоритимемо про людину, яка стала визнаним класиком світової теоретичної космонавтики, і водночас про українця, котрий увійшов в історію під чужим ім‘ям, а на додачу ще і як “видатний російський інженер”.

Уся біографія Юрія Кондратюка (справжнє ім‘я – Олександр Шаргей), народженого 21 червня 1897 року в Полтаві, сповнена відмови від власного “Я”.

Але українська історія ХХ століття засвідчує, що така відмова для надто багатьох представників освічених верств була єдиним способом врятувати своє життя.

Максим Стріха: Хоча мати нашого героя була переконаною революціонеркою і після катувань у царській тюрмі втратила розум, але все ж вона була з баронського роду фон Шліппенбахів, а в очах нових “володарів життя” таке походження Олександра Шаргея майже гарантовано призвело б його до чекістської розстрільні.

Так само і батько, статистик, тобто царський чиновник, певний час працював у Санкт-Петербурзі. Звичайно, зарахували б і виховання в аристократичній бабусиній сім‘ї.

На додачу під час Першої світової війни Олександр Шаргей, не закінчивши Петроградської політехніки, за мобілізацією потрапляє прапорщиком на фронт (“золотопогонник”, отже), потім якийсь час він був старшиною армії УНР (отже, “буржуазний націоналіст”, тим більше доброволець, адже УНР мобілізації не проводила), затим його мобілізували до свого війська денікінці (отже, до всього ще й “білогвардієць”).

Такого цілком типового для певного часу поєднання цілком би вистачило для розстрілу без суду і слідства, тому зрозуміле намагання Олександра Шаргея не просто змінити прізвище і біографію, а й узагалі зникнути з України, забитися у глуху провінцію, де б його ніхто не знав.

Сергій Грабовський: Але всюди він прагнув продовжувати свої дослідження, які вважав уселюдським надбанням.

Ще 1914 року, будучи учнем Полтавської міської гімназії, він розпочинає роботу “з визначення основних положень ракетного польоту”.

Рукопис із 104 сторінок учнівських зошитів був насичений принципово новими ідеями й сміливими науково-технічними рішеннями щодо теорії космічних польотів.

У квітні 1917 року він завершує роботу над твором, який має неофіційну назву зараз “Петроградський рукопис”.

З 1919 року працює над рукописами книг: “Тим, хто буде читати, щоб будувати”, “Про міжпланетні подорожі”, “Завоювання міжпланетних просторів”.

https://www.radiosvoboda.org/a/965539.html

ПРОЛОЖИВШИЙ ДОРОГУ К ЛУНЕ …Если хотя бы немного знать биографию Юрия Васильевича Кондратюка, то совсем не удивительно, что очередной, не «круглый», стодесятилетний юбилей этого «пионера ракетной техники и космонавтики», как обычно называют его в энциклопедических изданиях, прошел почти незаметно. Судьба Кондратюка по-настоящему трагична, жизнь очень больно била его буквально с самого рождения, и долгие годы настоящее имя ученого вслух произносить было как-то не принято. Александр Игнатьевич Шаргей. Именно он вошел в историю космонавтики под именем Юрия Кондратюка. Вынуждено сменив фамилию и биографию в двадцатичетырехлетнем возрасте, спустя восемь лет опубликовал свою единственную работу по космонавтике, сделавшую его имя бессмертным. А осенью 1941 года погиб, сражаясь с фашистами в Подмосковье… В промежутке между этими двумя фактами биографии – совсем не веселые события, вплотную связанные с историей нашей страны и только подчеркивающие трагичность судьбы ученого. Стоит рассказать об этом человеке поподробнее, честное слово, он заслужил уважения, пусть даже и посмертного. …Что вы делали до семнадцатого года? Родился А.И. Шаргей 21 июня 1897 года в Полтаве, в семье студента Киевского университета и учительницы географии одной из полтавских гимназий. Едва ли не с самого рождения мальчик воспитывался в семье бабушки по материнской линии. Сначала отец, исключенный из университета, отправился доучиваться в Германию, а чуть позже мать попала в больницу для душевнобольных (исследователи жизни Кондратюка – Шаргея считают, что это – 28 следствие жестокого избиения во время допросов, участие в революционном движении даром не прошло) 15. С 1907 года мальчик жил в Санкт-Петербурге – отец, вероятно, вспомнив о сыне, вернулся из Германии и занялся его воспитанием, сменив адрес и повторно женившись. К чести Е.П. Кареевой, мачехи, Александр никогда не ощущал себя пасынком, и всегда поддерживал с ней дружеские отношения. В Петербурге он учился в начальных классах классической гимназии на Васильевском острове (там его имя помнят), учился неплохо, но внезапная смерть отца вынудила его вернуться в Полтаву. …Окончив городскую гимназию с серебряной медалью, Александр получил возможность поступать в институт без экзаменов. Семья мачехи все еще жила в столице, поэтому был выбран СанктПетербургский политехнический институт, куда А. Шаргей в августе 1916 года и был зачислен. Но… разгоралась мировая война, вроде бы положенную ему отсрочку от призыва Александр получить не успел, и уже 24 ноября 1916 года студент-политехник Шаргей А.И. был призван на военную службу. Он был зачислен на курсы прапорщиков при юнкерском училище, а в апреле 1917 года, после окончания этого ускоренного обучения, направлен в младшем офицерском звании на фронт. На Закавказский фронт, самый юг страны, куда А. Шаргей и отбыл, приняв должность командира взвода. А в марте 1918 года новые власти заключили Брестский мир, после чего была объявлена всеобщая демобилизация. Гигантская русская армия отправилась по домам, и младший офицер А. Шаргей двинулся из Закавказья, где его застало событие, в Полтаву, через Баку. Солдатская дорога домой всегда занимает много времени; на Кубани Александр, что называется, «попал под мобилизацию» в Добровольческую армию. Желания воевать у бывшего младшего офицера не было никакого, и при первом удобном случае он немедленно дезертировал, но «в списки» попал. Добрался после этого до 15 – материалов, посвященных биографии и научному творчеству Ю.В. Кондратюка (А.И. Шаргея), в последние годы опубликовано достаточно много, подробная библиография представляет собой отдельную – и уже изданную – книгу. Здесь мы обратились, в частности, к следующим источникам: Романенко Б.И. Юрий Васильевич Кондратюк. М: Знание, 1988; Моторина Л.А. Александр Игнатьевич Шаргей (Ю.В. Кондратюк). // «Вестник молодых ученых», серия: «Технические науки», 2001, №1, с. 90 – 93. 29 Полтавы он достаточно быстро, но спешно разъехавшихся родных – в городе стояли немецкие войска – уже не застал. Некоторое время А. Шаргей скрывается от очередной мобилизации в Полтаве, у знакомых. Однажды вечером, разбирая старые журналы, натыкается на материалы К.Э. Циолковского и впервые узнает о его исследованиях… Затем перебирается в Киев, к семье мачехи, кстати, избежав тем самым призыва на службу к немцам... Вроде бы повезло. В Киеве А. Шаргей работал электриком, слесарем, грузчиком, давал частные уроки, но… Опять это «но»: в ноябре 1919 года в город вступили войска генерала Деникина, и он снова был мобилизован, на этот раз – в деникинскую армию. Нет, воевать на чьей-либо стороне в планы А. Шаргея не входило, он немедленно дезертировал, на станции Бобринская сбежав из эшелона, и в течение 1919 – 1921 годах скрывался от любой власти на железнодорожной станции Смела, работая смазчиком вагонов. Таким образом, фактов, способных вызвать самый пристальный интерес компетентных органов победившей Советской власти, в биографии А. Шаргея к этому времени накопилось более чем достаточно, и с каждым днем он это чувствовал все отчетливее… И вот 15 августа 1921 года Александр Шаргей становится Юрием Кондратюком, как пишут современные исследователи, «…отсекая от себя и родственников опасное тогда белогвардейство».. Документы умершего от туберкулеза красноармейца с чистой биографией сложным путем доставили из Киева, где они были приобретены по случаю у старшего брата покойного. Итак, новая биография, новое имя, вроде бы, есть возможность спокойно заниматься своим делом. Что же, пора разобраться, в чем же заключалось это «свое дело» Шаргея – Кондратюка. Тем, кто будет читать, чтобы строить Нет точных сведений, когда А.И. Шаргей заинтересовался проблемами межпланетных сообщений. В одной из своих поздних автобиографий, написанных уже в тридцатые, он отмечает, что к марту 1917 года стаж его увлечения составлял уже три года. Книга ли Я.И. Перельмана «Межпланетные путешествия», увидевшая свет в 1915 году, послужила началом этого увлечения, или что-либо другое, неизвестно. Но именно в конце марта – начале апреля 1917-го, к моменту окончания своего офицерского образования, А.И. Шаргей 30 завершил работу над рукописью, тогда не имевшей еще никакого названия. Содержание этой, до сих пор не опубликованной работы, поражает своей точностью и законченностью. Приведен оригинальный вывод формулы, позднее получившей название «формулы Циолковского». Выполнен анализ возможных жидкостных топливных пар для ракетного двигателя и выделено в качестве перспективного топлива сочетание «кислород-водород»16. Высказаны предложения по конструкции многоступенчатых ракет, впервые появляется мысль о создании для полета к Луне промежуточной базы на орбите Земли, мол, это энергетически выгодно. Ну, и, конечно, молодой человек предложил свой план освоения космического пространства, в четыре этапа: I – использовать действие ракетного приспособления для полета в атмосфере; II – полеты «не особенно далеко от Земли, несколько тысяч верст»; III – полеты на Луну «без остановки там» (полеты вокруг Луны); IV – полет на Луну с остановкой на ее поверхности. Вполне логичный, надо сказать, план. Этот вариант работы Ю. Кондратюка (ну, принято именовать автора именно так …) исследователи сегодня называют «рукопись – вариант №1». Эта рукопись пропутешествовала с автором по различным фронтам и тылам, чтобы в ноябрь 1919 в Киеве стать вторым вариантом, уже озаглавленным «Тем, кто будет читать, чтобы строить» (всего 144 страницы плюс еще 6 страниц предисловия и оглавления) 17. В дополнение к содержанию первого варианта, в рукописи были рассмотрены другие – не менее важные – вопросы, связанные с космическим полетом. В частности, для подачи жидкого топлива предложено использовать турбонасосный агрегат, а для впрыска 16 – следует все же отметить, что Кондратюк первоначально высказывал определенные сомнения о возможности и целесообразности использования жидкого водорода в качестве компонента ракетного топлива по причине его малой плотности. 17 – Впервые рукопись Ю.В. Кондратюка «Тем, кто будет читать, чтобы строить. Завоевание межпланетных пространств» была опубликована в сборнике «Пионеры ракетной техники. Кибальчич, Циолковский, Цандер, Кондратюк. Избранные труды». М.: Наука, 1964. 31 топлива в камеру сгорания – форсунок, размещенных в шахматном порядке. Был рассмотрен способ торможения возвращающегося из космоса аппарата с использованием сопротивления атмосферы, а для его дополнительного разгона в космосе – применение гравитационного поля планет Солнечной системы. Высказана идея об использовании солнечного света для выработки электроэнергии, в довершение всего, предложены принципиальные схемы скафандров для работы в космическом пространстве. Удивительно и, вместе с тем, достаточно показательно, что эти идеи, до которых автор тогда дошел сам, сегодня кажутся нам вполне тривиальными. Именно тривиальными, потому что большинство из них уже осуществлено и они используются, так сказать, в повседневной космической работе. Читая про покинувшую Солнечную систему американскую станцию «Пионер-10», мало кто сегодня вспомнит, что этот «парад планет», позволивший достичь третьей космической скорости, был впервые предложен и рассчитан в той давней рукописи… Под своим новым именем Ю. Кондратюк отправился в путешествие по Украине на поиски работы, и с 1922 года он проживал в городе Малая Виска, устроившись «на техническую должность» на сахарный завод. Классическая гимназия, полсеместра Политехнического института, четыре месяца офицерской школы и почти пять лет работы в таких вот «технических должностях» – вроде бы неважное образование для человека, пытающегося заниматься «ракетными проблемами». Но природный потенциал, талант Кондратюка (будем называть его теперь именно так) был таким, что и этого, самодеятельного по сути, образования, хватало, чтобы связно, технически грамотно и математически точно обосновывать свои оригинальные предложения. К 1925 году закончил он работу над очередным вариантом рукописи, которую назвал на этот раз совсем просто: «О межпланетных путешествиях». Ю. Кондратюк уже достаточно освоился в своей новой жизни, чтобы не побояться отправить эту рукопись на отзыв в организацию, ведавшую государственными научными изданиями, с достаточно странным для нас, сегодняшних, названием: «Главнаука». Действительно, работа закончена, пора издавать книгу. Ждать пришлось достаточно долго: только 12 апреля 1926 года за подписью профессора В.П. Ветчинкина пришла положительная рецензия. Казалось бы, до- 32 рога к публикации открыта. Увы, только казалось – за рецензией пришел отказ «Главнауки» опубликовать книгу. За государственный счет нельзя, действительно, деньги счет любят… Ю. Кондратюк продолжает работать над будущей книгой, одновременно, с 1927 года работая в Западной Сибири проектировщиком зерновых комплексов. Он действительно был талантливым человеком: сделал несколько изобретений, которые внедрил в разрабатываемые им конструкции. Стал заместителем главного инженера Запсибкрайконторы ВАО «Хлебопродукт» (позже – «Союзхлеб»). Почет, уважение, и, что немаловажно, денежные премии – и в январе 1929 года в Новосибирске в свет выходит книга: Ю.В. Кондратюк, «Завоевание межпланетных пространств». Издание – за счет личных средств автора18. В книге, помимо уже упоминавшихся нами вопросов, были рассмотрены все важнейшие проблемы, связанные с осуществлением пилотируемого космического полета и экспедиции на Луну. Схема полета к Луне и возвращения на Землю, наиболее выгодная с энергетической точки зрения, получила свое дальнейшее развитие, уточнение и обоснование расчетом. Так, в частности, Кондратюк писал: «…выгодно не останавливать всего снаряда на этой планете, а пустить его спутником (вокруг планеты), а самому с такой частью снаряда, которая будет необходима для остановки на планете и обратного присоединения к снаряду, совершить эту остановку»19. Решения, предлагавшиеся Кондратюком в своей книге, были по сути своей, пионерскими, никем из его «коллег» из числа пионеров ракетной техники не рассматривавшимися. Историк ракетно-космической техники Евгений Рябчиков в книге «Звездный час» пишет: «…Множество выдающихся открытий, наблюдений, философских определений, прогнозов, уточнений целей и задач космонавтики, выношенное Ю.В. Кондратюком, разом стало общеизвестно в 1929 году». И далее: «…одной этой книгой автор поставил себя в ряды пионеров космонавтики»20. 18 – Кондратюк Юр. Завоевание межпланетных пространств. /Под редакцией и с предисловием проф. В. П. Ветчинкина. Издание автора. Новосибирск, ул. Державина, 7. 1929. 73 с. 19 – Кондратюк Юр. Завоевание межпланетных пространств… с. 56. 20 – Рябчиков Е. Звездный путь. М.: Машиностроение, 1986. c. 145. 33 Сразу после выхода книги появились отзывы и отечественных, и зарубежных ученых, отмечавшие высокий научный уровень работы. Профессор Н.А. Рынин опубликовал развернутое изложение работы Кондратюка в одном из томов своей знаменитой энциклопедии «Межпланетные сообщения», снабдив публикацию биографическими сведениями, предоставленными по его просьбе автором – своеобразная смесь реальных событий и «чистой» чужой биографии. Так сказать, биография творческая. Установилась научная и дружеская переписка Кондратюка с К.Э. Циолковским, В.П. Ветчинкиным, Я. И. Перельманом… Увы, ни одной работы по ракетно-космической технике Юрий Васильевич Кондратюк больше не опубликовал. И когда что-то начиналось хорошо… 30 июля 1930 года – Ю. Кондратюк с группой своих сослуживцев арестован со стандартной формулировкой: «за вредительство». Это «вредительство» заключалось в применении оригинальной системы монтажа здания зернохранилища – без использования дополнительных крепежных деталей, как говориться, «без единого гвоздя». Что немедленно нашло отражение в доносе одного из «бдительных» сотрудников, как водится, недовольного успехами и, вероятно, доходами своего руководителя. Мол, специально так сделал, чтобы погубить будущий урожай. Такому доносу, как это сегодня ни выглядит странно, поверили, немедленно осудили «вредителей» на три года лагерей, которые чуть позднее заменили ссылкой. Из ссылки Кондратюк был освобожден досрочно – «за трудовые успехи»… Плохо работать он явно не умел, а принцип «не высовывайся» и в этот раз, как видно, усвоил неважно. В 1932 и 1933 годах Ю.В. Кондратюк несколько раз приглашался руководством Московской Группы изучения реактивного движения (МосГИРД) к совместной работе. Причем эта работа вполне могла стать и руководящей – как признанный специалист в ракетных вопросах Шаргей – Кондратюк мог заменить скончавшегося в марте 1933 года Ф.А. Цандера. Однако сотрудничество не состоялось, и формальной причиной этого было названо желание ученого продолжить свои изыскания уже в области ветровой энергетики21. 21 – так пишет в своей книге «Юрий Васильевич Кондратюк» Б.И. Романенко 34 Что же, скорее всего, в данном случае опыт пребывание в качестве ссыльного все же заставлял Кондратюка смотреть на жизнь чуть более приземлено. В это время его ум больше занимала уже не космонавтика, а действительно ветроэнергетика – ну совершенно другая область техники. Ю.В. Кондратюк к тому времени перебрался в Крым, и последовала активная и плодотворная работа над созданием ветряков новой конструкции: снова несколько изобретений, ряд опубликованных научных статей. Пришло приглашение от самого Серго Орджоникидзе, предлагалась ответственная должность в Наркомат тяжелого машиностроения: в масштабах страны заниматься ветряными электростанциями. В стране внедрялась новая система научных званий и ученых степеней, и Ю. Кондратюка, ставшего признанным специалистом в области ветроэнергетике, представили к ученому званию «доктор технических наук». Снова стало казаться, что жизнь налаживается… А затем – 1937 год, смерть С. Орджоникидзе, и всем этим воздушным планам пришел конец. Кондратюку было отказано и в присвоении докторского звания, и в той самой ответственной должности. А попутно – и в организации строительства крупнейшей Крымской ветряной электростанции. Единственно, что ему удалось сделать в этом направлении, да и то несколько лет спустя, так это начать разработку ветряных энергосистем малой мощности. В 1939 году, в должности начальника отдела скромной проектноэкспериментальной конторы в Москве. …6 июля 1941 года Ю. Кондратюк в составе Дивизии народного ополчения Киевского района Москвы добровольцем ушел на фронт, а спустя три месяца, 3 октября 1941 он погиб в бою под Калугой. Впрочем, и с этой датой не все ясно, в литературе последнее время называется и другая, как утверждают, более правильная: между 23 и 25 февраля 1942 года, пропал без вести у деревни Кривцово… В шестидесятые годы прошлого века американские ученые при разработке программы «Аполлон», предусматривавшей высадку человека на Луну, напрямую использовали схему перелета к естественному спутнику Земли, предложенную в книге Кондратюка. В своих воспоминаниях один из тогдашних руководителей американской космической программы доктор В. Лоу написал об этом так: (М.: Знание, 1988), с. 41. 35 «…мы разыскали маленькую неприметную книжечку, изданную в России после революции. Автор ее Юрий Кондратюк обосновал и рассчитал энергетическую выгодность посадки на Луну по схеме: полет на орбиту Луны – старт на Луну с орбиты – возвращение на орбиту и стыковка с основным кораблем – полет на Землю»22. …А в 1987 году специальная комиссия АН СССР восстановила доброе имя ученого, не найдя в его биографии, в его поступках и действиях ничего, что содержало бы намек на преступления перед государством. Что же, лучше поздно, чем… Казалось бы, справедливость восторжествовала, но в истории ракетной техники и космонавтики Александр Игнатьевич Шаргей для большинства людей пока еще остается Юрием Васильевичем Кондратюком.

М.Н. ОХОЧИНСКИЙ

ОЧЕРКИ ИСТОРИИ

КОСМОНАВТИКИ

И РАЕТНОЙ ТЕХНИКИ

Библиотека журнала «Военмех. Вестник БГТУ», № 3

Санкт-Петербург

2012

http://library.voenmeh.ru/cnau/4hYrytku4w...

***

Микола Сорока

ФЕНОМЕН ЮРІЯ КОНДРАТЮКА

...Залишмо нащадкам яскраву достовірну картину історичних подій. На мою думку, ми у великому боргу перед Юрієм Васильовичем Кондратюком. Його внесок у космонавтику ще не знайшов гідного відображення...

Академік В. П. Глушко

Над околицею Полтави літню поранкову тишу глибоко розітнув одчайдушний жіночий крик. Туркотіли горлиці в садах, рипіли журавлі біля криниць, та крик той перекривав усе, довго не вгавав, аж не по собі ставало. Перехожі на Сретенській вулиці зупинялись, повертались ликом до Хрестовоздвиженського монастиря, хутко хрестилися. Сусіди ж співчували земському лікареві Якимові Микитовичу Даценку: буває, і в лікарів буває горе...

Приймала новонародженого його рідна бабуся — акушерка Катерина Кирилівна.

Та вже година спливла, як немовля з’явилося на світ, а невістка все металася в ліжку, рвала на собі коси й нестямно голосила.

Катерина Кирилівна підвела втомлені, засмучені очі. «Що ж буде з ними? Ким, ким воно виросте після всього?..» — прочитав Яким Микитович в очах дружини.

В усій родині тільки вони знали і як медики розуміли невідворотну трагічність оцих родів. Уже на шостому місяці вагітності їхня невістка, вчителька французької мови Києво-Подільської жіночої гімназії, зазнала поліцейського арешту й жандармських знущань. Як потім розповіли подруги, там, у Лук’янівській тюрмі, було від чого збожеволіти. Причиною ж арешту послужила участь молодої вчительки в політичній демонстрації київського студентства у відповідь на самоспалення в Петропавловській фортеці народоволки Марії Вєтрової.

У той незвичайно жаркий день 21 червня 1897 року Катерина Кирилівна Даценко прийняла в своєї невістки одного з майбутніх піонерів ракетної техніки і теорії космічних польотів Юрія Васильовича Кондратюка.

Син практично не знатиме матері. Психічно хвора, вона, коли йому ледве виповниться чотири роки, надовго зляже в лікарню. Не знатиме і батька, «вічного» студента, якого не стане задовго до синового повноліття. Житиме і виховуватиметься майбутній учений у рідних діда й баби, людей в Полтаві знаних і шанованих.

У свої дев’ятнадцять юнак закінчить 2-гу Полтавську гімназію й поступить до Петроградського політехнічного інституту. Але недовго там провчиться — всього місяць і десять днів. У жовтні 1916-го студента-першокурсника призвуть в армію і направлять у школу прапорщиків при Петроградському юнкерському училищі.

Потім куди тільки не закидатиме юнака доля! Далекий-далекий Закавказький фронт і запруджений денікінцями Київ, уже мирна після громадянської війни Мала Виска, що на Кіровоградщині, і знову Кавказ. Тут, на станції Криловській Північно-Кавказької залізниці, упродовж року Юрій Кондратюк працюватиме механіком елеватора. Затим сам будуватиме елеваторні господарства: спершу на станції Ельхотово в Північній Осетії, а невдовзі шлях його проляже аж у Сибір, де Юрію Васильовичу доручать зведення всіх хлібоприймальних сховищ в Омській, Новосибірській областях та Алтайському краї.

Було тоді Юрію Васильовичу тридцять років. За якихось дев’ять літ, без вищої освіти, він виріс од кочегара котельної цукрового заводу в Малій Висці до визнаного інженера-будівельника, відомого винахідника.

Тільки не в цьому феномен Кондратюка! Феномен його в іншому — як він справді зміг без вищої освіти, не знаючи ні зарубіжних, ні вітчизняних набутків у теорії космічних польотів, дати точні розрахунки, за якими через кількадесят років земляни прокладуть космічні траси до інших планет? Адже напровесні 1917 року вчорашній гімназист уже мав сто чотири сторінки праці, в якій, зокрема, пропонував спосіб досягнення поверхні великих небесних тіл за допомогою відокремленого од космічного корабля невеличкого посадочно-злітного модуля.

«Щоб не витрачати великої кількості активної речовини,— писав він тоді,— можна не зупиняти всього снаряда, а лиш зменшити його швидкість, аби він рівномірно рухався по колу, якомога ближче до тіла, на якому має бути зроблена зупинка. Після цього відокремити від нього неактивну частину з такою кількістю активної речовини, яка необхідна для зупинки неактивної частини — для того, щоб потім вона змогла наздогнати (знову приєднатись) до снаряда...»

У1969 році американці, скориставшись цією ідеєю, випробують на навколишній орбіті «Аполло-9», і один із керівників програми, Джон Хубольт, згодом визнає, що політ перших у світі астронавтів здійснено за «трасою Кондратюка». Що найліпшим способом дістатися на Місяць є спосіб ЛОР — відокремлення посадочного апарата від корабляматки.

Ні попередники, ні сучасники Юрія Кондратюка до цього не додумалися!

Багато інших ідей Кондратюка знайшли застосування в практичній космонавтиці. Це — ідея багатоступінчатої ракети і поняття «пропорційного пасиву», без якого немислимий сучасний ваговий аналіз космічних апаратів, конструкція крісла, що дає змогу переносити значні перевантаження і приземлення за допомогою парашутів, можливість створення безпілотних систем ракетно-артилерійського постачання із Землі довгострокових космічних баз.

А тоді, в ті далекі роки?

Восени 1919-го, уже в Києві, Кондратюк завершує другий варіант свого рукопису, озаглавивши його «Тим, хто читатиме, щоб будувати». В ньому ширше йдеться про міжпланетні бази на орбітах штучних супутників Землі і Місяця, розглядаються варіанти конструкцій частин «снаряда» і його двигуна, систем стабілізації і керування, подається схема приладу, що утилізує сонячну енергію. Тут же приділяється увага вірогідності використання сил тяжіння небесних тіл для коригування, дорозгону або гальмування космічного корабля.

Третій варіант рукопису, значно досконаліший за структурою і викладом, буде названо «Про міжпланетні подорожі» й відправлено у червні 1925 року в Головнауку. Десь аж наступної весни із Москви автору надійде відзив професора В. П. Ветчинкіна. Висновок відомого вченого був однозначним: заради пріоритету СРСР у галузі міжпланетних сполучень видати рукопис якомога швидше.

Та Юрій Васильович сідає за четвертий варіант своєї праці: щоб видавати, в ній має все бути аргументовано.

Наприкінці 1927 року професор В. П. Ветчинкін завершить редагування тієї праці, уже під назвою «Завоювання міжпланетних просторів», і в передмові напише: «Пропонована книга Ю. В. Кондратюка, безсумнівно, є найповнішим дослідженням міжпланетних подорожей з усіх, що описувалися в російській і іноземній літературах до останнього часу... В книзі з вичерпною повнотою висвітлені всі питання, про які йдеться в інших творах, і, окрім того, вирішено цілу низку нових — першорядного значення, про які інші автори не згадують».

Але Держвидав поверне відредагований рукопис Головнауці, Головнаука — авторові в Новосибірськ. Причини? І нестача коштів, і передчасна публікація такої праці, нарешті,— кому потрібні такі фантазії?

Юрій Васильович вирішує видати книгу на власний кошт!

У кого тільки може, позичає гроші і йде до робітників місцевої друкарні. Ті не одразу зрозуміють сухорлявого, трохи зсутуленого, із чудними жаринами в очах «дивака». Та і як його було зрозуміти, коли в друкарських касах не те що знака інтеграла — звичайних квадратних дужок не було!

І все ж у січні 1929 року книга Юрія Кондратюка побачила світ. Починається вона передмовою професора В. П. Ветчинкіна, далі — дві передмови автора і тринадцять окремих глав.

Все тут є: від даних ракети, формули навантаження і типів траєкторій — до загальних перспектив освоєння космосу. Власне, це був проект широкої програми освоєння міжпланетних просторів, наслідком якого мала стати, як писав автор, «...безсумнівна можливість для людини оволодіти ресурсами, з допомогою яких можна буде найдокоріннішим чином поліпшувати умови існування на земній поверхні... Саме в можливості у недалекому майбутньому почати по-справжньому господарювати на нашій планеті і слід бачити грандіозне значення для нас завоювання просторів Сонячної системи».

Книга вийшла тиражем всього дві тисячі примірників. Та Юрій Васильович був радий і такій кількості. Один із примірників він послав К. Е. Ціолковському. Ознайомившись із ним, Костянтин Едуардович потім напише: «Сорок років я працював над реактивним двигуном і думав, що прогулянка на Марс почнеться через багато сотень літ. Та строки міняються. Я вірю, що багато хто з нас стане свідком заатмосферної подорожі».

31 липня 1930 року Юрія Кондратюка позбавлять волі. Станеться це за неправдивим обвинуваченням у шкідництві групи проектувальників і будівельників елеваторів та зерносховищ в Західному Сибіру.

Весною 1932 року він вийде на волю, а ще через рік, 4 травня 1933 року, Нарком важкої промисловості Серґо Орджонікідзе напише своєму уповноваженому при Раднаркомі УРСР такого листа: «Для проектування потужної вітроелектростанції направляються в Харків інженери Горчаков П. К. і Кондратюк Ю. В. Товариші Горчаков і Кондратюк працюватимуть при Інституті променергетики. Прошу виявити їм належне сприяння у виконанні дорученої роботи».

І Юрій Васильович — знову на Україні. Цього разу в Харкові, де розгорнулося проектування вітросилових установок.

Через кількадесят літ писатимуться книги про те, як у тридцяті роки інженер Юрій Кондратюк (він так і не матиме вищої освіти) організував невеличкий творчий колектив і за неймовірно короткий термін створив дерзновенний проект вітроелектростанції потужністю дванадцять тисяч кіловат. Запропоновану вітроелектростанцію передбачалося побудувати в Криму на горі Ай-Петрі. Спеціальні автоматичні пристрої мали повертати всю башту в залежності від напряму вітру, підтримувати частоту одержуваного електроструму і його синхронізацію зі струмом промислової мережі, гасити коливання башти від поривів вітру.

Проект цієї вітроелектростанції багато в чому допоможе будівельникам Останкінської вежі в Москві...

21 червня 1897 року — це вже точна дата народження вченого-винахідника. На жаль, її буде встановлено лише 1970 року. Аж через десять літ — коли його не стало. І то військові архівісти напишуть: взятий на облік, «як такий, що пропав безвісти у жовтні 1941...».

Так уже сталося, що в біографії Юрія Кондратюка довго лишалися невідомими не тільки дати народження й смерті. Лише з роками було уточнено, що народився він не в Луцьку, а в Полтаві, що до Київського університету і Колегії Павла Галагана ніякого відношення не мав. Що й справжнє прізвище його зовсім інше — Шаргей! Шаргей Олександр Гнатович. А сталося це через те, що у вирі громадянської війни йому довелося якийсь час перебувати в білогвардійській армії. Аби уникнути подальших наслідків тієї «служби», за наполяганням мачухи він скористався документами померлого волинянина Кондратюка Юрія Васильовича.

А тієї осені, осені 1941 року, гітлерівські ордища вже підступали до Москви. Юрій Васильович, не роздумуючи, одним із перших вступив у Комуністичний батальйон дивізії народного ополчення столиці.

На початку жовтня дивізія займала оборону в Кіровському районі на калузькій землі. Саме на її позиції 3 жовтня й обрушився вал фашистської операції «Тайфун», націлений на захоплення Москви.

Як потім згадають однополчани, рановранці, після кромішньої артпідготовки, ворог ринувся в атаку — одну, другу, третю... Рядовий Кондратюк мав підтримувати надійний телефонний зв’язок між штабом полку і одним із батальйонів. Та під час чергової атаки той зв’язок перервався. І тоді однополчани бачили, як боєць Юрій Кондратюк кинувся ліквідувати розрив телефонного проводу і впав, підкошений кулями. А полк під тиском ворога змушений був відступити...

Отак не стало незбагненно самобутнього, усього в легендах і загадках, недомовках і осторогах Юрія Кондратюка. А ще сьогодні він, феномен двадцятого століття, який зачинав зовсім нову еру в історії людства — еру космічних польотів,— міг бути з нами!

Предисловие ко второму изданию

Из письма автора к проф. Рынину

Предисловие автора к первому изданию

Из второго предисловия автора к первому изданию

Перечень обозначений

I Данные ракеты. Основные обозначения

II Формула нагруженности

III Скорость истечения. Химический материал

IV Процесс сгорания, конструкция камеры сгорания и сопла

V Пропорциональный пассив

VI Типы траектории и требуемые ракетные скорости

VIIМаксимум ускорения

VIII Действие атмосферы на ракету при отправлении

IX Погашение скорости возврата сопротивлением атмосферы

X Межпланетная база и ракето-артиллерийское снабжение

XI Управление ракетой, измерительные и ориентировочные приборы

XII Общие перспективы

XIII Эксперименты и исследования

Книга Ю. В. Кондратюка "Завоевание межпланетных пространств" занимает особое место в классической литературе по ракетной технике. Автор в исключительно сжатой форме излагает обширный материал, затрагивая все вопросы, связанные с ракетным полетом в мировое пространство.

Первое издание этой книги вышло в 1929 г., а так как тираж составлял всего 2000 экземпляров, то в настоящее время книга является библиографической редкостью. Оценивая значимость книги Кондратюка, проф. Ветчинкин в предисловии к первому изданию совершенно правильно отметил, что Ю. В. Кондратюку принадлежит разрешение целого ряда новых вопросов, о которых другие авторы не упоминают.

К этим вопросам можно отнести следующие:

1. Предложение воспользоваться горением различных веществ в озоне, а не в кислороде, что повышает теплоту горения, с одной стороны, и удельный вес топлива,-- с другой; последнее играет немаловажную роль при характеристике ракеты.

2. Кондратюк первый ввел понятие о пропорциональном пассиве, высказав мысль, что масса ракеты, за вычетом массы абсолютного пассива, должна быть пропорциональна массе топлива. Ему же принадлежит доказательство, что ракета, не сбрасывающая и не сжигающая своих баков во время движения, вылететь за пределы земного тяготения не может.

3. Предложение делать ракету с крыльями хотя и не является приоритетом Кондратюка, однако надо признать, что он первый указывает, при каких ускорениях крылья будут полезны, и исследует при этом углы наклона траектории ракеты к горизонту, наивыгоднейшую реактивную силу при полете в воздухе и дает ее величину, которая оказывается равной примерно начальному весу ракеты.

4. Приближенное исследование вопросов, связанных с нагреванием ракеты при движении ее в воздухе. Этот вопрос у Кондратюка рассмотрен весьма подробно и представляет большой интерес, так как им проведены расчеты и дан порядок ожидаемых температур, которые будет иметь ракета при ее движении в атмосфере.

Весьма характерна для Кондратюка вдумчивая, серьезная и практическая постановка вопросов.

Рассматривая первое издание этой книги, проф. Ветчинкин говорит: "При этом все числа даны у Ю. В. Кондратюка, хотя и довольно грубо, но всегда с погрешностью в невыгодную для конструктора сторону.

Даже такой вопрос, как устройство промежуточной базы между землей и другими планетами и ее ракетно-артиллерийское снабжение, который у других авторов граничит с чистой фантазией, у Ю. В. Кондратюка поставлен вполне основательно, с большим предвидением технической стороны дела; и самая база мыслится им, как спутник не Земли (как у всех остальных авторов), а Луны, что в значительно бóльшей мере гарантирует базу от потери скорости вследствие длительного торможения хотя бы ничтожными остатками земной атмосферы и от падения на землю.

Также весьма продуманным является и заключительный параграф о подготовительных работах по осуществлению "межпланетных путешествий". И далее... "Принимая во внимание, что Ю. В. Кондратюк не получил высшего образования и до всего дошел совершенно самостоятельно, можно лишь удивляться талантливости в широте взглядов русских механиков-самоучек".

Следует отметить, что идеи автора в свете современного развития ракетной техники очень близки к осуществлению, несравненно ближе, чем это можно было предположить 18 лет назад. В самом деле, появление реактивных снарядов, покрывающих сотни километров, и развитие ракетной авиации показывают, что ракетная техника стоит на пороге решения вопроса о межпланетных полетах. С этой точки зрения книга Ю. Кондратюка безусловно представляет интерес, так как полнота исследований, проведенных автором, сохраняет свою значимость и на сегодня.

Основное внимание мы уделили проверке формул, так как автор опустил их вывод, приводя только конечные результаты. Вывод некоторых, формул мы даем в подстрочных примечаниях... Далее, мы заменили терминологию автора наиболее употребительной в современной литературе по этому вопросу. В частности, очень общий термин автора "выделение" мы заменили согласно смысловому значению. Термин "ракетный заряд" мы нашли наиболее удобным заменить термином "запас топлива" и т. д., в остальном все сохранилось.

Для того чтобы дать некоторое представление о личности Ю. Кондратюка, мы приводим выдержки из его письма к проф. Н. А. Рынину.

П. Иванов

ИЗ ПИСЬМА АВТОРА К проф. РЫНИНУ

Ю. В. Кондратюк

Уважаемый Николай Алексеевич!

Полагая, что чисто личные стороны моей Жизни не представляют особого интереса, постараюсь сообщить достаточно полно преимущественно то, что имеет отношение к моим исследованиям по теории межпланетного сообщения.

Первоначально толкнуло мою мысль на работу в сторону овладения мировыми пространствами, или, вернее, вообще в сторону грандиозных и необычных проектов, редкое по силе впечатление, произведенное прочитанной мною в юности талантливой индустриальной поэмой Келлермана "Тоннель".

К этому времени мой научный и технический багаж состоял из незаконченного среднего образования плюс несколько несистематических дополнений, сделанных самостоятельно в сторону высшей математики, физики и общетеоретических основ техники со склонностью к изобретательству и самостоятельным исследованиям более, чем к детальному изучению уже найденного и открытого.

Мною были "изобретены": водяная турбина типа колеса Пельтона взамен мельничных водяных колес, считавшихся мною единственными водяными двигателями, гусеничный автомобиль для езды по мягким и сыпучим грунтам, беспружинные центробежные рессоры, пневматические рессоры, автомобиль для езды по неровной местности, вакуумнасос особой конструкции, барометр, часы с длительным заводом, электрическая машина переменного тока высокой мощности, парортутная турбина и многое другое,-- вещи, частью технически совершенно непрактичные, частью уже известные, частью и новые, заслуживающие дальнейшей разработки и осуществления. В математике -- упорные исследования по геометрической аксиоматике (преимущественно постулату параллельных), "открытие" основных формул теории конечных разностей, некоторые неразвитые, однако, далее обобщения теории конечных разностей и анализа и много менее значительных вещей, почти сплошь являющихся открытием ранее известного. В химии и технике -- основные элементарные представления. В физике -- упорное стремление опровергнуть второй принцип термодинамики (характерно, что это, кажется, общая черта с К. Э. Циолковским) и даже в философии -- попытки построения логических систем, закончившиеся вместе с 99/100-ми самого интереса к философии "открытием" тяжело воспринятого принципа детерминизма.

Впечатление от келлермановского "Тоннеля" было таково, что немедленно вслед за его прочтением я принялся обрабатывать, насколько позволяли мои силы, почти одновременно две темы: пробивка глубокой шахты для исследования недр земли и утилизации теплоты ядра и -- полет за пределы Земли. Любопытно, что читанные мною ранее фантастические романы Жюль-Верна и Г. Уэльса, написанные непосредственно на темы межпланетных полетов, не произвели на меня особого впечатления -- причиной этому, видимо, было то, что романы эти, написанные менее талантливо и ярко, чем роман Келлермана, являлись в то же время для меня явно несостоятельными с научно-технической точки зрения.

Тема о глубокой шахте после выработки основ некоторых предположительных вариантов очень быстро уперлась в невозможность для меня провести соответствующую экспериментальную работу; тема же о межпланетном полете оказалась много благодарнее, допуская значительные теоретические исследования, и овладела мною на продолжительное время, в течение которого я неоднократно к ней возвращался, пока не подошел к пределу, за которым дальнейшая плодотворная работа невозможна без параллельного экспериментирования.

Первый период работы продолжался более полугода и включил в себя нахождение почти всех основных положений ракетного полета, вошедших в изданный труд, но без более детальной обработки и зачастую без точной математической аргументации. Из изданного впоследствии в этот период совершенно не были намечены гл. V и VIII и только в принципе намечались гл. IV и IX, а в гл. VII по слабому знакомству с химией рассматривался только заряд из кислорода и водорода.

Основным материалом работы этого периода было выведение основной формулы ракеты [формула (4)], нахождение наивыгоднейшей траектории (гл. VI) и некоторые общие положения из других глав.

Задавшись темой полета в межпланетные пространства, я сразу остановился на ракетном методе,-- "ракетном" в общем смысле этого слова согласно определению, данному мною в гл. I, отбросив артиллерийский, как явно технически чересчур громоздкий, а главное -- не сулящий возвращения на Землю и потому бессмысленный. Еще до выведения основной формулы мною было примерно рассчитано несколько механических вариантов, из которых самым последним и совершенным был быстро вращающийся барабан с намотанным на нем стальным тросом, который должен был разматываться по инерции в одну сторону, сообщая барабану ускорение в противоположную. Получив, разумеется, сразу же невероятно чудовищные значения для необходимого веса ракеты ("n"), я перешел к комбинированным ракето-артиллерийским вариантам: пушка выстреливает из себя ядро, которое в свою очередь является пушкой, выстреливающей ядро, и т. д.-- и опять получил чудовищные размеры начального орудия. После этого я вторичную пушку (т. е. первое ядро) повернул дулом назад, превратив ее в постоянный член ракеты, и заставил ее стрелять в обратную сторону более мелкими ядрами, т. е. увеличил активную массу заряда за счет пассивных масс -- и опять получил чудовищное значение для массы пушки ракеты, но тут заметил уже, что чем больше увеличиваю массу активной части заряда за счет пассивных масс (ядер), тем выгоднее получаются формулы для массы этой ракеты. Отсюда нетрудно было логически перейти к чистой термохимической ракете, которую можно рассматривать как пушку, непрерывно стреляющую холостыми зарядами. Вслед за этим и была выведена основная формула (4) ракеты, причем вследствие сделанного мною при первоначальных подсчетах упрощения и потом забытого и упущенного из виду, в основании этой формулы некоторое время стояло не "1", а "2", и результаты из-за этой ошибки сразу получились чрезвычайно обнадеживающие. Вскоре же мною были найдены и принципы наивыгоднейшего использования ракетной реакции -- о сообщении ускорения в низшей точке траектории. После исправления ошибки в основании формулы (4) я получил в результате уже менее благоприятное значение п (отношение массы ракеты к полезному грузу), а именно n = 55 без учета неизбежных потерь на коэфициенте полезного действия и присутствии пропорциональных пассивных масс. Эта цифра 55 меня уже сильно тревожила, но обаяние затронутой темы было таково, что, сам себя обманывая, я насильно считал эту цифру приемлемой до тех пор, пока не нашел в конце концов противоядия этим "55" в виде физико-математического обоснования возможности благополучного спуска на землю за счет сопротивления атмосферы, а затем в развитии искусственным путем начальной скорости, организации межпланетной базы и ее ракето-артиллерийском снабжении. Другим смутно тревожившим вопросом долгое время являлась необходимая по первому чисто ракетному варианту отлета весьма значительная сила реакции -- не менее удвоенной силы тяжести; это беспокойство оставило меня позднее -- после найденной возможности с выгодой использовать при отлете авиационные крылья, причем минимальная допустимая сила реакции уменьшается в несколько раз. Наконец, последним сильно беспокоившим меня вопросом являлась метеорная опасность. Лишь несколько дней назад получив от Я. И. Перельмана его книгу "Межпланетные путешествия", я узнал, что иностранные авторы, математически исследовавшие этот вопрос, пришли к благоприятным выводам.

Достигнув в 1917 г. в своей работе первых положительных результатов и не подозревая в то время, что я не являюсь первым и единственным исследователем в этой области, я на некоторое время как бы "почил на лаврах" в ожидании возможности приступить к экспериментам, которую рассчитывал получить реализацией изобретений, держа в то же время свою работу в строжайшем секрете. Учитывая с самого начала огромность и неопределенность возможных последствий от выхода человека в межпланетные пространства, я в то же время наивно полагал, что достаточно опубликовать найденные основные принципы, как немедленно кто-нибудь, обладая достаточными материальными средствами, осуществит межпланетный полет.

В 1918 г. в одной из старых номеров "Нивы" я случайно наткнулся на заметку о ракете Циолковского, но "Вестника воздухоплавания", на который ссылалась заметка, я еще долгое время не мог разыскать.

Эта заметка и попадавшиеся мне впоследствии заметки в периодической печати о заграничных исследованиях дали толчок для дальнейшей более точной и подробной разработки теории полета для перехода от общих физических принципов к обсуждению технической возможности к их реальному применению. Принимаясь за работу несколько раз, с перерывами между репетиторством, колкой дров и работой смазчика, мне удалось к 1925 г. дополнить ее почти до настоящего ее вида: во всех главах была проведена более основательная математическая мотивировка, подобран довольно полный химический материал, разработана гл. VIII о сопротивлении атмосферы при отлете, обоснована расчетами возможность благополучного планирующего спуска и сделаны другие менее важные дополнения.

В 1925 г., когда работа уже приходила к концу и когда мне удалось, наконец, разыскать "Вестник воздухоплавания" за 1911 г. с частью работы К. Э. Циолковского, я хотя и был отчасти разочарован тем, что основные положения открыты мною вторично, но в то же время с удовольствием увидел, что не только повторил предыдущее исследование, хотя и другими методами, но сделал также и новые важные вклады в теорию полета. Главное отличие в методе моих расчетов от метода К. Э. Циолковского заключается в том, что Циолковский в весьма многих случаях исходит из работы, я же всюду -- исключительно из скоростей и ускорений. Ввиду того что работа сил в ракетном вопросе зависит от многих условий и сказывается также весьма различно, сообщаемые же ими ускорения, а следовательно, и скорости гораздо более определенны, я и считаю скоростной метод расчета более легким и продуктивным.

В 1925 г. я получил отзыв проф. В. П. Ветчинкина, прямо ошеломивший меня своей высокой оценкой моей работы.

...В 1927 г., по совету В. П. Ветчинкина, мною была заменена более обычной и удобопонимаемой система обозначений и отчасти терминология, вставлен не приводившийся мною ранее вывод формулы (4) и исправлена ошибка в формуле (6) (влияние масс пропорционального пассива). Он же обратил мое внимание на огромное значение конструктивной разработки "горелки" -- извергающей трубы, почему мною и была написана и вставлена гл. IV. Дальнейшая плодотворная разработка темы о межпланетном полете чисто теоретическими методами, повидимому, невозможна, для меня по крайней мере; необходимы экспериментальные исследования. Время и деньги для них я и рассчитываю получить изобретениями в различных областях, в частности, по роду моей работы теперь -- в области элеваторной механики. Пока имею первые успехи в виде недавнего признания моего нового типа элеваторного ковша и самотасок, завоевавших уже себе место против почти неизменного издавна типа...

Уважающий Вас Юр. Кондратюк.

1/V 1929 г.

ПРЕДИСЛОВИЕ АВТОРА К ПЕРВОМУ ИЗДАНИЮ

Настоящая работа в своих основных частях была написана в 1916 г., после трижды подвергалась дополнениям и коренной переработке. Автор надеется, что ему удалось представить задачу завоевания солнечной системы не в виде теоретических основ, развитие которых и практическое применение подлежит науке и технике будущего, а в виде проекта, хотя и не детализированного, но уже с конкретными цифрами, осуществление которого вполне возможно и в настоящее время для нашей современной техники после серии экспериментов, не представляющих каких-либо особых затруднений. Осуществление это притом, от предварительных экспериментов начиная и кончая полетами на Луну, потребовало бы, насколько об этом можно судить заранее, меньшего количества материальных средств, нежели сооружение нескольких крупных военных судов.

О существовании на ту же тему труда инж. Циолковского автор узнал лишь впоследствии и только недавно имел возможность ознакомиться с частью статьи: "Исследование мировых пространств реактивным прибором", помещенной в журнале "Вестник воздухоплавания" за 1911 г., причем убедился в приоритете инж. Циолковского в разрешении многих основных вопросов. Из приводимой статьи, однако, не были выброшены параграфы, заведомо уже не представляющие новизны, с одной стороны, чтобы не нарушать цельности изложения и не отсылать интересующихся к очень редким теперь и трудно разыскиваемым номерам "Вестник воздухоплавания"; с другой же стороны, потому, что иногда те же самые теоретические положения и формулы, лишь несколько иначе освещенные, дают иное освещение и всему вопросу. При всем том автор работы так и не получил возможности ознакомиться не только с иностранной литературой по данному вопросу, но даже и со второй частью статьи инж. Циолковского, помещенной в журнале за 1912 г.

Многие из приводимых в этой работе формул и почти все цифры даны с упрощениями и округлениями, часто даже довольно грубыми; причина этого та, что необходимый для детальной разработки вопроса опытный материал еще отсутствует в настоящее время, вследствие чего для нас нет смысла копаться в сотых долях, раз пока мы не можем быть уверены и в точности десятых. Целью некоторых выкладок настоящей работы было лишь дать представление о порядке физических величин, с которыми нам придется иметь дело, и об общем характере их изменения, так как вычисление их точных значений до соответствующих экспериментальных исследований невозможно. По аналогичной причине в работе отсутствуют и конструктивные рисунки и чертежи: общие принципы конструкций легко могут быть выражены и словесно, частности же нами пока разрабатываемы быть не могут; всякий чертеж поэтому, как заключающий в себе по необходимости некоторые частные формы, вместо пособия явился бы скорее помехой к научному пониманию.

Ввиду относительной новизны предмета автору пришлось ввести довольно много собственных терминов, замененных почти везде для краткости буквенными обозначениями, применение которых таково: те же самые буквы, которые в формулах и выкладках обозначают численные значения физических величин, в тексте заменяют собой соответствующие общеупотребительные физические или специальные термины данной работы. Для облегчения чтения дается отдельный перечень всех буквенных обозначений, употребляемых повторно в нескольких местах статьи. Во всех случаях, когда не дано особых указаний, буквы обозначают физические величины, выраженные в абсолютных (см.г.сек) единицах.

ИЗ ВТОРОГО ПРЕДИСЛОВИЯ АВТОРА К ПЕРВОМУ ИЗДАНИЮ

Коснусь основного общего вопроса этой работы, совершенно не освещенного в первоначальном изложении, -- вопроса об ожидаемых результатах для человечества от выхода его в межпланетные пространства.

Пионер исследований данного предмета, проф. Циолковский, видит значение его в том, что человечество сможет заселить своими колониями огромные пространства солнечной системы, а когда солнце остынет, отправится на ракетах для поселения в еще не остывших мирах.

Подобные возможности, конечно, отнюдь не исключены, но это все предположения отдаленного будущего, частью чересчур уже отдаленного. Несомненно, что еще долгое время вложение средств в улучшение жизненных условий на нашей планете будет более рентабельным, нежели основание колоний вне ее; не нужно забывать, что по сравнению с общей поверхностью нашей планеты лишь незначительная ее часть как следует заселена и эксплоатируется. Посмотрим на проблему выхода человека в межпланетные пространства с более "сегодняшней" точки зрения: что мы можем конкретно ожидать в ближайшие -- максимум -- десятилетия, считая от первого полета с Земли.

Если не вдаваться в более или менее необоснованные фантазии, то наши ожидания будут заключаться в следующем:

1. Несомненно огромное обогащение наших научных знаний с соответствующим отражением этого и в технике.

2. Возможное, более или менее вероятное, хотя и не достоверное, обогащение нашей техники ценными веществами, которые могут быть найдены на других телах солнечной системы и которые отсутствуют и слишком редки на земной поверхности.

3. Возможные иные дары солнечной системы, которых мы сейчас частью не можем и предвидеть и которые могут быть и не быть, как, например, результаты общения с предполагаемым органическим миром Марса.

4. Несомненная возможность для человечества овладеть ресурсами, с помощью которых можно самым коренным образом улучшать условия существования на земной поверхности: проводить мелиорацию ее в грандиозных размерах, осуществляя в недалеком будущем предприятия и такого порядка, как, например, изменение климата целых континентов.

Я говорю, конечно, не о чем ином, как об утилизации неисчерпаемых запасов энергии солнечного света, которая так затруднительна в условиях земной поверхности, делающих ее менее рентабельной, чем эксплоатация топлива, воды и ветра, и которая, наоборот, будет неизмеримо рентабельнее в пространствах, где отсутствуют атмосфера и кажущаяся тяжесть. Именно в возможности в ближайшем же будущем начать по-настоящему хозяйничать на нашей планете и следует видеть основное огромное значение для нас в завоевании пространств солнечной системы.

В 1921 г. я пришел к весьма неожиданному решению вопроса об оборудовании постоянной линии сообщения с Землей в пространства и обратно, для осуществления которой применение такой ракеты, как рассматривается в этой книге, необходимо только один раз. В 1926 г. я пришел к аналогичному разрешению вопроса о развитии ракетой начальной 1500-2000 м/сек ее скорости улета без расходования заряда и в то же время без применения грандиозного артиллерийского орудия-тоннеля, или сверхмощных двигателей или вообще каких-либо гигантских сооружений. Указанные главы не вошли в настоящую книгу; они слишком близки уже к рабочему проекту овладения мировыми пространствами,-- слишком близки для того, чтобы их можно публиковать, не зная заранее, кто и как этими данными воспользуется.

В заключение должен выразить глубокую признательность проф. В. П. Ветчинкину -- редактору настоящей работы и первому ее ценителю.

Ю. Кондратюк

Октябрь 1928 г.

ПЕРЕЧЕНЬ ОБОЗНАЧЕНИЙ

i -- некоторый участок траектории ракеты; как индекс -- обозначает отношение некоторой величины не ко всему полету, а к некоторому данному его участку; самостоятельно в формулах -- длина участка

R -- радиус Земли

r -- расстояние от центра Земли до ракеты в данный момент

h -- высота некоторой точки траектории над уровнем моря

Jj -- участок траектории, на котором ракета получает замедления или ускорения внешне прилагаемыми силами (ракетная реакция, сопротивление атмосферы)

М -- масса ракеты в данный момент

Стр.

Формулы

М0 -- "

"

начальная

Мк --

"

конечная

m -- абсолютный пассив

m1 -- пропорциональный пассив

μ -- запас топлива в ракете

μi -- топливо ракеты, израсходованное на участке i

-- коэфициент пропорционального пассива

-- нагруженность полета

21, 22

6, 7

m -- молекулярный вес (средний) среды

10

64, 65, 66

2, 3, 4

V -- скорость ракеты в данный момент (относительно центра Земли)

V1 -- то же относительно земной поверхности

U -- скорость вращения земной поверхности

u -- скорость истечения

Voptim -- наивыгоднейшая скорость ракеты в данной точке траектории

g -- ускорение силы тяжести на земной поверхности

i0 -- собственное ускорение ракеты

9, 15, 18

45, 46

1

29

jρ -- замедление, сообщаемое сопротивлением атмосферы

40, 41

16, 18

19, 20

j0 + jρ

j =

-- механическое ускорение

34

j0 + jρ + g

J =

-- действительное

"

-- коэфициент превосходства механического ускорения

31, 36

12, 13, 14

W=+j0dt -- ракетная скорость

10

Wi, Wул, Wсв, Wвоз -- см. соответственно i, Tу, Тс, Тв

Л -- перерасход ракетной скорости

Лi, Лβ, Лα, Лс, Лg -- см. соответственно i, β, с, сн

g -- индекс указывает места (i) или причину возникновения Л, которое так же относится к замедлениям, как W к j0

=11185 м/ceк

-- параболическая скорость

Wу -- скорость улета

Wв -- скорость возврата

Θ -- угол подъема траектории относительно центра Земли -- соответственно V

Θ1 -- угол подъема траектории относительно поверхности Земли -- соответственно V1

β -- угол отклонения направления силы реакции от траектории

λ = Θ + β

α -- угол атаки поддерживающей поверхности

Θoptim -- наивыгоднейший угол подъема

Z = Лсн(Θ1=90®) -- перерасход при вертикальном подъеме

С -- коэфициент формы

Р -- поперечная нагрузка ракеты

p -- нагрузка поддерживающих поверхностей

-- отношение плотностей воздуха на высотах

ρ -- плотность воздуха; индекс указывает высоту

К, К1, К2, К3, К4, -- коэфициенты пропорциональности в формулах (15), (16), (18), (19), (20)

ГЛАВА I

ДАННЫЕ РАКЕТЫ. ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

Механическое определение ракеты, как реактивного прибора таково: "Снаряд, который, последовательно отбрасывая с некоторой скоростью частицы своей массы, сам развивает скорость в противоположном направлении за счет их реактивного действия". Примем следующие термины и обозначения для ракеты:

М -- масса ракеты в данный момент;

М0 -- масса ракеты начальная;

Мк -- масса ракеты в момент окончания ее функционирования как таковой -- "конечная масса";

Mjo -- масса ракеты в момент прохождения ею начальной точки данного участка (i) ее траектории;

Mik-- масса ракеты в момент прохождения ею конечной точки данного участка (i) ее траектории.

"Истечение" -- совокупность частиц, отбрасываемых ракетой, реакция которых и сообщает ракете скорость.

u -- "скорость истечения" -- скорость отбрасываемых частиц относительно ракеты в тот момент, когда они начинают двигаться независимо от нее, если не считать практически ничтожной силы тяготения к ракете. Мы будем полагать, что в течение каждого данного промежутка времени u постоянна. Если различные частицы продуктов сгорания из отбрасываемых одновременно обладают различными скоростями при отделении от ракеты, то за u мы будем принимать такую среднюю скорость, которая могла бы заменить собою все действительные различные скорости частиц, не изменив суммы их реактивного действия на ракету. Это будет скорость центра тяжести отброшенной массы за бесконечно малый промежуток времени, равная:

(1)

где α и uα -- соответственно массы и скорости отдельных частиц. Нетрудно видеть, что при одной и той же сумме живых сил, равной

, u будет наибольшей [формула (1)] в том случае, когда скорости всех отдельных частиц будут равны между собой;

j0 -- "собственное ускорение ракеты", равное ускорению, какое ракета имела бы при наличии одной лишь действующей на нее силы реакции; нетрудно видеть, что

где dM -- масса отброшенных частиц;

μ -- запас топлива -- часть (массы) ракеты, подлежащая расходованию, т. е. превращению в "продукты сгорания";

n -- "нагруженность полета";

откуда

М0=Мкn;

(2)

ni -- "нагруженность участка" -- то же отношение, взятое для некоторого участка, т. е.

откуда

Mi0=niMiк.

(2a)

Нетрудно видеть, что всегда

M0 = Mк+ μ; Mi0=Miк+ μi; μ = Mк (n-1);

μi=Miк(ni-1);

n=nanbnc...ni...nz,

(2б)

(3)

где а, b, с ... i, z -- суть все участки траектории ракеты.

W -- "ракетная скорость", равная

где tк-- момент конца горения. Иными словами, "ракетная скорость" -- это та скорость, какую бы развила ракета, не подверженная действию никаких внешних сил и сообщающая себе ускорение все в одном и том же направлении

Под j0 мы разумеем, следовательно, в данном случае одну лишь абсолютную величину ускорения независимо от его направления.

Wi "ракетная скорость участка", равная

соответственно предыдущему обозначению, если t1 и t2 -- моменты начала и конца прохождения данного участка.

ГЛАВА II

ФОРМУЛА НАГРУЖЕННОСТИ (ОТНОШЕНИЕ НАЧАЛЬНОЙ И КОНЕЧНОЙ МАСС РАКЕТЫ)

Основная формула теории ракеты, связывающая величины W, u и n, была еще раньше дана ииж. Циолковским (лишь в несколько иной форме):

(4)

где е -- основание натуральных логарифмов.

Под индексом i мы можем здесь разуметь как любой из участков траектории ракеты, так и всю траекторию.

Вот элементарный вывод этой формулы. Пусть ракета первоначальной массы М0 отбрасывает со скоростью и в одном и том же направлении последовательно частицы своей массы, равные

где М0, M1....Mi -- соответственно ее массы после каждого отброса. Мы будем иметь:

Перемножив все эти равенства, получим:

предел последнего выражения при K0, K1, K2... Ki= ∞ будет

или, как мы можем представить,

Так как скорости взаимно отталкивающихся свободных тел распределяются обратно пропорционально их массам, то при каждом отбросе ракета будет приобретать скорости, соответственно равные

Общая приобретенная ракетою скорость будет, следовательно,

заменив в полученном нами выражении

скорость

через W, мы и получим формулу (4), только в обратных величинах.

Формула (4) позволяет нам определять М0 и μ по заданным

Mк, W и u.

Из формулы (4) мы видим, что при отношении

, близком к нулю, ni становится близким к единице, причем (ni-1), каковой разности пропорционален μ1. Формула (2б) изменяется приблизительно пропорционально отношению скоростей

. Следовательно, при

<< 1* количество требуемого топлива незначительно, приблизительно пропорционально требуемой ракетной скорости и обратно пропорционально скорости истечения.

При

ni растет как показательная функция относительно Wi** и быстро может достичь значений, которые сделали бы невозможным практическое осуществление полета человека в межпланетные пространства. Если бы, например, для совершения полета требовалось бы Wi вдесятеро больше той u, какой нам удалось бы на практике добиться, то ni получило бы значение около 22 000; при Mк=1000 кг для всей массы ракеты потребовалось бы чудовищное в данном случае значение в 22 000 т. Практическая возможность полета в межпланетные пространства и завоевания других тел солнечной системы зависит, таким образом, от того, насколько большой u нам удастся добиться и насколько малой W нам удастся обойтись для совершения полетов.

*В самом деле, если --

, то

можно представить двумя первыми членами ряда, т. е.

Тогда, подставляя в выражение μ = Мк(ni-1) значение ni двучленом разложения будем иметь

**Считая u постоянной. (Прим. ред.).

ГЛАВА III

СКОРОСТЬ ИСТЕЧЕНИЯ. ХИМИЧЕСКИЙ МАТЕРИАЛ

Запас энергии для сообщения скорости ракете может быть взят на ракету в весьма различных видах, но из них только скрытая химическая энергия соединения некоторых наиболее легких и активных элементов и энергия разложения находится в таком отношении к массе содержащего их вещества, что получается u, достаточная для осуществления полета на практике. Мы обладаем слишком ничтожными запасами радия и притом не умеем управлять выделением его скрытой энергии, протекающим чересчур медленно для наших целей; поэтому из всех возможных видов "ракеты" мы должны остановиться на "ракете" в обыденном смысле этого слова, т. е. на ракете термохимической, обладающей еще и тем весьма большим специальным преимуществом, что в ней скрытая энергия может быть превращена в живую силу продуктов истечения в больших количествах и с большим коэфициентом полезного действия при относительно небольшом весе и несложности всех служащих этому превращению приборов.

Теоретически возможен еще один особый вид ракеты -- ракета, черпающая энергию извне, от солнечного света. На практике, однако, такой способ действия ракеты для нас сейчас неприменим или почти неприменим вследствие чисто технических затруднений:

1) трудность сообщить даже и при наличии необходимого запаса энергии частицам выделения большую скорость, чем им может дать расширение продуктов сгорания в термохимической ракете, и

2) трудность построить необходимые зеркала с таким отношением их площади к массе, чтобы улавливаемой ими солнечной энергии хватало для сообщения достаточной скорости истечения при достаточном относительном расходе --

см. стр. 17].

Вследствие этих затруднений ракету, функционирующую за счет энергии солнечного излучения, мы также оставляем пока в стороне.

Преобразование теплоты химической реакции в живую силу продуктов истечения основано на расширении газов. Газы, следовательно, в составе выделения термохимической ракета необходимы. Мы, однако, не обязаны ограничивать своего выбора химического состава продуктов сгорания одними лишь газообразными соединениями. Ракета может исправно функционировать и в том случае, если только часть продуктов сгорания газообразна, а другая представляет собой распыленные в газе более плотные вещества. Газы, расширяясь в трубе ракеты вследствие своей упругости и приобретая при этом скорость, будут увлекать с собою и частицы плотных веществ, черпая в то же время от этих последних теплоту взамен теплоты, теряемой ими при расширении1. Для того чтобы этот процесс закончился с наибольшим полезным эффектом, необходимы: 1) возможно более полное увлечение плотных частиц газами и 2) возможно более полная передача тепла от плотных частиц к газам. И то, и другое требует достаточно тонкого и равномерного распыления в газе плотных веществ и достаточного промежутка времени, в течение которого они будут друг с другом соприкасаться, т. е. достаточной длины сопла ракеты. Решить вопрос о том, каковы должны быть степень распыления, длина сопла и процентное содержание плотных веществ в продуктах сгорания для удовлетворительного функционирования ракеты,-- может лишь серия обстоятельных экспериментов. Выбор веществ для топлива сводится, следовательно, в основе своей к выбору такой группы, чтобы выделяющееся при химической реакции между ее членами количество теплоты было наибольшим при расчете на 1 г получающегося соединения, вследствие чего мы могли бы получить наибольшую u. Если бы при этом оказалось, что продукты реакции сжижаются или отвердевают при температурах, еще далеких от абсолютного нуля, и теряют при этом необходимую нам упругость, то мы должны были бы к выбранной группе веществ присоединить еще и другую, продукты реакции между элементами которой сохраняют газообразное состояние при более низких температурах и способны поэтому на превращение теплоты выделения в его живую силу с большей полнотой. В простейшем случае вместо второй газовой группы может быть применен легчайший из газов -- водород.

1 Вопрос, поставленный автором, кажется с первого взгляда рациональным. Но в действительности примешивание к газообразным продуктам истечения твердых или жидких веществ приводит к уменьшению скорости истечения за счет потерь на сопротивление. Постольку поскольку процесс обмена тепла идет во времени, вряд ли можно ожидать в течение такого короткого времени, какое находятся продукты истечения в сопле, чтобы последние могли получить компенсацию даже на восстановление потерянной скорости. Далее расплавленный металл, двигаясь вместе с потоком газов, будет иметь большие скорости и поэтому будет производить механическое разрушение сопла. (Прим. ред.).

Далее мы приводим таблицу химических соединений, обладающих наибольшей теплопроизводительностью на 1 г их массы.

Первый столбец цифр содержит в себе теплоты соединений в больших калориях на 1 г, уже за вычетом скрытых теплот испарения жидких О2, О3, Н2, СН4, С2, Н2 и жидкого воздуха.

Второй столбец содержит скорость выделения в метрах в секунду, соответствующие данным первого столбца, т. е. такие скорости, какие получила бы масса 1 г, если бы ее живая сила равнялась энергии теплоты, показанной в первом столбце.

Третий столбец содержит значения n1 для

W1=22 370=2·11 185 м/сек*,

четвертый -- значения n2 для

вычисленные по формуле (4) соответственно данным второго столбца. О значении скоростей 22 370 и 14 460 м/сек будет сказано ниже в гл. VI, IX и XII.

* Автор под W1 подразумевает удвоенную параболическую скорость W относительно поверхности Земли, считая, что скорость на поверхности Земли равна нулю и траектория ракеты имеет своим фокусом Землю. В этом случае

, где R -- радиус Земли, g -- ускорение силы тяжести.

Подставляя значения R и g, будем иметь:

W=11 185 м/сек.

Под W2 автор разумеет разность между W1 и круговой скоростью Wкр~7910 м/ сек.

Коэфициент перед числом 11 185 получается из следующих соображений.

Так как

то

Прим. ред.

Так как элемент кислород участвует в каждом из интересующих нас соединений, то, соответственно двум видам кислорода -- О2 и О3, каждое из соединений приведено в двух строчках: в верхней данные по расчету на кислород, в нижней -- на озон, который обладает значительно большим запасом энергии. В дальнейшем мы будем именовать группы актива по их некислородным членам.

Мы видим из таблицы, что наибольший тепловой эффект дают литиевые и борные группы. Применение лития в качестве топлива ракеты отпадает заранее ввиду того, что он несравненно дороже бора, лишь немного превосходя его своей теплопроизводительностью. Затем следуют почти наравне друг с другом группы алюминиевая, силициевая, магниевая и водородная, если рассчитывать на сжижение паров воды, но при расчете на газообразное состояние воды водородная группа несколько уступает металлической, при расчете же на сжижение паров воды одновременно с применением озона -- несколько превосходит их. Затем следуют дающие смесь углекислоты с водою углеводородные группы: болотная, ацетиленная и нефтяная; еще меньший эффект дает чисто угольная группа и, наконец, группа из нефти и воздуха. Ввиду дешевизны более удобной для нас нефти, дающей притом больший эффект, применение угольной группы отпадает заранее. Что касается водородной группы, то вопрос об ее применении приходится считать открытым ввиду затруднительности хранения и дороговизны жидкого водорода. Весьма вероятно, что применение кремне-- и бороводородных групп окажется лучшим во всех отношениях, тем более, что добиться конденсации паров воды в сопле ракеты, т. е. утилизации ее скрытой теплоты испарения, нам безусловно не удастся во время развития ракетой большей части ее скорости, когда мы не можем довольствоваться сколь угодно малыми по всей j0 и

, а, по всей вероятности, не удастся и вообще, так как конденсирование паров воды потребовало бы расширения их от выхода из камеры сгорания до выхода из сопла в сотни тысяч раз и более. Применение металлических или борной групп требует для наличия в продуктах сгорания одновременно применения водородной, бороводородной или одной из углеводородных групп, или же присутствия избыточного водорода. Если критерием при составлении топлива будет служить наименьшая его стоимость, то руководящим принципом должен быть следующий: применение наиболее дешевых групп (т. е дающих наиболее дешевое реактивное действие: стоимость реакции определяется произведением

, где Ц -- стоимость топлива, т -- его вес и q -- его тепловой эффект) для частей топлива, расходуемых первыми, и переход от них к группам более теплопроизводительным

для частей топлива, расходуемых следующими. Согласно этому принципу и приведенной ниже таблице, топливо ракеты должно состоять из групп, следующих в таком порядке...

I. Нефтяная группа; если жидкий кислород окажется значительно дороже жидкого воздуха, то этой группе должна предшествовать группа из нефти и воздуха.

II. Болотная группа; если окажется возможным получить дешевый и безопасный жидкий ацетилен, то ей может предшествовать ацетиленная группа.

III. Водородная группа; применение ее находится в зависимости от стоимости производства и хранения жидкого водорода; весьма возможно, что водородная группа окажется неудобной и невыгодной и на ее месте будут совместно применяемые группы болотная, металлическая (Al, Si, Mg) и кремневодородная.

IV. Борная группа; совместно с ней водородная или бороводородная.

Относительно применения металлических групп будет сказано еще и ниже -- в гл. V и VI.

Будет ли применяться озон и начиная с какой группы, зависит от того, насколько дешевый, а главное -- безопасный жидкий озон нам удастся получать. От этого же в значительной степени зависит и применение водородной группы, так как для нее разница между кислородом и озоном наиболее ощутительна.

O2, O3, Н2, СН4, С2Н2, H4, ВH3 могут быть взяты на ракету, разумеется, только лишь в жидком виде, так как в газообразном они потребовали бы сосудов огромного объема и веса: бор должен быть взят в виде аморфного порошка, который пульверизируется в камеру сгорания струей водорода или болотного газа или примешивается к нефти перед ее поступлением в камеру сгорания. В1, Si и Н2 могут быть взяты в виде ВН3, В2Н3 и SiH4, а также в виде боро-- и кремнеуглеводородов. Автор, к сожалению, не имел возможности разыскать термохимических данных относительно этих, чрезвычайно интересных для данного вопроса, соединений.

Металлы могут быть употреблены в расплавленном виде или, как и бор, в виде порошков.

О коэфициенте полезного действия ракеты, т. е. об относительном количестве теплоты, которая будет превращаться в живую силу истечения трудно составить себе заранее точное представление; он зависит больше всего от степени расширения газов в сопле ракеты, т. е. от соотношения начальной и конечной упругостей. Последняя же зависит от отношения массы отброса

к поперечному сечению сопла и, кроме того, не может быть меньшей, чем упругость окружающей атмосферы. Коэфициент полезного действия ракеты будет поэтому большим в те периоды полета, когда ракета будет свободным космическим телом в безвоздушном пространстве, когда для нее будут достаточны сколь угодно малое j0 и

, и меньшим в те периоды полета, когда ракета будет находиться в пределах атмосферы значительной плотности и когда ей будет необходимо j0, не меньшее некоторой определенной величины (гл. VI и VIII). При последних условиях коэфициент полезного действия будет, по-видимому, иметь величину от 50 до 75%. В целях повышения полезного действия мы должны иметь возможно большее начальное давление (в камере сгорания) и возможно меньшее конечное (в конце сопла)1, чтобы достичь последнего, не увеличивая поперечного сечения сопла и, вместе с тем поперечного сечения всей ракеты и сопротивления атмосферы. Может оказаться более выгодной замена одного сопла несколькими, последовательно расположенными и выходящими под небольшим углом к боковой поверхности ракеты, задний конец ракеты в подобном случае можно сделать заостренным, обтекаемой формы. Питаться эти сопла могут из одной или из нескольких же камер сгорания -- как окажется конструктивно удобнее.

1 В принципе мысль автора верна, так как действительно к.п.д. двигателя будет повышаться с увеличением давления в камере сгорания. Однако при учете веса камеры сгорания при высоких давлениях, а также веса обслуживающих подачу топлива агрегатов итти на повышение давления в камере сгорания вряд ли имеет смысл.

Расчет автора на гидраты окислов неправилен, они не смогут образоваться в камере сгорания. Упущен бериллий -- наиболее калорийный металл. (Прим. ред.).

Вследствие неполной утилизации теплоты химической реакции действительные значения u будут меньшими, нежели вычисленные в таблице. Если бы коэфициент полезного действия равнялся соответственно 50 и 75%, то действительное значение u было бы соответственно равно около 3/4 и 7/8 его вычисленного значения, соответственно чему n имело бы значение n4/3 и n8/7 от вычисленных значений.

ГЛАВА IV

ПРОЦЕСС СГОРАНИЯ, КОНСТРУКЦИЯ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ И СОПЛА

Весьма существенным является вопрос о температурах в камере сгорания и сопле. Если бы полное соединение компонентов топлива могло произойти сразу, то в камере сгорания температура должна была подняться до

Т = 208 Qm,

(5)

где Q к кал/г -- средняя теплотворная способность грамма соединения, а m -- средний молекулярный вес продуктов сгорания, если считать их газообразными. При твердых или жидких продуктах температура должна была бы быть и еще выше. Происходящая при высоких температурах диссоциация молекул не даст, однако, пройти химической реакции сразу полностью; при некоторой температуре (выше 3000®) для всех реакций наступит химическое равновесие, после чего дальнейшее их течение возможно будет лишь по мере потери тепла газами при их расширении в сопле. Таким образом тепловая энергия реакций будет реализоваться первоначально не адиабатическим процессом, а процессом, более близким к изотермическому. Адиабатический процесс наступит, когда газы, расширяясь в сопле, потеряют столько тепла, что реакции смогут пройти до конца, не поднимая температуры смеси до температуры значительной диссоциации ее компонентов. Для конструкции ракеты эти явления имеют следующее значение: для реализации того же количества теплоты соединений при постепенном сгорании мы должны иметь большее отношение конечного объема газов к начальному, т. е. больших размеров сопло. С другой стороны, в камере сгорания и в начале сопла мы будем иметь меньшую температуру, чем та, какая была бы при полном сгорании в камере. Из формулы (5) видно, что, задавшись по конструктивным соображениям некоторой предельной температурой в камере сгорания, мы получим значительно более полное первоначальное сгорание и меньшую длину процесса догорания для соединений с меньшим молекулярным весом. С этой точки зрения наиболее удобными являются группы с Н2, СН4, C2H2, нефтью и Li, несколько менее SiH4, BH3 и наименее удобными чисто металлические группы Si, Mg, борная и особенно -- алюминиевая.

Конструировать камеру сгорания и сопло придется следующим образом: те поверхности, которые будут подвержены действию температур более высоких, чем может выдержать самый огнеупорный материал, нужно сделать металлическими (медными или из одного из тугоплавких металлов, как хром или ванадий) и подвергнуть интенсивному охлаждению снаружи жидкими газами, подающимися в камеру сгорания. Произвести расчет этого охлаждения до соответствующих экспериментов относительно количества тепла, какое будут получать поверхности камеры лучеиспусканием и теплопроводностью горящей смеси, не представляется возможным. Остальные поверхности можно облицевать изнутри достаточно огнеупорными материалами, по возможности изолировав их от наружной конструкции, которой можно дать, в случае надобности, умеренное охлаждение. Если окажется неудобным или невозможным доводить температуру в камере сгорания и в начале сопла до той, при которой происходит уже значительная диссоциация компонентой продуктов сгорания, мы можем искусственно поддерживать ее на некотором заданном уровне, подавая один из компонентов топлива (металлы или кислород), не сразу все в камеру сгорания, а только часть, остальное же его количество подводить в разных местах сопла по мере потери тепла первоначально заданной смесью.

ГЛАВА V

ПРОПОРЦИОНАЛЬНЫЙ ПАССИВ

В пассивных массах ракеты, т. е. в массах, не относящихся к топливу μ, мы можем различить две существенно различные части:

1) абсолютный пассив m, к которому относятся люди со всем необходимым для их жизни и выполнения заданной им операции и благополучного спуска на земную поверхность по окончании функционирования ракеты как таковой;

2) пропорциональный пассив m1 -- массы всех предметов, обслуживающих функционирование ракеты, к каковым относятся: а) сосуды для топлива, б) камеры сгорания, в) сопло, г) приборы и машины, перемещающие топливо в камеру сгорания, и д) все части, связывающие предметы первых четырех категорий и придающие прочность всей конструкции ракеты. Эту часть массы мы назовем "пропорциональным пассивом", ввиду того что по конструктивным законам он в общем должен быть по своей массе приблизительно пропорционален массе обслуживаемого им топлива, пока это последнее не превосходит некоторой величины; при больших значениях μ отношение

растет. Исходной точкой конструирования ракеты является ее наперед устанавливаемый m, а с ним уже согласовываются μ и m1; m остается постоянным все время полета; μ постепенно расходуется, а m1 может быть изменяем при нашем на то желании, соответственно уменьшающимся массам топлива μ и расхода

.

Обозначим отношение

=q и предположим, что все время у нас функционирует один и тот же несменяемый пропорциональный пассив m1. Тогда m1=μq; Мк = m+m1 = m+ μq. Подставив это значение Мк в формулу (26), получаем:

μ = (m+ qμ)(n-1)

откуда

(6)

тогда как при m1=0 мы имели бы μ = m(n -- 1). Мы видим из формулы, что, пока

, мы получим для μ значения, лишь немногим отличающиеся от тех, какие мы имели бы при m=0*, но, по мере увеличения q, μ растет, превращаясь в бесконечность при

, что означает теоретическую невозможность построить ракету при подобных данных. Практическая же возможность наступает ранее; при

мы уже получили бы удвоение μ**.

Для того же чтобы масса ракеты не увеличивалась значительно из-за присутствия в ней масс m1 и необходимости сообщать им скорость наравне с m, желательно иметь примерное отношение

***

(7)

где ni -- нагруженноеть того участка, на протяжении которого бессменно функционирует один и тот же m1 и по окончании которого он может быть отброшен, чтобы не обременять ракету своей излишней массой, после чего и начинает

* В самом деле формулу (6) можно представить в виде

следовательно, если

то μ будет близкой к m (n-1). При увеличении q разность

будет стремиться к нулю и μ " ∞ при условии функционирования одного и того же m1 на всем полете.

** Здесь речь идет об удвоенном μ по сравнению с μ при m1 = 0.

*** Условие

показывает, что при выборе q в согласии с этим условием мы будем иметь значение μ, пропорциональное μ0= m(n -- 1) в следующей последовательности:

и чем выше значение К, тем ближе μ к μ0. (Прим. ред.). функционировать другой комплект m меньших размеров и меньшей массы, соответственно уменьшившимся массам топлива и расхода. Обе стороны неравенства (7) неодинаково способны поддаваться нашим усилиям к их изменению; величина q определяется степенью технического совершенства в построения предметов m1 и хотя и может быть большей или меньшей в зависимости от различных условий, но имеет все же некоторый жесткий минимум, которого мы при данных имеющихся в нашем распоряжении материалах и при данном развитии строительной техники преодолеть не в состоянии. Величину ni, мы можем уменьшать по произволу вплоть до 1*, деля траекторию ракеты на большее число участков с меньшей Wiдля каждого. Число участков и соответственно число комплектов m1 определяется в зависимости от той относительной величины расходуемого топлива, какую мы найдем удобным обслуживать одним бессменным комплектом m1 а именно -- это число должно быть равно

, где ni -- нагруженность каждого из участков траектории. Если бы мы захотели применить однокомплектную систему для всего полета, то получили бы слишком ничтожный абсолютный предел для величины q. Теоретический минимум W, необходимый для совершения полета чисто ракетным способом, равен, как мы увидим ниже, 22 370 м/сек: соответствующие значения n1, вычисленные в предположении 100% коэфициента полезного действия ракеты, даны в третьем столбце цифр на стр. 24.

Принимая во внимание все утечки энергии и несовершенства, мы можем утверждать, что действительное значение n при W=22 370 м/сек будет не менее 100, а если мы захотим использовать топливо подешевле и применим частью углеводородные группы, то и более 100. Следовательно, при q= 1/99 масса топлива по формуле (6) уже превращалась бы в бесконечность, при g =1/200 удваивалась бы, между тем 1/200μ -- это величина очень и очень тесная, вернее -- вовсе невозможная для массы всего комплекта m1. Даже если мы примем W=14 460 м/сек и возьмем соответственно n2 = 20 (стр. 24), то и то получаем удвоение μ при трудно выполнимом отношении m1 = 1/40 μ.

Практически наилучшей системой будет поэтому двухкомплектная для машин и приборов и трехкомплектная для

* Так как

-- , а Мiк включает в себя μ для i+1 участка, потому ni=1 не лишено смысла. (Прим. ред.). сосудов, как более громоздких частей m1. Если мы опять положим n= 100, то абсолютный предел q поднимается с 1/99 (при однокомплектной системе) до 1/9 при двухкомплектной и до

при трехкомплектной системах*. Несколько-комплектная система хотя и дает бóльший простор в конструировании предметов m1 и избавляет нас от провала всего предприятия из-за невозможности сконструировать достаточно легким m1, но все же не совершенно ликвидирует вредное влияние масс m1 на величину массы ракеты: значение μ по формуле (6) получается все же бóльшим того, какое бы мы имели при полном отсутствии m1.

Если мы применим несколькокомплектную систему, разделив траекторию на несколько участков с равными Wi для каждого из них, то для всего полета получится увеличение массы в

(6а)

раз (где К -- число участков) сравнительно с массой, какую ракета должна была бы иметь при отсутствии m1.

* Чтобы получить цифры, указанные Кондратюком, для двухкомплектной системы q = 1/9 и для трехкомплектной

необходимо помнить, что автор каждому участку дает комплект, а каждый участок имеет одно и то же Wi, следовательно, для однокомплектной системы имеем W, для двухкомплектной системы имеем ҐW= Wi и для трехкомплектной WiSW. Так как

, то для двухкомплектной

и для трехкомплектной

Таким образом можно представить ni -- многокомплектную систему через n однокомплектных систем следующим образом:

Для трехкомплектной системы автор дает значение

, а надо

.

(Прим. ред.).

Примечание. Основание степени этой формулы мы получаем, если к правой части уравнения (6) прибавим m+m1 и затем вынесем mn1 за скобки1.

Примечание редактора первого издания. В пределе при K = ∞ дробь в формуле (6) принимает значение:

Можно предложить такое решение вопроса об m1, при котором вредное влияние присутствия масс m1 устраняется почти совершенно. Решение это заключается в следующем: как и при несколькокомплектной системе, конструируется несколько комплектов m1 постепенно убывающей величины; материалом для конструкции служат по возможности преимущественно алюминий, кремний, магний; части, требующие особой огнеупорности (внутренняя поверхность камеры сгорания), делаются из подходящих сортов графита, карборунда корунда. Комплекты, становящиеся по своей величине излишними вследствие уменьшившейся массы ракеты, не отбрасываются, а разбираются и поступают в камеру пилота на переплавку и раздробление, чтобы затем быть употребленными в качестве химических компонентов топлива. Такое решение является идеальным, так как при нем в качестве вредных масс m1 остается лишь последний, самый меньший комплект, все же предыдущие являются компонентами топлива, временно исполняющими функции m1. Так как разборка и дальнейшее преобразование предметов m1 требуют некоторого времени, то при такой системе деление траектории ракеты на участки, обслуживаемые бессменными комплектами m1, уже не является произвольным: первая смена комплектов не может быть произведена ранее достижения ракетою состояния свободного спутника Земли; последняя смена не может быть произведена позднее того, как ракета при возвращении потеряет скорость настолько, что не сможет быть уже свободным спутником Земли. Этими двумя сменами удобнее всего и ограничиться, тем более, что они соответствуют делению траектории на три участка с приблизительно равными W1 для каждого. Для разборки предметов m1 в безвоздушном пространстве и преобразовании их в компоненты топлива потребуются некоторые добавочные приспособления. Тем не менее, следует приложить все усилия именно к такому решению вопроса об m1 так как оно облегчает основную трудность всего предприятия, уменьшая необходимую массу ракеты, весьма большая величина которой лишь и является практически трудно преодолимым материальным препятствием к завоеванию межпланетных пространств и тел солнечной системы, что теоретически не представляет каких-либо особых трудностей.

1 Запас топлива при m1=0 по формуле (6) будет:

Полный вес, следовательно, будет μ+m, но так как при m1=0 μ=m(n-1) то μ + m= mn.

Следовательно, сравнивая веса ракеты при m1 `=0 с m1 = 0, имеем:

но

поэтому имеем:

и после преобразования получаем:

с другой стороны при многокомплектной системе n = niК, поэтому можно написать:

ГЛАВА VI

ТИПЫ ТРАЕКТОРИИ И ТРЕБУЕМЫЕ РАКЕТНЫЕ СКОРОСТИ

Примем следующие обозначения:

Jj

-- участки траектории ракеты, на которых она функционирует, т. е. сообщает себе ускорение;

Wу

-- "скорость улета" для данного состояния ракеты -- та скорость, на которую нужно увеличить имеющуюся скорость ракеты, чтобы она приобрела движение по -- параболической орбите относительно центра Земли;

Wв

-- "скорость возврата" для данного состояния ракеты -- та скорость, которой ракета обладала бы, когда, продолжая двигаться по своей орбите, она достигла бы земной поверхности (уровня моря);

W

-- "полная скорость улета" и "последующая скорость возврата", равная Wy, вычисленной для состояния неподвижности на уровне земной поверхности, равной Wв, вычисленной для состояния неподвижности в бесконечном удалении от Земли, или для ракеты, движущейся по параболической орбите равной "параболическая скорость"

(где R -- радиус Земли, a g -- ускорение силы тяжести на Земле) -- 11 185 м/сек;

V

-- скорость ракеты относительно центра Земли (а не земной поверхности) в данный момент;

r

-- расстояние от ракеты в данный момент до центра Земли;

Под "полетом" мы будем подразумевать движение ракеты до некоторой, бесконечно удаленной от Земли, точки и возвращение обратно, причем скорости ракеты у точки назначения и у земной поверхности должны быть равны нулю. Мы будем пока игнорировать сопротивление атмосферы и присутствие в пространстве иных тел, кроме Земли, так что наши выводы этого параграфа будут приблизительно верны лишь для участков траектории, лежащих вне атмосферы ощутимой плотности, не приближающихся к Луне, и для траекторий, размеры которых значительны в сравнении с радиусом земной орбиты.

Нетрудно видеть, что для каждого состояния ракеты мы будем иметь:

(8)*

Для ракеты в состоянии спутника Земли с круговой орбитой

* Формула, которую приводит автор

, может быть получена при условии, что параболическая скорость совпадает с направлением круговой скорости. Под V надо понимать

. В этих условиях Wy будет равна приведенной автором скорости. В случае, если параболическая скорость не совпадает с направлением круговой скорости, то

где γ -- угол между направлениями параболической и круговой скоростями. Скорость возврата

преобразовывается в

, если положить

и

(Прим. ред.).

В том случае, когда орбита не касается и не пересекает земной поверхности, как, например, всякая круговая орбита, наше определение величины Wв является фиктивным. В подобных случаях под Wв мы должны разуметь ту скорость, которою ракета обладала бы, если бы к живой силе ее движения была прибавлена энергия, обусловленная ее массой и разностью потенциалов силы земного тяготения между точками ее пребывания в данный момент и точкой на уровне земной поверхности, вне зависимости от того, может ли это суммирование энергий произойти в действительности при движении ракеты по данной ее орбите или нет. Нетрудно затем видеть, что Wy имеет различные значения для различных удаленных от Земли точек одной и той же орбиты (если только орбита не параболическая, для которой Му=0); наоборот, Wв имеет постоянное значение для всех точек одной и той же орбиты. Величины Wy и Wв имеют для нас следующее значение:

1) Wy, взятая для перигея (ближайшей к центру Земли точки орбиты), есть теоретический минимум W (т. е. вычисленный лишь на основании закона сохранения энергии), необходимый для того, чтобы двигающаяся по данной орбите ракета приобрела движение по параболической орбите, следуя по которой ракета может выполнить первую половину "полета" -- движение до бесконечно удаленной точки;

2)Wв есть теоретический минимум W, необходимый для того, чтобы двигающаяся по данной орбите ракета достигла земной поверхности с нулевой скоростью и тем завершила вторую половину полета.

Для доказательства первого положения мы сравним между собою Wy1 и Wy2, вычисленные для двух точек а1 и а2 одной и той же орбиты, разность между потенциалами силы земного тяготения в которых равна бесконечно малой α. Если для более далекой из точек -- точки а1, -- мы имеем по формуле (8)]

то для более близкой точки а2 получим:

но

Примечание редактора первого издания. Так как при эллиптических скоростях

то

и скобка положительна.

Таким образом по абсолютной величине, которая нас сейчас только и интересует, Wy2 < Wy1. Следовательно, Wy имеет минимум в точке перигея данной орбиты, который и является теоретическим минимумом ракетной скорости, необходимой для перехода на параболическую орбиту, что и требовалось доказать.

Для доказательства второго положения мы сравним между собой Wв1 и Wв2, получающиеся в двух случаях: в первом ракета, двигаясь по некоторой орбите, получила приращение скорости u в точке а1; во втором, двигаясь по той же орбите с тою же скоростью, ракета получила той же величины отрицательное приращение скорости в другой точке а2, причем разность потенциалов силы земного тяготения между точками а1 и а2 равна бесконечно малой α. Если в первом случае мы по формуле (8) будем иметь

то во втором получим:

но

Таким образом Wв2 < Wв1 следовательно, мы получим тем меньшую Wв, чем ближе к Земле будут находиться точки, в которых ракета сообщает себе замедления. Минимум Wв мы получим, сообщая ракете отрицательные приращения скорости на уровне земной поверхности. Чтобы ракета завершила полет, мы должны погасить на уровне земной поверхности всю скорость, какой ракета будет обладать и которая будет равна Wв данной орбиты, что и требовалось доказать.

Оба предыдущие положения можно пояснить следующим образом.

Некоторый данный расход заряда ракеты сообщает ей некоторое определенное положительное или отрицательное приращение скорости независимо от состояния покоя или движения самой ракеты, но так как энергия ракеты относительно Земли -- ее живая сила -- пропорциональна квадрату ее скорости относительно Земли же, то некоторое данное приращение скорости представляет собою большее положительное или отрицательное приращение живой силы, тогда, когда оно происходит при большей первоначальной скорости ракеты; например, приращение скорости, равное 4, приложенное к скорости, равной 2, представляет собою приращение живой силы

тогда как то же приращение скорости, равное 4, приложенное к скорости, равной 20, представляет собою приращение живой силы

Таким образом, с точки зрения энергии ракеты относительно Земли, реакция выделения действует на ракету тем сильнее, чем больше скорость самой ракеты. Но скорость свободно движущейся ракеты будет наибольшей в точке наибольшего приближения ее к Земле, следовательно, и действие реакции в этой точке будет наиболее выгодным как в тех случаях, когда необходимо сообщить ракете достаточную энергию для улета от земли, так и в тех, когда нужно лишить ее энергии для благополучного спуска на землю.

Таким образом мы видим, что W может достичь минимального значения 2w лишь при том обязательном условии (но еще недостаточном), чтобы все ускорения и замедления производились на уровне земной поверхности: поскольку это невозможно, W будет тем меньшей, чем ближе к уровню земной поверхности будут расположены Jj. Итак, близость к земной поверхности всех участков собственного ускорения ракеты Jj является первым требованием, какое мы должны предъявлять к траектории ракеты во избежание излишнего возрастания необходимой ракетной скорости -- W. Разность W -- 2w мы назовем "перерасходом ракетной скорости" и обозначим через Л. Под Лi "перерасходом данного участка" -- будем разуметь ту часть всего перерасхода Лi, которая явились неминуемым следствием условий прохождения ракетой данного участка ее траектории. В общем случае

(9)

где V1, V2, r1, r2 -- данные соответственно для начала и конца участка i. Верхний знак следует брать при "эллиптических" скоростях ракеты

для первой половины "полета"; во всех остальных случаях следует брать нижний знак. Если разность потенциалов силы земного тяготения в концах данного участка равна бесконечно малой α, то при полете без сопротивления среды будем иметь:

(10)

Верхний знак следует брать при эллиптических скоростях, нижний -- при гиперболических. Параболическая траектория сама по себе перерасхода не дает, так как при ней всегда

Индекс при букве Л будет обозначать тот физический фактор, следствием которого явился перерасход. Например, в формуле (10) мы имеем Лig: перерасход является последствием ускорения силы тяжести; индекс s будет обозначать суммированное влияние всех факторов; c -- влияние сопротивления атмосферы с двумя подразделениями сн и св, о которых будет сказано в гл. VIII. Согласно изложенному, иь всех форм траекторий обязательно дают Л те, в которые входят в качестве элементов элементы свободных орбит, не касающихся и не пересекающих земной поверхности, так как при наличии в траектории подобного элемента "первое требование" (см. выше) оказывается заведомо невыполнимым. Наибольший Л дает присутствие в траектория элемента круговой орбиты некоторого конечного радиуса.

Вторым требованием, какое мы должны предъявлять к траектории ракеты для достижения возможно меньшего Л, является возможно меньший угол β между направлениями силы реакции и касательной к траектории. Абсолютное значение V изменяется в зависимости не от всего собственного ускорения ракеты j0, а лишь от его тангенциальной слагающей, равной j0 cos β; мы получаем, следовательно,

Лiβ=Wi(1 -- cosβ)

(11)

Траекторию всего полета мы разделим условно на три участка.

1)Ту -- "траектория улета" -- участок траектории, начинающийся на земной поверхности и оканчивающийся в некоторой бесконечно удаленной точке;

2)Тс -- "связывающая траектория" -- участок траектории, начинающийся в конце Ту и оканчивающийся в некоторой другой, бесконечно удаленной точке;

3)Тв -- "траектория возврата" -- участок, начинающийся в конце Тс и оканчивающийся в точке на земной поверхности. Соответственно указанным обозначениям примем и обозначения Wyл, Wсв, Wвоз.

Обозначим:

Θ

-- угол между траекторией в данной точке и плоскостью горизонта;

β

-- угол между направлением собственного ускорения j0 и траекторией в данной ее точке;

λ = Θ + β

-- угол между направлением j0 и плоскостью горизонта. Углы Θ и β считаются положительными, когда касательная к траектории направлена вверх от плоскости горизонта, а j0 направлено вверх от касательной к траекториии.

Смысл нашего деления траектории такой: в бесконечном удалении от земли сила земного тяготения ничтожна, а сопротивление земной атмосферы отсутствует. Вследствие этого Тс поскольку она вся находится в бесконечном удалении от Земли, может иметь произвольную форму и при всякой форме ее может быть проделана ракетою со сколь угодно малыми j0, V и Wсв. Практически к Тс можно приравнять участок траектории, находящийся от Земли на расстоянии нескольких десятков земных диаметров. Wсв на практике определяется в значительной степени количеством времени, какое мы найдем удобным назначить для прохождения Тс. Наоборот, Ту и Тв находятся своими частями в пределах сферы сильного тяготения и отчасти в пределах сопротивляющейся среды -- атмосферы; поэтому та или иная величина W, а следовательно, и Л всецело зависят от той геометрической формы и тех скоростей, какие мы выберем для Ту и Тс в дальнейшем. Поэтому, разбирая различные типы траекторий, мы будем иметь в виду из них лишь участки Ту и Тв, оставляя в стороне относительно для нас неважную Тс. Так как при отсутствии сопротивления среды тождественные по форме и абсолютной величине скоростей в соответственных точках Ту и Тв требуют для своего выполнения равных ускорений в соответственных точках, то и Wу и Wвоз для этих Ту и Тв будут между собой равны. Приводимые ниже выкладки относятся поэтому одинаково к Ту и Тв, поскольку они лежат вне пределов атмосферы ощутимой плотности.

Нетрудно видеть невозможность построения такой траектории, которая одновременно вполне отвечала бы обоим изложенным выше требованиям (стр. 37 и 38) для достижения наименьшего перерасхода скорости Л. Типом траектории, вполне отвечающим "второму требованию", является "радиальный", Ту и Тв которого представляют собою продолжения земных радиусов. Согласно "первому требованию", в радиальной трактории мы должны по возможности сократить Jj, сообщая ракете j0 возможно большей величины, начиная от точки отправления и непрерывно до той точки, в которой ракета будет уже обладать параболической скоростью

; при возвращении с соответсвенной точки должно начинаться j0 -- "собственное замедление" ракеты. Положим для упрощения, что ускорение силы тяжести на всем протяжении Jj таково же, как и на земной поверхности g.

Обозначим:

где j0 -- собственное ускорение, а jρ -- замедление, сообщаемое ракете силою сопротивления атмосферы, и j -- векториальная сумма их (в данном случае при радиальной траектории она равна алгебраической разности), которую мы будем называть "механическим ускорением", соответственно чему j -- коэфициент превосходства механического ускорения над ускорением силы тяжести. При подобных допущениях и обозначениях будем иметь из формулы (9):

(12)*

* Формула (12) из формулы (9) получается следующим образом.

Полагая j= j0 + jρ и g=g0, можно написать

Так как

, имеем

.

Интегрируя при начальных условиях V=0 и r=R, имеем:

но, так как

W2 = 2gR,

то, заменяя V через W, получим:

jr -- jR -- gr = 0;

отсюда

Но так как

то, заменяя здесь r через

имеем

Теперь обратимся к формуле (9) и определим Лg. Так как j0 сообщается ракете непосредственно у земли, то g=g0, V2 -- скорость ракеты в бесконечности и, следовательно, V2=0; V1 -- скорость у земли так же равна нулю, r2 = ∞, r1 = 1, так как r1=R в силу того, что скорость сообщается у Земли. Таким образом из сделанных предпосылок имеем Лg =Wi -- w. Но

следовательно,

или, вводя обозначение

будем иметь:

т. е. получили формулу (12).

Разложение в ряд подкоренного выражения при условии j> > 1 приводит к выражению следующего вида:

, а не к такому, которое приводит Кондратюк, т. е.

. (Прим. ред.).

или, упрощая при j > > 1;

Эти значения, несколько больше действительных при конечных значениях j, мы и примем за приблизительные значения перерасхода от действия силы тяжести при радиальной траектории полета ракеты, принимая j > 5 (для меньших значений j радиальная траектория вовсе непригодна).

Типом траектории, отвечающим "первому требованию", является "тангенциальный" (фиг. 1): от точки отправления o до точки b ракета движется параллельно земной поверхности по дуге большого круга, горизонтальное движение ракеты достигается направлением j0 под таким углом β к горизонту и траектории, чтобы сила Mj0 sin β уравновешивала собою избыток силы тяжести ракеты над

Фиг. 1. Типы траекторий. Жирными линиями показана Ту, пунктирными -- участки свободного полета по эллиптическим и параболическим орбитам.

ее центробежной силой; до точки d1 угол β должен быть положительным, после же этой точки, в которой

β делается отрицательным, так как центробежная сила будет уже превышать силу тяжести. Движение по кругу продолжается до тех пор, пока необходимый для его поддержания угол β, все увеличивающийся (по абсолютной величине) с возрастанием скорости и центробежной силы, не достигнет такой величины, что Лβ [формула (11)] станет ощутимо вредной частью перерасхода. По достижении углом β (соответственно скорости ракеты) такого значения ракета движется некоторое время при постоянном β, уже удаляясь от земной поверхности с все возрастающим углом Θ. Когда в точке b1 становится практически вредной величиной и Лg вследствие все возрастающей разности потенциалов силы тяжести между точкой нахождения ракеты в данный момент и перигеем той орбиты, по которой ракета получила бы движение, если бы j0 было прекращено (о влиянии этой разности на Wy см. стр. 35), функционирование ракеты прекращается, и от точки b1 до точки b2 ракета свободно движется по эллиптической орбите. В точке b2, симметричной точке b1 (относительно большой оси эллипса), j0 опять возобновляется при β < 0, чтобы Jj прошел возможно ближе к Земле, и продолжается до точки с1, отвечающей тому же условию, что точка b1 за точкой с1 опять следует свободная эллиптическая орбита -- с1 -- с2, потом опять расположенный вблизи земной поверхности Jj = с2 -- е1 и т. д., пока мы по прохождении последнего Jj не получим требуемых параболических скорости и орбиты: При тангенциальной траектории Лgβ, который будет получаться после прохождения ракетою точки d1 теоретически может быть сделан сколь угодно малым посредством достаточного сближения между собою точек d и b1, b и b1, b2 и с1, с2 и е1 и т. д., причем лишь будет увеличиваться число промежуточных эллипсов и продолжительность полета. Этой частью Лgβ, как зависящей в значительной степени от нашего произвола, мы будем пока пренебрегать; наоборот, Лβ, получающийся до точки d1 имеет определенный теоретический минимум, равный приблизительно (при j > > 1)

(13)

Это приблизительное значение мы и примем для дальнейшего. Кроме меньшего более чем в 3 j раз перерасхода, тангенциальная траектория имеет еще и то большое преимущество, что, производя отправление и возвращение ракеты в экваториальной плоскости с запада на восток, мы, вследствие вращения Земли вокруг своей оси, получаем для всего полета экономию ракетной скорости W, равную удвоенной скорости движения земной поверхности:

2U=920 м/сек.

Помимо трудности требуемого при тангенциальной траектории точного управления, она обладает еще одним недостатком, который делает применение ее в чистом виде при отправлении невозможной Ту тангенциального типа требуют точки отправления вне атмосферы ощутимой плотности, так как в противном случае, вследствие большой длины участков, расположенных на уровне точки отправления и немногим выше ее, неимоверно возрос бы Лс, во много раз перевысив собою экономию W, получающуюся от меньшего при тангенциальной траектории перерасхода Лgβ и от утилизации скорости вращения земной поверхности. Практически наивыгоднейшим типом Ту явится поэтому не тангенциальный, а некоторый компромиссный, начинающийся дугою спирали, примерно показанный на обложке. Угол Θ для этой спирали должен быть тем меньшим, чем меньше будет возможная величина j0 (и чем больше для нас будет поэтому иметь значение Лgβ) и чем меньшим будет замедление jρ, вызываемое сопротивлением атмосферы. Для этого среднего типа траектории Лgβ будет иметь значение, среднее между

В дальнейшем мы будем считать, что при Θ < 30® и при j > 3, если ракета не пользуется авиационными крыльями, или j > 1, если ракета ими пользуется,

(14)

при обязательном условии применения поддерживающих поверхностей авиационного типа, если только будет j < 2. Что касается Тв тангенциального типа, то она применима в почти чистом виде и может дать очень большую экономию Wвоз вследствие полезного для нас при возвращении сопротивления атмосферы, которое будет помогать гасить скорость возврата ракеты. Об этом будет сказано отдельно ниже -- в гл. IX.

ГЛАВА VII

МАКСИМУМ УСКОРЕНИЯ

Из формул (12), (13), (14) мы видим, что Л, а следовательно, и W и n уменьшаются с увеличением j и j; нам важно, следовательно, выяснить, каково максимальное механическое ускорение j, которое мы сможем сообщить ракете. Механическое ускорение -- это ускорение, вызываемое равнодействующей сил, действующих исключительно на наружные части ракеты, которое и будет ощущаемо внутри ракеты, тогда как ускорение силы тяготения, приложенное одинаково ко всем частям массы ракеты, внутри ее обнаруживаемо не будет. Величине j предел может быть положен со стороны четырех факторов: 1) приспособленности и выносливости конструкции ракеты; 2) выносливости организма пилота; 3) сопротивления атмосферы, которое возрастает вместе с увеличением скорости и может сделать более выгодным применение меньшего j до прохождения слоев атмосферы значительной плотности, несмотря на формулы (12), (13) и (14); 4) со стороны конструктивных затруднений в постройке достаточно легких и портативных предметов пропорционального пассива (баки, насосы, форсунки и т. п.), которые обладали бы достаточной производительностью для сообщения ракете большего ускорения. Третий фактор может иметь существенное значение лишь для относительно небольшого участка вблизи земной поверхности -- о нем будет ниже в гл. VIII. Выносливость ракеты зависит от того, насколько выносливой мы захотим ее построить. Факторами, которые могут поставить верхний предел j для большей части Ту, являются поэтому выносливость человеческого организма, которая менее всего способна поддаваться нашим усилиям к ее повышению, и размеры предметов m1 которые мы не можем сделать легче и портативнее некоторого предела, определяемого современной машиностроительной техникой.

Слишком большое j может оказаться вредным и даже смертельным для пилота вследствие того, что все жидкости живого организма и прежде всего кровь устремляются в те части тела, которые расположены против направления кажущейся тяжести, создаваемой ускорением j. Если бы, например, человеку ростом 200 см мы сообщили на достаточно продолжительное время ускорение j=10g по направлению вдоль его тела от пяток к голове, в давлении крови на подошвах и темени образовалась бы разница около 2 ат, вполне, вероятно, достаточная для того, чтобы голова оказалась совершенно обескровленной, а на ногах полопались кровеносные сосуды, если только против этих явлений не принять специальных мер. Первым условием того, чтобы организм возможно легче переносил механической ускорение j, является возможно меньшая высота столба крови по направлению его, т. е. лежачее положение тела по отношению к кажущейся вертикали, которая совпадает с направлением j. Отеку нижних (т. е. лежащих против направления j) частей тела и отливу крови от верхних можно помешать, противопоставив внутренней разности давлений крови такую же разность внешних давлений со стороны жидкости, равного с кровью удельного веса, в которую тело должно быть погружено. Иначе можно помешать перемещению масс крови, поместив обнаженное тело в гладкую, твердую, плотно везде прилегающую форму. И тот и другой способы, одинаково радикально спасая от отеков (в случае применения большого ускорения) наружные поверхности тела, совершенно неприменимы к внутренней поверхности легких. Между тем, именно на внутренней поверхности легких наиболее нежные кровеносные сосуды подходят вплотную к воздушным промежуткам, не будучи от них отделены никакой мало-мальски прочной тканью. Так как абсолютная плотность заполняющего легких воздуха ничтожна в сравнении с плотностью крови, то получающаяся между верхней и нижней поверхностями легких разность давлений, равная -- dhj, где d -- абсолютная плотность крови, а Л -- высота легких по направлению j, ничем извне, т. е. из пространства легочных пузырьков, уравновешена не будет. Если эта разность превзойдет предел сопротивляемости капиллярных сосудов и ткани легочных пузырьков, то произойдет сначала отек, а затем кровоизлияние нижней поверхности легких. Грудная полость представляет своим устройством и еще одно специальное препятствие для развития большого ускорения: в ней помещаются рядом органы значительно различного удельного веса -- сердце и легкие. При сообщении телу ускорения более тяжелое сердце будет терпеть в грудной клетке смещение в противоположную сторону, что при известной интенсивности этого явления может плохо отразиться на деятельности сердца и на соседнем левом легком, которое будет терпеть деформацию. Таким образом предел допустимого для человеческого организма ускорения будет поставлен сопротивляемостью отеку внутренней поверхности легких и сопротивляемостью смещению прикрепления сердца. Тем, в какую сторону сердце лучше будет выносить напряжение -- вперед и назад -- определится, быть ли человеку грудью или спиной к направлению ускорения. Выносливость легких можно значительно повысить вращением корпуса человека вокруг его продольной оси, которая будет перпендикулярна направлению ускорения. При подобном вращении мы, вероятно, достигли бы того, что кровь не успевала бы приливать ни к одной из частей легких, так как все они поочередно менялись бы своими положениями относительно направления кажущейся тяжести. При подобном вращении тела сердце терпело бы, однако, уже не одностороннее постоянное смещение, а кругообразное, что неизвестно как отразилось бы на нем и на соседнем левом легком. Всестороннее основательное изучение выносливости человеческого организма по отношению к j вполне можно произвести на большой центробежной машине, самой удобной и дешевой формой которой для данного случая было бы подобие "гигантских шагов" с двумя канатами, на одном из которых помещалась бы опытная камера для пилота, а на другом -- противовес. Некоторые указания на величину допустимого j мы можем почерпнуть из опыта катанья на гигантских шагах и опытов современной авиации. На гигантских шагах ускорение достигает нередко значения j=2 и бывает при этом довольно продолжительным. Летчики же во время фигурных полетов выдерживают кратковременные ускорения до j=8, а довольно продолжительные -- до j=2. И в том, и в другом случае никаких заметно вредных последствий не обнаруживается.1 Принимая во внимание, что при катании на гигантских шагах и при полетах на аэроплане положение человеческого тела относительно направления j бывает продольное, т. е. как раз самое невыгодное, так как размеры легких по направлению от плеч к тазу являются наибольшими, мы имеем основания предположить, что при благоприятных условиях, а именно -- прежде всего при поперечном положении тела, человек смог бы перенести в течение 3 мин. (больше и не требуется) без особенного вреда для себя j = 5. Если же окажется возможным применить вращение тела вокруг его продольной оси, то величина допустимого j превзойдет, возможно, и 10. Соответствующие значению j=5 значения Лgβ будут: для радиальной траектории Лgβ ≈ 0,111w и для тангенциальной Лgβ ≈ 0,007w. Значению Лgβ = 0,111w при 2w : u = 5 , каковое соотношение мы и будем приблизительно иметь в действительности, соответствует увеличение n в 1,87 раз. Что касается конструктивных возможностей в построении предметов пропорционального пассива достаточно портативными при большой производительности их для получения соответственно большого j0, то вопрос этот до соответствующих технических исследований приходится оставлять открытым. По всей вероятности, именно этот конструктивный фактор и поставит практически верхний предел для j0.

1 Исследования последних лет показывают, что человек может в положении лежа на спине выдерживать ускорения значительно выше, чем приводит автор. (Прим. ред.).

ГЛАВА VIII

ДЕЙСТВИЕ АТМОСФЕРЫ НА РАКЕТУ ПРИ ОТПРАВЛЕНИИ

При отправлении важным фактором перерасхода ракетной скорости Л явится сопротивление атмосферы, которое, во-первых, само по себе понизит действительное ускорение J ракеты относительно центра Земли

и тем будет уменьшать V и, во-вторых, заставит нас дать углу Θ значение больше нуля во избежание чересчур большой скорости ракеты в пределах атмосферы значительной плотности и, соответственно, во избежание чересчур большего Лс. Увеличение же Θ влечет за собой, согласно формуле (14), и увеличение Лgβ. Кроме того, мы можем быть вынуждены на некотором участке в начале Ту уменьшить j и V во избежание катастрофического перегрева поверхности ракеты.

Явление сопротивления среды и нагревания движущихся поверхностей теоретически изучены очень слабо, а экспериментального материала для скоростей, выражаемых километрами в секунду, нет или почти нет. Поэтому все, что мы можем знать заранее об указанных явлениях, это приблизительная их величина, определенная на основании упрощенных законов зависимости сопротивления и нагревания движущихся поверхностей от их формы, угла наклонения и скорости движения и от плотности, химического состава и температуры среды. О точном вычислении этих явлений сейчас не может быть и речи, так как они таковому не поддаются даже и для скоростей, при которых можно пренебрегать изменением плотности среды вблизи движущегося тела. В основание наших выкладок положим приблизительно в общем верную формулу:

где Q — сила сопротивления в кг; S — площадь поперечного сечения тела в м2; k — коэфициент пропорциональности, равный k = 0,25 по экспериментальным данным для скоростей, близких к скорости звука, при которых он имеет максимум; V1 — скорость тела относительно воздуха в см/сек; с — коэфициент, зависящий от формы тела и равный единице для нормально поставленной плоскости, и Δ = ρh/ρ0 — отношение плотности атмосферы в точке нахождения ракеты в данный момент к плотности ее на уровне моря.

Так как на протяжении всей настоящей работы нам оказалось удобнее оперировать с ускорениями, нежели с вызывающими их силами, то и в данном случае мы перейдем от сопротивления атмосферы к вызываемому им замедлению движения ракеты, которое мы обозначим через jρ. Выразив все величины в абсолютных единицах, подставив k = 0,25 и введя вместо S поперечную нагрузку ракеты Р, мы из формулы (15) получим:

где

Примечание. В нашем случае, пренебрегая ветром V1 = V -- U, где U -- скорость вращения земной поверхности.

Как в сопротивлении воздуха, так и в нагревании движущейся поверхности можно различить две существенно различные части, являющиеся следствием различных факторов: 1) сопротивления и нагревания, обусловленных напором среды на поверхности, наклонных к их траектории, и 2) сопротивления и нагревания, обусловленных вязкостью среды, скользящей вдоль движущихся поверхностей. Первые два явления представляют собой последствия адиабатического сжатия воздуха перед обращенными вперед поверхностями тела и адиабатического расширения воздуха за обращенными назад поверхностями. Вторые два явления представляют собой последствия внутреннего трения в среде, скользящей вдоль поверхности тела. Для первых двух явлений будем употреблять обозначения сн и нн, для вторых — св и нв. Формула (16) относится специально лишь к сн, которое в общем пропорционально квадрату скорости и первой степени плотности, тогда как св в тех слоях атмосферы, где средний свободный путь молекул газов ничтожен в сравнении с размерами движущегося тела, пропорционально полуторной степени скорости движения тела и квадратному корню из плотности среды. Так как для тел, не обладающих особенно удлиненной формой {Поперечное сечение ракеты должно вместить в себе камеру для пилота, вследствие чего имеет определенный минимум около 4 м2; форма ракеты не может быть поэтому особенно удлиненной.}, при скоростях несколько метров в секунду и в атмосфере уровня моря, по экспериментальным данным, сн оказалось большим, нежели св, то при скоростях в сотни и тысячи метров в секунду, какими ракета будет обладать еще в нижних слоях атмосферы, менее зависящее от скорости св сделается ничтожным в сравнении с сн (в начале пути отношение св/сн = KV-1/2 · ρh-1/2 будет быстро падать). На высотах в несколько десятков километров св, менее зависящее от плотности воздуха, чем сн, может быть и сделается относительно значительной величиной, но на таких высотах вследствие ничтожной плотности воздуха и сн и св будут уже ничтожны по своей абсолютной величине, несмотря даже на возрастающую скорость. Главной частью общего сопротивления cs = сн + св является поэтому сн на протяжении первых 30 -- 40 км над уровнем моря. Чтобы составить себе общее приблизительное представление о с и jρ мы поэтому займемся теоретическим исследованием одного лишь сн.

Основным условием каких бы то ни было влияний атмосферы является ее плотность. Если считать ускорение силы тяжести, химический состав атмосферы и ее температуру одинаковыми на всех высотах, то плотность ее будет убывающей показательной функцией от высоты, которую мы можем довольно точно в удобной для примерных вычислений форме выразить как

Примечание. Считая температуру постоянной t = --50®, каковая и наблюдается на высотах от 10 км и выше.

Примечание редактора 1-го изд. Формулу (17) обычно пишут

где h — высота в километрах над уровнем моря, а

ρ0 — плотность атмосферы на уровне моря.

Относительно состава атмосферы на больших высотах эмпирических точных данных нет, но, согласно имеющимся данным, температура и упругость воздуха при движении вверх не следуют адиабатическому закону, а именно: падают медленнее, чем следовало бы согласно этому закону. Это обстоятельство дает указание на то, что в атмосфере есть граница, выше которой не могут проникнуть перемешивающие ее восходящие и нисходящие токи воздуха. Над этой верхней границей атмосферы постоянного процентного состава, парциальные плотности всех газов при дальнейшем движении вверх должны падать уже не совместно, а для каждого газа сообразно его молекулярному весу. При этом процентное содержание, а по новейшим исследованиям -- и абсолютная парциальная плотность на некоторых высотах наиболее легкого из заметных компонентов атмосферы -- гелия должны повышаться почти вдвое на каждые 5 км высоты. Этот фактор при отправлении для нас благоприятен, если совершать отлет при помощи крыльев, и неблагоприятен, если крыльями продолжительно пользоваться не будем. В первом случае эта плотность дала бы опору для крыльев (вопрос же о перегреве поверхностей может стоять остро лишь в отношении азото-кислородной атмосферы, о чем будет ниже), а во втором дала бы лишь лишнее сопротивление движению ракеты, уже развившей значительную скорость. Сопротивление это, впрочем, не может быть сравнимо по величине с сопротивлением нижних плотных азото-кислородных слоев атмосферы.

Для того чтобы составить себе общее представление о ходе изменения jρ при отправлении, положим:

Θ1* = const и J = const,

*Примечание. Угол Θ1 соответственно скорости V1 есть угол между скоростью V1 и плоскостью горизонта; при отправлении по направлению вверх и на восток Θ1 > 0. (Прим. автора.)

тогда

V1 см/сек; J см/сек2; h км.

Отношение ρh/ρ0 = Δ нам дано в формуле (17). Подставив из предыдущей формулы выражение для V12, и из формулы (17) значение Δ в формулу (16), получим:

= (по подстановке К1)=

где

Эта функция и будет характеризующей jρ по высоте над уровнем моря, если считать, что точка отправления находится на уровне моря. Графически она изображена при K2 = 10 на фиг. 2; возрастая от 0 при h = 0, jρ принимает максимальные значения при 9 > h > 6 и затем убывает, становясь по своему характеру сходной с функцией 2-h/5.

Фиг.2

Проинтегрировав F(h), мы получим величину отрицательной работы атмосферы над ракетой в дин-километрах на 1 г массы ракеты:

Заменив в F(h) множитель h через (h -- h0), и беря

что соответствовало бы перенесению точки отправления на h км вверх от уровня моря, мы получим значения в 2h/5 раз меньше, следовательно, отрицательная работа атмосферы, а вместе с нею и Лсн пропорциональны плотности атмосферы в точке отправления. Этот закон верен для всех траекторий, тождественных по форме и скоростям и отличающихся лишь высотою точки отправления. С этой (и только с этой) точки зрения имеет значение высота точки отправления. Для величины же Wy высота эта в возможных для нас пределах ее изменения имеет сравнительно ничтожное значение; так, например, перенесение точки отправления на 10 км вверх уменьшает Wy всего лишь приблизительно на 35 м/сек.

Чтобы найти величину Лсн, мы должны проинтегрировать jρ по времени. Подставив в формулу (16) jt вместо Vl, выразив Δ через h, a h в свою очередь через t и J, как

получим:

где

Примем временно произвольные данные, удобные для вычисления: J = 5000 см/сек2 и Θ1 = 90®. Тогда

где K4 = 62 500 c/P. Функция jρ = F(t) при K4 = 1/3 графически изображена на фиг. 3.

Фиг.3

Значение

по формуле (20) (или, иначе, Лсн при J = 5000 см/сек2 и при sinΘ1 = 1) равно около 2000 K4. Нетрудно видеть, что Лсн должно быть пропорционально J2 и sin-3/2Θ1. Следовательно, для всяких значений J и Θ1 мы будем иметь:

где

= Лсн при Θ1 = 90®.

Наивыгоднейшим углом Θ1 является такой угол, при котором

Примечание. Лα — перерасход ракетной скорости, зависящий от обратного действия поддерживающих поверхностей, наклоненных под углом α к траектории, мы сюда не включаем, так как он от угла Θ1 почти не зависит.

Мы положим для упрощения Θ = Θ1 т.е. пренебрежем вращением Земли вокруг ее оси. Тогда угол Θ1 должен отвечать уравнению:

Отсюда находим

Так как в действительности мы не обязаны давать Θ1 = const на протяжении всего Jj, но, с другой стороны, не можем и изменять его резко, особенно при больших скоростях; так как это потребовало бы большого угла β и большого Лβ, то sin Θ1 optim по формуле (23) должен являться лишь средней величиной для участка Jj, находящегося в пределах атмосферы значительной плотности. В начале этого участка выгоднее взять Θ1 > Θ1optim, а затем, постепенно уменьшая, перейти на Θ1 < Θ1optim, поскольку этого уменьшения можно достигнуть совместным действием силы тяжести и небольшим отклонением оси ракеты от траектории (чтобы не было большого Л? нужно, чтобы β < 5--10®). Для лучшего проникновения сквозь атмосферу и достижения возможно меньшего Лс ракета должна обладать продолговатой и заостренной формой, по направлению продольной оси которой только и может быть расположено сопло. Следовательно, на том участке Ту, на котором Лс может достигать значительных величин, а именно, -- начиная с точки, в которой скорость ракеты V1 достигнет значения нескольких сот м/сек, и кончая высотою около 60 км, продольная ось ракеты, а вместе с нею и ось сопла и направление реакции, во избежание излишне большого сопротивления атмосферы, должны совпадать с направлением траектории. Следовательно, нормальная к траектории слагающая реактивной силы, равная J0M sin3 и угол β должны быть близки к нулю; при этом условии, если только на ракету не будет действовать какая-либо иная нормальная сила, траектория будет искривляться под действием нормальной слагающей силы тяжести, равной Mg cos Θ, причем радиус кривизны будет равен

. При скоростях V < 2000 м/сек и при Θ, не слишком близком к 90®, это искривление траектории могло бы привести ракету к обратному падению на Землю раньше, чем она успела бы выбраться в слои атмосферы ничтожной плотности, в которых можно давать углу β произвольное значение, не создавая большого сопротивления атмосферы. Силой, противодействующей нормальной слагающей силы тяжести, может быть давление воздуха на поддерживающие поверхности, ко торыми мы должны снабдить ракету. Это должны быть поверхности из стали, покрытой тепловой изоляцией (алюминий, вероятно, будет непригоден как чересчур легкоплавкий), вытянутые вдоль корпуса ракеты и обладающие такой площадью, чтобы нагрузка их равнялась примерно 200 кг/м2.

При скоростях, начиная от V1 = 100 м/сек, достаточно будет небольшого угла атаки* (sin α < 0,1),

Примечание. Углом атаки α мы будем называть угол между поддерживающими поверхностями и траекторией ракеты.

чтобы развиваемая поддерживающими поверхностями подъемная сила уравновесила нормальную слагающую силы тяжести и тем не давала траектории ракеты искривляться вниз более, чем мы этого пожелаем. Обратное действие*

Примечание. "Обратным действием" поверхностей мы будем называть проекцию силы давления воздуха на траекторию ракеты.

поверхностей будет при этом также относительно небольшим, а именно -- Mg cos β tg α. Оно будет уменьшать поступательное ускорение ракеты на величину

причем по мере развития скорости угол α можно будет уменьшать (до поступления ракеты в разреженные слои). Считая α = const и sin Θ < < 1 (Лα может иметь существенное значение только при малых наклонах траектории, т.е. при продолжительном полете в атмосфере), мы будем иметь приблизительно

***

Примечание. В этой формуле, как и в формулах (13) и (14), множитель 3 в знаменателе обусловлен следующим: 1) перерасход происходит на протяжении развития ракетою лишь первых 8000 м/сек ее скорости, так как после развития этой скорости ракета становится свободным телом, и 2) по мере развития скорости от 0 до 8000 м/сек все сопротивления падают до нуля, так как они прямо связаны с кажущейся тяжестью ракеты, последняя же обращается в 0 при V = 7909 м (сек на уровне моря при горизонтальном направлении V.

при условии, что (кажущаяся) тяжесть ракеты парализовывалась все время только действием поддерживающих поверхностей. Поддерживающие поверхности желательны для начального развития скорости, если мы имеем 2 No j0 < 3, вовсе необходимыми, при j0 < 2, так как при j0 = 2 даже для чисто тангенциального полета Лβ составляет около 600 м/сек, а при j0 = 1 Лβ обратилась бы в бесконечность, если бы мы весу ракеты противопоставили только реактивную силу. Между тем, весьма возможно, что окажется конструктивно затруднительным дать начальное значение j0 T 2; в подобном случае, следовательно, длительное применение крыльев обязательно. Благоприятным обстоятельством для нас в данном случае является то, что отношение j0/gk где gk -- ускорение кажущейся тяжести снаряда (веса его минус центробежная сила) будет непрерывно и довольно быстро расти, с одной стороны, вследствие падения gk по мере развития центробежной силы, а с другой -- вследствие возможного увеличения j0 по мере уменьшения массы ракеты. Так как некоторое время по отправлении будет функционировать все один и тот же начальный комплект m1, то, поддерживая его абсолютную производительность на одном уровне, мы сможем получить все возрастающий относительный расход dM/Mdt и соответственно возрастающее j0. Так, например, к моменту развития ракетою скорости V = 5000 м/сек (V1 ≈ 4500 м/сек) ускорение кажущейся тяжести ее упадет в 8/5 раза, а масса примерно в 5/2 раза и, таким образом, при оставшейся неизменной силе реакции j0 возрастает относительно gk в 4 раза. Это обстоятельство весьма сокращает срок надобности пользования крыльями, так как они тем необходимее, чем ближе j0/gk к единице, а при j0/gk > 2 без них можно уже свободно и обойтись, парализуя тяжесть ракеты вертикальной слагающей силы реакции.

Теоретическое исследование вопроса о применении крыльев для скоростей V1 > 1000 м/сек затруднительно до соответствующих экспериментов и исследований как относительно законов сопротивления и нагревания движущих тел при больших скоростях, так и относительно состава атмосферы на высотах нескольких десятков километров. Если бы мы взяли данные современной авиации, то получили бы весьма благоприятные перспективы применения крыльев. Но, по всей вероятности, при скоростях, превышающих в несколько раз скорость звука, функция сопротивления от угла атаки приближается к ньютоновой формуле F/s = K sin2α, так что подъёмная сила поддерживающих поверхностей будет в несколько раз меньше, чем по употребительным в авиации формулам, причем сильно упадает и их авиационное качество. Вследствие уменьшения коэфицйента подъемной силы при больших скоростях ракеты при помощи крыльев ей не удалось бы до получения скорости около 7000 м/сек (при которой уже начинает сильно падать кажущаяся тяжесть) выбраться из сравнительно плотных слоев атмосферы. Следовательно, необходимо особо рассмотреть вопрос о добавочном сопротивлении вязкости атмосферы св и нагревании как лобовых частей ракеты вследствие адиабатического сжатия воздуха перед ними, так и наклонных поверхностей вследствие работы силы вязкости. Поэтому, оставляя пока открытым вопрос о возможных пределах применения полета на крыльях, будем считать, что ракета будет иметь к моменту развития скорости в V1 = 4500 м/сек отношение j0/gk > 2.

В самом начале развития скорости до 100 м/сек мы должны дать β > 0, если будем иметь j > 2, а в противном случае первоначальный разгон ракеты произвести каким-либо механическим способом. В первом случае ось ракеты весьма не совпадала бы с касательной к траектории, но при малых скоростях некоторое отклонение еще не создаст слишком большого замедления сопротивлением атмосферы.

Наивыгоднейшей скоростью ракеты в данной точке ее траектории, т.е. при данных Θ и h, является такая скорость, при когорой достигается минимум Лs для ближайшего к этой точке элемента траектории. Мы имеем, следовательно, уравнение

Лs = Лg + Лc + Лα = min

(25)

причем в функциях Лg, Лc, Лα нам нужно принять за переменную скорость V1, считая Θ = const.

Примечание. Следующие выкладки, как и само понятие о наивыгоднейшей скорости, применимо лишь постольку, поскольку мы имеем Θ > α, т.е. поскольку обратное действие силы тяжести r данной точке траектории (проекция тяжести на траекторию) больше обратного действия поддерживающих поверхностей (см. примечание к стр. 55), так как при угле Θ, малом в сравнении с углом атаки α, высота нахождения ракеты в данный момент непосредственно зависит от ее скорости в данный же момент и наоборот, а угол подъема Θ определяется ходом роста скорости и, таким образом, вопрос о выборе наивыгоднейшей скорости при данных высоте и угле подъема отпадает.

Согласно формуле (10),

[так как α в формуле (10) будет равна

]. Вопрос о наивыгоднейшей скорости имеет практическое значение лишь для участка вблизи земной поверхности в среде плотной атмосферы, поэтому мы с малой погрешностью примем r = 1. Согласно формуле (16), Лic = tjρ = i/V·K1·V12·Δ; подставив сюда значение V12 = V2 + U2 + 2VU cos Θ, получаем:

Согласно формуле (24) имеем:

Третий член формулы (27), равно как и второй член формулы (26), не заключают в себе V, следовательно, они являются в данном случае постоянными. Подставив в формулу (25) значения Лig, Лic и Лiα, с исключением постоянных членов, получаем:

Решая это уравнение и подставляя значение Δ по формуле (17) и значение К1 из формулы (16), получаем:

Voptim -- это такое значение скорости, которое не должно быть превзойдено при полете, во всяком случае не должно быть превзойдено на значительную величину. Если бы оказалось, что при выбранных нами J и Θ на некотором участке i скорость ракеты оказалась бы значительно большей, нежели наивыгоднейшее ее значение при данных h и Θ, то следовало бы в начала этого участка несколько уменьшить J до достижения ракетой больших высот, на которых делается больше и Voptim [формула (29)]. Подставив значение Z из формулы (21) в формулу (23) и пренебрегая разницей между j0 и J (мы это можем делать без особо большой погрешности, так как полет вообще возможен практически лишь тогда, когда между j0 и J разница не особенно велика, т.е. когда не особенно велик Лs), получим:

Подставив это выражение для sin Θ в формулу (21), получаем:

Подставив значение sin Θ из формулы (30) в формулу (14) и опять пренебрегая разницей между j0 и J, получим:

Сложив уравнения (31) и (32), мы получим Лgβc в функций от ускорения J и при условии следования ракеты по траектории с углом подъема Θ = arc(sinΘopt) = const и при J = const

На фиг.4 дается график этой функции [формула (33)] при c/p = 1/62500 (c = 0,04; P = 2500; эти значения являются приблизительно вероятными данными). В том же графике дана и функция

    [формула (24а)]

причем в последней мы пренебрегаем делителем cos Θ (который при продолжительном пользовании крыльями обязательно будет весьма близок к единице) и, как и в предыдущих формулах, считаем J = j0.

Величины Лgβc по формуле (33) и Лα по формуле (24а) суммировать друг с другом нельзя, так как предположения, лежащие в основе выведения этих формул, взаимно исключают друг друга. Если имеется налицо продолжительное пользование крыльями (Лα), необходимое вследствие малого j0 (см. стр. 56), то не может быть Θ = const; если же имеется большое j и соответственно не слишком малый Θ = const, то пользование крыльями непродолжительно и не может быть α = const. В первом случае нам следует ориентироваться более по формуле (24а), а во втором -- по формуле (33); границей являются ускорения j ≈ 1.

В настоящей главе мы допустили целый ряд упрощений (при этом все в сторону увеличения сопротивлений; в частности, приравняв Θ к большему, чем он, углу Θ1 мы увеличили расчетную потерю скорости Лgβ, а взяв максимальное значение коэфициента К в формуле (15), мы увеличили расчетную потерю скорости Лсн), а в формулу (33) (см. фиг. 4) ввели, хотя и более или менее вероятные, но все же произвольные данные (с = 0,04; Р = 2500) и в формуле (24) (α = 0,1) также. Принимая во внимание это, а также и то, что при отлете с углом Θ1 < 30® (судя же по всему Θ1 больше 30® не будет ни в коем случае), экономия Wyл от утилизации скорости вращения Земли вокруг ее оси будет составлять около 450 м/сек. Осторожным выводом из выкладок настоящей главы можно считать следующее: необходимая с учетом всех сопротивлений ракетная скорость Wyл не превзойдет 12000 м/сек, а, по всей вероятности, будет несколько меньшей.

Что касается нагревания поверхностей ракеты, то, повидимому, вопрос о нем при отправлении не будет стоять остро, что мы заключаем из следующих соображений.

Примем:

Pv -- давление в атмосферах на плоскость, движущуюся по перпендикулярному ей направлению со скоростью V м/сек;

ρ -- плотность атмосферы в г/смЁ;

V -- скорость в м/сек;

0,02 -- коэфициент сопротивления для наибольших из исследованных скоростей;

Р0 -- упругость атмосферы в ат;

Т -- абсолютная температура;

ρ -- см. формулу (34);

m -- молекулярный вес (средний) газов, составляющих атмосферу.

Формула адиабатического сжатия, где k = 1,41.

Рассматривая нагревание как результат адиабатического сжатия, получим для скоростей V > 700 м/сек, при которых Pv >> P0

Примечание. В кислородно-азотной атмосфере; для других газов нижний предел применения следующей формулы пропорционален их молекулярной скорости.

По этой формуле при m = 29,3 составлен график (фиг. 5). Формула дает температуру воздуха перед поверхностью, нормальной к траектории; такая температура будет только перед лобовыми частями ракеты -- носом и передней кромкой крыльев, у поверхностей же наклонных давление и соответственно температура будут значительно ниже. Если мы лобовые части оградим каким-либо огнеупорным материалом, то остальные наружные поверхности ракеты, если они будут сделаны из стали, должны выдержать скорости до 4500 м/сек даже и без придания им особой огнеупорности. Расчеты температуры быстро движущихся тел даются нами ниже в гл. IX. Здесь применим второй способ расчета -- по формуле (37), но с учетом того благоприятного обстоятельства, что мы в данном случае берем поверхности не нормальные траектории, а с небольшим углом атаки, вследствие чего сжатие воздуха перед ними, а следовательно, и их температура, будут и еще значительно ниже. К моменту приобретения ракетою скорости 4500 м/сек она будет находиться в разреженных слоях атмосферы, и, кроме того (см. стр. 56), отпадает уже надобность в крыльях.

Не менее благоприятные данные мы получим, если станем исходить из того факта, что начиненные гремучей ртутью разрывные пули самопроизвольно в воздухе не разрываются, имея начальную скорость до 700 м/сек и будучи настолько малыми, что за время полета они вполне успели бы прогреться. Температура взрывания гремучей ртути 185®Ц, так что можно полагать, что пули во всяком случае не нагреваются более, чем на 150® сверх температуры воздуха. Сделаем предположение, что абсолютная температура поверхностей движущегося тела пропорциональна некоторой степени (X) средней (квадратичной) скорости молекул газовой среды относительно этого тела. Тогда, зная, что средняя скорость молекул воздуха при 0®Ц=460 м/сек, определяем среднюю скорость тех же молекул относительно пули, летящей со скоростью 700 м/сек:

Составляем уравнение:

Подставляя T = 300® и T1 < 450®, получаем X < Т. Таким образом получаем формулу:

Примечание. u — средняя скорость молекул, a v -- скорость движущегося тела.

По этой формуле при V = 4500 м/сек мы получим для T = 220®= -- 53®Ц, T1 < 800®Ц.

ГЛАВА IX

ПОГАШЕНИЕ СКОРОСТИ ВОЗВРАТА СОПРОТИВЛЕНИЕМ АТМОСФЕРЫ

При возвращении на Землю нам придется уменьшить скорость ракеты до нуля,-- сопротивление атмосферы, следовательно, будет все время действовать в нашу пользу, и наша задача лишь возможно лучше его использовать и не дать ракете сгореть от движения в атмосфере при скоростях в несколько км/сек. Сопротивлением атмосферы можно воспользоваться двояко: 1) можно погашать сопротивлением атмосферы всю скорость возврата

WB = 11 185 м/ceк

или же 2) только "круговую скорость", т.е. последние

где α за отсутствием достоверных сведений о верхних слоях атмосферы сейчас точно не определимая величина в несколько десятков м/сек; последнее технически несколько проще; сначала мы и рассмотрим погашение последних 7909 м/сек + α. Исходным возьмем следующее положение: ракета движется по параболической или вытянутой эллиптической орбите, вершина которой находится на расстоянии 400 -- 600 км от земной поверхности в зависимости от того, насколько точно мы сумеем направлять полет ракеты: мы должны быть вполне гарантированы не только от падения ракеты на земную поверхность, но и от зарывания ее в ощутимые слои атмосферы. Дальнейшее преобразование траектории производится применительно к тангенциальному типу ее -- лишь в обратном порядке, чем показано на фиг.1. Каждый раз на участке наибольшего приближения ракета сообщает себе замедление, уменьшая тем эксцентриситет орбиты и оставляя приблизительно на месте ее точку наибольшего приближения. Когда эксцентриситет уменьшится настолько, что уже будет ускользать от наблюдения пилота, ракета будет продолжать сообщать себе небольшие замедления на произвольных участках своей почти круговой орбиты. Каждое замедление должно быть настолько малым, чтобы получающийся эксцентриситет был едва заметен; после каждого замедления орбита вновь проверяется (время оборота вокруг Земли 1Ґ часа) и, в случае обнаружения сколько-нибудь заметного эксцентриситета, этот последний исправляется небольшим замедлением на участке наибольшего приближения. Таким образом орбита ракеты будет все время сужаться, причем все время поддерживается ее круговая форма в пределах возможной точности наблюдений. Это сужение продолжается до тех пор, пока орбита не окажется в слоях атмосферы такой плотности, что jρ достигнет величины хотя бы 0,1 см/сек2. С этого момента функционирование ракеты, как таковой, прекращается и все предметы пропорционального пассива отбрасываются. Конструкция ракеты к этому времени должна быть следующей схемы (фиг. 6):

Фиг.6. Схема снаряда для погашения скорости возврата сопротивлением атмосферы.

1) камера пилота; 2) поддерживающая поверхность эллиптической формы, о конструкции которой будет ниже; большая ось эллипса должна быть перпендикулярна траектории, а малая -- наклонна под углом α (около 40®), дающим наибольшую подъемную силу; 3) длинное хвостовище, отходящее от камеры пилота назад под углом α к малой полуоси эллипса поддерживающей поверхности; на конце -- хвост в виде двух плоских поверхностей, составляющих двугранный угол около 60®, ребро которого параллельно большой оси эллипса, поддерживающей поверхности, а равноделящая плоскость параллельна траектории; 4) поверхность для автоматического поддержания боковой устойчивости в виде угла, подобного хвосту, но с меньшим растворением (около 45®), расположенного над камерой пилота и обладающего ребром, перпендикулярным траектории и ребру хвоста. Эта поверхность автоматически поддерживает боковое равновесие снаряда, поворачиваясь вправо и влево вокруг своего ребра, будучи управляема гироскопом, находящимся в камере пилота. Ось гироскопа заранее устанавливается параллельно оси вращения Земли. Достичь бокового равновесия снаряда при весьма больших скоростях в разреженных слоях атмосферы чисто аэродинамическим путем, вероятно, не удастся, необходимо поэтому какое-либо автоматически управляемое приспособление, вроде вышеуказанного. Все указанные наружные части должны быть взяты на ракету при отправления в разобранном виде и затем собраны до того момента, как орбита пройдет хотя бы своей ближайшей к Земле частью через атмосферу ощутимой плотности. Планероподобный снаряд описанной конструкции (от планера он отличается более всего весьма большим углом атаки, устройством хвоста и приспособлением боковой стабилизации) будет обладать свойством всегда держаться в слоях атмосферы такой плотности, что при данной его скорости вертикальная слагающая давления воздуха на поддерживающую поверхность будет равна кажущейся тяжести снаряда, т.е. избытку его тяжести над развиваемой им центробежной силой, равному:

Примечание. Мы предполагаем горизонтальное движение по дуге большого круга.

По мере уменьшения скорости снаряда вследствие замедляющего действия атмосферы он будет спускаться в более плотные слои атмосферы, чем и будет поддерживаться равенство между кажущейся тяжестью снаряда и подъемной силой, развиваемой поддерживающей поверхностью. Если мы положим, что возвращение снаряда происходит в экваториальной плоскости по направлению на восток (V1 = V — U), что нагрузка поддерживающейся поверхности равна р кг/м2, то согласно формулам (15) и (38) будем иметь:

где cα -- функция угла наклона поддерживающей поверхности. Левая часть этого уравнения представляет собою приходящуюся на 1 м2 поддерживающей поверхности кажущуюся тяжесть снаряда, а правая -- вертикальную слагающую сопротивления атмосферы, т.е. подъемную силу также 1 мЁ. По этому уравнению при р = 200 кг/м2, cα = 0,7 (α = 40®) и К = 0,1 (берем меньшее из экспериментально найденных значений К как менее выгодное ввиду отсутствия данных о столь высоких скоростях) и составлен график (фиг. 7), представляющий изображение функции h = F(V1) по формулам (39) и (17). Цифры на кривой обозначают отношения Δ = ρh/ρ0, соответствующие значениям V1, нанесенным на горизонтальной оси. Часть кривой для V1 < 1000 м/сек не нанесена, так как по причинам, о которых речь будет ниже, она не имеет для нас особого значения.

Фиг. 7. Цифры на кривой обозначают отношения Δ = ρh/ρ0, соответствующие значениям V1, нанесенным на горизонтальной оси; h вычислено по значениям Δ согласно формуле (17).

Погашение скорости возврата сопротивлением атмосферы возможно постольку, поскольку снаряд не сгорит в воздухе подобно метеору при тех V и h, какие будут иметь место во время спуска согласно формуле (39). Разовьем это условие: поскольку количество теплоты, отдаваемой (главным образом посредством излучения) поддерживающей поверхностью снаряда при высшей из температур, какую она способна перенести, не будет меньшим того количествта тепла, которое она будет получать от находящихся перед нею раскаленных вследствие адиабатического сжатия объемов воздуха при различных комбинациях V и h, отвечающих формуле (39). Мы не можем составить себе точного представления об указанных явлениях за отсутствием точных знаний об явлениях в упругой среде вблизи движущегося тела и об излучительной способности газов при температурах в несколько тысяч градусов. Так как интенсивность излучения растет пропорционально 4-й степени абсолютной температуры, то поверхности снаряда, подверженные действию атмосферы, а именно -- прежде всего поддерживающая его поверхность, должны обладать максимальною огнеупорностью, которой следует достичь хотя бы с увеличением веса их квадратного метра, и, следовательно, с уменьшением площади поддерживающей поверхности и увеличением нагрузки ее квадратного метра p. Наиболее рациональной конструкцией поддерживающей хвостовой и стабилизирующей поверхностей представляется следующее: металлический остов, наглухо покрытый черепицей из какого-либо вещества максимальной огнеупорности, как, например, графит, реторный уголь, известняк, фарфор. Черепица должна находиться со стороны поверхностей, обращенных вперед, и защищать собою металлический остов. Части остова, приходящие в непосредственное соприкосновение с черепицей, должны быть сделаны из одного из наиболее тугоплавких металлов, основа же его может быть из трубчатой стали, охлаждаемой изнутри водой и водяными парами и защищенной от излучения тыльной стороны черепицы облицовкой из фарфора. Опасности значительного обгорания содержащей углерод черепицы, повидимому, не представляется, так как при скорости снаряда в несколько км/сек успевать вступать в непосредственное соприкосновение с поверхностью его будут молекулы лишь из весьма тонкого прилегающего к ней слоя воздуха. Все же количество воздуха, которое будет лежать в описываемом контуром снаряда объеме во время замедления от V1 = 7000 м/сек и до V1 = 2000 м/сек (опасный промежуток), будет лишь в несколько раз превосходить массу снаряда. При этом весьма вероятно, что на высотах 100 > h > 50 км атмосфера весьма бедна кислородом, молекулярный вес которого более молекулярного веса азота; опасные же скорости будут иметь место на высотах 100 > h T 50.

Примечание. Опасный период спуска будет продолжаться менее 20 мин.

Ввиду того, что опасные скорости в несколько раз превосходят скорость звука в воздухе, интенсивному действию атмосферы будут подвержены лишь поверхности снаряда, обращенные вперед, а около поверхностей, обращенных назад, будет почти абсолютная пустота в сравнении с плотностью окружающей атмосферы. В частности, в этой пустоте будут находиться металлический остов поверхностей и вся камера пилота, если ее расположить соответствующим образом; последняя должна лишь быть защищена от перегрева излучением тыльной стороны черепицы.

Приблизительное сравнение возможных количеств отдаваемой и получаемой поддерживающей поверхностью теплот говорит за то, что вполне возможен благополучный спуск снаряда на Землю с погашением скорости возврата, начиная с V = 7909 м/сек = w/-2: мощность работы, совершаемой снарядом над атмосферой [независимо от неточных формул (17) и (15)], достигает максимума Q около 3·р·1011 эрг/сек на 1 м2 поддерживающей поверхности при V1 около 4500 м/сек. Из этой мощности в сторону поддерживающей поверхности будет излучаться менее половины Q1 < 1,5·р·1011 эрг/сек, тогда как другая, большая часть будет излучаться сжатыми объемами воздуха в другую сторону -- в пространство, если положить, что за время прохождения воздуха мимо поверхности снаряда (в наиболее опасный период полета это время будет не более 0,002 сек.) им будет излучаем часть его теплоты, равная qQ, где Q -- общее количество приобретенного им при сжатии тепла, то на поддерживающую поверхность придется не более

qQ1 < 1,5·р·1011 эрг/сек

(40)

мощности излучения.

По формуле Стефан-Больцмана, интенсивность излучения абсолютно черного тела равна 0,57 Т4 эрг/сек на 1 м2 поверхности. Мы берем здесь абсолютно черное тело, так как в предыдущем случае предполагали полное поглощение лучей поддерживающей поверхностью; влияя одинаково на поглощение и излучение, коэфициент поглощения для нас сейчас роли не играет. Если положим р = 200 кг/м2, что является примерным, довольно вероятным данным, и Т = 3000® = 2730®Ц (значение, близкое к возможному предельному максимуму), то окажется, что мощность излучения 1 м2 поддерживающей поверхности в обе стороны могла бы достичь значения 9,2·1013 эрг/сек, тогда как мощность поглощаемой энергии будет не больше, чем 3·1013 эрг/сек [формула (40)]. Судя по тому, что газы в цилиндрах двигателей внутреннего сгорания за время порядка 0,1 сек. успевают отдавать стенкам лишь половину своей теплоты, мы можем быть уверены, что величина q имеет значение, выражаемое не более чем сотыми долями единицы. Мы, таким образом, получаем весьма большой запас для уменьшения T = 3000® и для увеличения нагрузки поверхности р = 200.

Вот другой расчет температуры поддерживающей поверхности: по формуле (37) для скорости 4,5 км/сек (берем эту скорость как дающую максимум работы сопротивления) темпеоатура адиабатически сжатого при начальной температуре 0®Ц воздуха T1 = 1800®. Так как поддерживающая поверхность будет поглощать теплоизлучение, с одной стороны, а сама излучать -- обеими своими сторонами, и так как количество излученного тепла должно быть равно количеству поглощенного, то мы имеем уравнение

a·Т 14 = 2b·Т24

где a и b -- коэфициенты, пропорциональные коэффициентам поглощения раскаленных газов и поддерживающей поверхности, и Т2 -- искомая температура этой поверхности. Предположив a = b и подставив Т1 = 1800®, находим Т2 = 1500® = 1227®Ц. В действительности коэфициент поглощения у твердого тела будет больше, чем у газа, поэтому Т2 будет еще меньшим. Из предыдущих выкладок следует, что облицовка поддерживающей поверхности может быть сделана и из фарфоровой или корундовой черепицы.

После того как скорость снаряда падет до V1 = 2000 м/сек, всякая опасность перегрева отпадает [см. формулу (33) и фиг. 4]. Дальнейшая потеря скорости происходит точно так же вплоть до того момента, как снаряд очутится на высоте 1 -- 2 км над уровнем земной поверхности. Так как заранее точно рассчитать место спуска не удастся, а при первых полетах нельзя будет сказать заранее, спустится ли снаряд на море или на сушу, то непосредственная посадка на земную поверхность при скорости V1 нескольких десятков м/сек представляла бы опасность для жизни пилота; снаряд поэтому должен быть снабжен для завершения спуска парашютом. Если окажется удобным иметь с собой парашют достаточно большой площади, на нем спускается весь снаряд; если же подобный парашют слишком громоздок, то им пользуется лишь один пилот, снаряду же предоставляется садиться самому. Если место спуска приходится на море, то посадка на воду может быть произведена непосредственно с парения. В подобном случае для уменьшения крутизны спуска, а следовательно, и толчка при посадке, заблаговременно на высотах 10 -- 20 км должен быть уменьшен угол атаки поддерживающей поверхности посредством поворота хвостовища на некоторый угол вниз. Скорость посадки (горизонтальная) этим будет увеличена, но толчок уменьшен. Для случая маневрирования в воздухе, которое необходимо при спуске на море, хвостовище или сам хвост должны быть устроены управляемыми из камеры пилота. Ввиду возможного спуска на море снаряд должен быть обеспечен всем для успешного плавания: на нем должен быть парус, приспособление для сообщения ему устойчивости на воде, если таковые потребуются, небольшой запас топлива в виде сжиженного болотного газа и легкий маломощный мотор. С этими средствами, пользуясь пассатами, снаряд может добраться до ближайшей земли за неособенно продолжительный промежуток времени, если ранее его не подберет какое-либо судно. Для облегчения плавания поддерживающая поверхность и пр. должны отбрасываться или же обратно разбираться и складываться в камеру.

Для погашения сопротивлением атмосферы всей скорости возврата исходное положение должно быть таким же, как и в первом случае (см. стр. 63). Устройство ракеты -- так же, согласно предыдущему, с добавлением того, что ее поддерживающая поверхность обладает переменным углом атаки от +40® до --40® и снабжена автоматически действующим механизмом, который ставит ее под положительным углом атаки, когда ракета зарывается в более глубокие слои атмосферы, под нулевым, когда ракета несется параллельно Земле, и под отрицательным -- когда, удаляясь от Земли, ракета попадает в более редкие слои атмосферы. Механизм этот может управляться тягой от специальной небольшой поверхности, выставленной наружу перпендикулярно движению ракеты. Когда встречное давление атмосферы на эту поверхность возрастает, механизм должен действовать в одну сторону -- давать поддерживающей поверхности положительный угол атаки; когда же это давление падает, он должен действовать в обратную сторону. Чтобы не подвергать действию атмосферы тыльную сторону поддерживающей поверхности, можно, вместо сообщения ей отрицательного угла атаки, заставлять переворачиваться весь снаряд вокруг его продольной оси.

Осторожно, небольшими замедлениями в точке наибольшего удаления исходного эллипса, орбита ракеты суживается, причем точка наибольшего приближения вступает, наконец, в пределы атмосферы ощутимой плотности. Это вступление должно произойти на таком расстоянии от земной поверхности, чтобы ракета была вполне гарантирована с учетом возможных неточностей в управлении ею и в определении данных ее орбиты от перегрева при скорости ее до 11 км/сек. От этого требования зависит и выбор осей исходного эллипса (чем большая ось меньше, тем точнее может быть вычислена и тоньше передвигаемая к Земле точка наибольшего приближения -- в частности, потому, что тем меньше будет сказываться возмущающее действие Луны, но зато тем большую часть WB придется предварительно погасить чисто ракетным способом). С момента вступления участка наибольшего приближения в разреженные слои атмосферы начинается прохождение рзкетою траектории, совершенно аналогичной траектории предварительной (внешней по отношению к атмосфере) фазы возвращения при погашений сопротивлением атмосферы w/-2 + α до перехода на круговую орбиту (см. стр. 69), с тою разницей, что замедлителем на участке наибольшего приближения будет являться не ракетное действие, а сопротивление разреженных слоев атмосферы, которые ракета будет пересекать повторно несколько раз при все уменьшающейся большой оси ее орбиты. Автоматически-переменный угол атаки поддерживающей поверхности будет играть при этом следующую роль: при углублении в атмосферу, когда давление на контрольную поверхность будет возрастать, угол атаки положителен, и поддерживающая поверхность своим действием мешает приближению ракеты к Земле -- удерживает ее в более разреженных слоях атмосферы, нежели те, в какие бы ракета в противном случае проникла. Когда ракета начинает выходить из атмосферы и давление на контрольную поверхность падает, угол атаки отрицателен и поддерживающая поверхность мешает удалению ракеты от Земли -- этим достигается выход из атмосферных слоев под меньшим углом к ним, а следовательно, под меньшим углом и следующее вступление в них и менее глубокое зарывание в атмосферу при следующем прохождении участка наибольшего приближения. Таким образом переменным углом атаки поддерживающей поверхности достигается удаление от Земли в самые разреженные слов атмосферы участка наибольшего приближения, начиная от первого вступления орбиты в пределы атмосферы ощутимой плотности и до перехода ракеты вследствие замедляющего действия атмосферы на круговую (собственно спиральную) орбиту, целиком уже находящуюся в пределах атмосферы, после чего дальнейший спуск происходит совершенно тождественно таковому же при погашении скорости возврата сопротивлением атмосферы по первому способу. Таким образом по второму способу мы погашаем сопротивлением атмосферы не 7909 м/сек + α, а 11 185 м/сек -- β, где β -- ракетное замедление, расходуемое для перехода с Тс на исходный эллипс и на введение точки наибольшего приближения исходного эллипса в пределы атмосферы. β -- величина, теоретически могущая быть сколь угодно малой, практически определяется точностью управления ракетой и точностью вычисления данных ее орбиты. Приблизительно, считая толщину атмосферы ничтожной в сравнении с радиусом Земли

где R -- радиус Земли, r1 -- расстояние до центра Земля точки наибольшего приближения (перигея) исходного эллипса, r -- соответственное расстояние точки наибольшего удаления (апогея). Первый член представляет собою ракетное замедление, необходимое для перехода с Тс на исходный эллипс; второй член -- замедление, необходимое для введения в пределы атмосферы перигея исходного эллипса. Если, положим, примерные данные r1 = 2R и r = 20R, то получим β около 0,05 -2Rg = 0,05w = около 550 м/сек. Таким образом мы сможем погасить сопротивлением атмосферы из WB часть, равную 10 630 м/сек, и W становится равной 12 550 м/сек (см. стр. 63).

ГЛАВА X

МЕЖПЛАНЕТНАЯ БАЗА И РАКЕТО-АРТИЛЛЕРИЙСКОЕ СНАБЖЕНИЕ1

1Автор, к сожалению, не имел под руками справок о зрительной способности современных телескопов и вопрос о сигнализации при "ракего-артиллерийском снабжении" должен был разрабатывать на основании не вполне достоверных данных, какие ему сохранила память.

Скорости, меньшие половины скорости истечения u применяемой химической группы, т.е, приблизительно, скорости до 2500 м/ceк, если исключить нефтевоздушную группу (см. стр. 24), более экономно в смысле расхода вещества и материалов (на предметы m1) могли бы быть развиваемы артиллерийским путем, но человек совершенно неспособен к перенесению артиллерийских ускорений. Поэтому желательно было бы установить доставку заряда и всех предметов пассива, способных переносить без вреда для себя ускорения в несколько тысяч м/ceк (при соответствующей упаковке -- все, кроме тонких приборов), в межпланетное пространство ракето-артиллерийским способом отдельно от человека. При ракето-артиллерийском транспортировании грузов в межпланетное пространство мы получили бы экономию веществ заряда до 50%. Трудность подобного способа снабжения заключается в трудности разыскания в пространстве такого относительно ничтожного тела, как выпущенная с Земли снарядо-ракета. Для того времени, когда полеты будут совершаться более или менее регулярно, можно предложить следующий способ их организации и снабжения, дающий большую экономию материальных средств.

С Земли отправляется ракета большой массы с запасом актива для развития W около 12 000 м/ceк. Конечная масса Mk этой ракеты вследствие меньшей требуемой W будет в -n1 раз больше той конечной массы, какою могла обладать ракета той же массы М0, но рассчитанная для полёта с возвращением на Землю без погашения скорости возврата сопротивлением атмосферы (см. стр. 24). Эта ракета становится спутником Луны с такою возможно большею орбитой, чтобы только не подвергаться опасности быть обратно притянутой к себе Землею, после чего она разворачивает большую сигнальную площадь из материала, обладающего возможно большим отношением отражательной способности видимых лучей к весу его квадратного метра. Развернутая площадь может достигать и сотен тысяч квадратных метров, так как при толщине материала 0,1 мм и абсолютной плотности, равной единице, 1 т его дает 10 000 м2; эта площадь будет свободно различима и разыскиваема земными обсерваториями. Около этой сигнальной площади и должна быть образована межпланетная база для полетов по солнечной системе. Обладание базой, независимо от ракето-артиллерийского снабжения ее, даст ту большую выгоду, что мы не должны будем при каждом полете транспортировать с Земли в межпланетное пространство и обратно материалы, инструменты, машины и людей с камерами для них, равно как не должны будем и бросать где-либо предметы первых категорий, чтобы не расходоваться на обратную их доставку на Землю. Склад всего этого будет на базе, полеты же с базы куда-либо и обратно будут требовать материальных затрат, в -n1 раза меньших, нежели подобный же полет с Земли. Ракеты с Земли в межпланетное пространство будут направляться лишь для снабжения базы и смены через более или менее продолжительные промежутки времени одной бригады людей другой. Если же удастся ракето-артиллерийское снабжение, то сверх этого мы получаем экономию около 50% расходов по доставке снабжения в межпланетное пространство на базу.

Первоначально на базе должны быть: 1. люди -- минимум 3 чел. с камерой для них и всем необходимым для их существования; 2. сильный телескоп (рефлектор, как могущий быть более легким при том же диаметре); 3. небольшая ракета для 2 чел. с запасом топлива на W = 2000 м/ceк и с двумя телескопами последовательно, меньшей силы, но большего поля зрения, чем большой телескоп базы.

Для предотвращения качаний базы, могущих мешать наблюдениям в большой астрономический инструмент, массу ее следует разделить на четыре части, расположив их по вершинам тетраэдра и соединив между собою алюминиевыми фермами (большой прочности, а следовательно, и большой массы от этих ферм не требуется, так как никакие внешние силы на базу действовать не будут и сила тяжести в ней ощущаться не будет). Сконструированная подобным образом база будет обладать несравненно большим моментом инерции относительно любой оси и соответственно большей устойчивостью в пространстве. Если на людях будет тяжело отражаться продолжительное отсутствие кажущейся тяжести, то впоследствии с описанным тетраэдром может быть связана лишь камера для наблюдений в телескоп; жилое же помещение может быть устроено отдельно и соединено тросом длиною в несколько десятков метров с противовесом. Если этой системе сообщить вращение вокруг общего центра тяжести, то появится центростремительное ускорение, которое будет ощущаться так же, как сила тяжести на Земле. Для того чтобы можно было придать жилому помещению возможно больший объем при той же массе, необходимо по возможности понизить давление воздуха внутри его. С этой целью следует произвести эксперименты относительно существования людей в воздухе меньшей плотности, чем тот, которым мы дышим, но с большим процентным содержанием кислорода.

Связь Земли с базою осуществляется посредством световых сигналов -- прожектора большой силы с малым углом рассеяния и установленного на Земле в месте, известном базе; сигналы этого прожектора должны быть заметны в большой телескоп базы. Связь базы с Землей может быть осуществлена посредством легкого металлического зеркала большой площади, направленного таким образом, чтобы солнечные лучи отражались по направлению какой-либо из обсерваторий Земли. Площадь этого зеркала не должна быть слишком большой, чтобы сигналы были заметны в большой телескоп.

Примечание. Рациональная конструкция зеркала: тонкий плоский зеркальный металлический лист, натянутый на легкий металлический дуралюминовый остов.

Ракето-артиллерийская доставка грузов на базу производится следующим образом.

В сообщенное, или заранее условленное, время из орудия, о котором будет сказано ниже, производится с Земли выстрел снарядо-ракетой с запасом снабжения для базы. Полет снарядо-ракеты рассчитывается таким образом, чтобы она должна была попасть в базу; так как в действительности подобная точность невозможна, то путь снарядо-ракеты пройдет на расстоянии тысяч или сотен километров от базы. Относительная скорость ракеты и базы в момент их наибольшего приближения друг к другу должна быть наименьшей, следовательно, момент наибольшего приближения снарядо-ракеты к базе должен совпадать с моментом наибольшего удаления базы от Земли. Орбита снарядо-ракеты относительно Луны должна быть гиперболической с возможно меньшим углом растворения асимптот. С момента выстрела снарядо-ракетою периодически автоматически подаются световые сигналы, которыми могут служить взрывы смеси магния и селитры. Период от сигнала до сигнала должен быть таков, чтобы за это время снарядо-ракета не могла выйти из поля зрения большого телескопа базы, так как в случав утери им снаряда-ракеты обратное ее нахождение было бы невозможно иначе, как при помощи счастливого случая. По прохождении снарядо-ракетою ее Jj ею автоматически разворачивается сигнальная поверхность из легкой белой ткани, аналогично таковой же поверхности базы. С момента выстрела большой телескоп базы, заранее направленный в точку, откуда должен быть произведен выстрел, не выпускает из своего поля зрения снарядо-ракету, следя за нею по ее сигналам на протяжении Jj, а в дальнейшем -- по сигнальной площади. За некоторое время до наибольшего приближения снаряда-ракеты к базе, когда первая уже будет свободно различима в больший из двух инструментов имеющейся при базе ракеты, эта последняя направляется навстречу к снарядо-ракете, приближается к ней и, сведя относительную скорость до нуля, закрепляет и буксирует к базе, пользуясь, если нужно, имеющимися на снарядо-ракете запасами топлива.

Так как на снарядо-ракете должны быть некоторые приборы и механизмы, в собранном виде неспособные благополучно переносить ускорения в несколько десятков тысяч м/ceк2, то орудие для выстрела снарядо-ракетой должно обладать большою длиною, примерно в 2 км. При такой длине необходимая величина ускорения падает примерно до 100 g. Специально рассчитанные механизмы подобное ускорение выдержать еще могут. Орудием может служить тоннель в твердой каменной породе; для сообщения движению снаряда строгой прямолинейности вдоль всего тоннеля по квадрантам должны быть проложены четыре тщательно выверенные направляющие металлические полосы, отделка же промежуточных полей может быть и довольно грубой. Вследствие большой длины орудия и соответственно меньшего давления газов в нем, чем в современных артиллерийских орудиях, и вследствие большого поперечного сечения прорыв газов через щель 1 -- 2 мм, между стенками тоннеля и снарядом, не будет значительным в сравнении с общим их количеством.

ГЛАВА XI

УПРАВЛЕНИЕ РАКЕТОЙ, ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЕ И ОРИЕНТИРОВОЧНЫЕ ПРИБОРЫ

Для управления ракетою и ориентирования команды должны иметься следующие приборы:

1. Указатель кажущейся внутри ракеты тяжести, построенный по принципу пружинных весов с подвешенным грузом; указательная стрелка будет непосредственно показывать величину кажущейся тяжести. К указателю должен быть пристроен вращающийся барабан для записи его показаний. Площадь, ограниченная получающейся кривой, будет выражать

С этим указателем должно быть связано автоматическое управление расходом топлива, чтобы на протяжении Jj ускорение J0 держалось требуемого значения, равного Jmax. Подобных указателей должно быть два: один для больших ускорений до Jmax включительно, другой -- для малых от 0,01 до 10 см/сек2. Первый указатель будет служить на Jj при отправлении и во время остального полета, второй -- при вступлении орбиты ракеты в атмосферу при возвращении. Измерение одним и тем же прибором ускорений в 1000 см/сек2 и замедлений 0,01 см/сек2 было бы нецелесообразным.

2. Указатель сопротивления атмосферы в виде выставленной из ракеты наружу пластинки, соединенной тягами с внутренностью ракеты. Вследствие трения в шарнирах подобный прибор для определения сопротивления атмосферы при начале вступления в нее ракеты вместо показателя первого употреблен быть не может, так как он не может обладать достаточной чувствительностью.

3. Указатель массы ракеты, дающий свои показания в зависимости от показаний приборов, учитывающих расход топлива.Соединив указатели второй и третий, мы получим указатель замедления силою сопротивления атмосферы. Соединив этот последний указатель с первым, мы получим указатель собственного ускорения ракеты J0; интеграл записи последнего даст величину израсходованной W.

Для автоматического устранения вращения ракеты вокруг ее продольной оси, могущего получиться вследствие ничтожных, случайных неправильностей конструкции ракеты, в ней должен быть гироскоп с осью, перпендикулярной оси ракеты. Ось этого гироскопа должна быть свободна и своими движениями относительно тела ракеты управлять поворачивающимися поверхностями, поставленными в газовую струю. Для сообщения автоматической устойчивости или автоматического наперед заданного вращения продольной оси ракеты должен иметься второй гироскоп с осью, параллельной оси ракеты, управляющий другими поворачивающимися в газовой струе поверхностями.

Для ориентирования пилота должны быть выработаны специальные типы астрономических приборов и методы для наиболее быстрого и точного определения места нахождения ракеты и данных ее орбиты относительно Земли. Эти определения имеют наибольшее значение и требуют наибольшей точности перед погашением скорости возврата сопротивлением атмосферы. Для сообщения осям ракеты большей устойчивости во время ее свободного полета в безвоздушном пространстве можно принять меры, аналогичные указанным на стр. 73.

ГЛАВА XII

ОБЩИЕ ПЕРСПЕКТИВЫ

Основным фактором, определяющим перспективы завоевания мировых пространств, по крайней мере, в первой исследовательской его фазе, является величина нагруженности пассива, т.е. n, так как этой величиной определяется экономическая сторона дела, которая теоретически особых затруднений не представляет. Количество расходуемого при полетах топлива, а следовательно, и приблизительная стоимость полетов (при утилизации предметов пропорционального пассива, см. стр. 24) пропорциональны величине (n -- 1). В таблице (стр. 24) приведены значения n, соответствующие полной теплопронзводительности различных химических групп и ракетным скоростям W1 = 22 370 м/сек и W2 = 14 460 м/сек. Первая скорость соответствует полету с Земли в межпланетное пространство и обратно без погашения скорости возврата сопротивлением атмосферы, вторая -- тому же полету с погашением последних 7900 м/сек скорости возврата сопротивлением атмосферы. Мы до соответствующих экспериментов не знаем значений коэффициента полезного действия ракеты и не знаем того, какие именно химические группы и в каком процентном отношении окажется выгоднее всего применять. Пока примем для приблизительных подсчетов за среднее для всего полета значение коэфицнента полезного действия ракеты 0,8, являющееся довольно вероятным, согласно предположительным выкладкам, которых мы здесь приводить не будем, и данным о работе раскаленных газов в двигателях внутреннего сгорания. За среднее значение полной теплопроизводительности примем 3,3 ккал/г. При этих данных мы будем иметь u = 4700 м/сек1;

1Скорость истечения u = 4700 м/сек сильно преувеличена против действительно возможной. (Прим. ред.).

эту предположительную величину скорости истечения за отсутствием пока возможности иметь более достоверные ее значения мы и положим в основание последующих расчетов, полагая, что ошибка при вычислении n не превзойдет в ту или другую сторону множителя n 1/10. Ввиду выясненной нами в гл. VIII относительной незначительности скорости Лs мы будем полагать Wy = 12 000 м/сек, пренебрегая разницей, точное значение и даже знак которой нам сейчас неизвестны и которая, вероятно, будет в нашу пользу (см. гл. VIII).

При таких данных к при обязательном условии утилизации предметов m1 (в том случае, если придется применить несколько комплектную систему -- см. гл. V) для чисто ракетного полета с Земли в межпланетное пространство с возвращением на Землю без погашения скорости возврата сопротивлением атмосферы мы будем по формуле (4) иметь n = 120, т.е. около 120 весовых единиц топлива на одну весовую единицу полезного груза, причем значительная часть первого -- в виде жидкого кислорода или озона, другая часть -- в виде жидких СН4, С2Н2, SiH4, BH3 и одна не очень малая часть, равная qμ, в виде металлических (главным образом дуралюминовых) изделий самого высокого качества: это предметы m1. Наиболее дешевая нефтяная группа заряда будет иметь применение также, но применение это, выгодное, несмотря на требуемое при нем увеличение массы топлива, значительно сокращается тем, что соответственно росту массы топлива должна расти и масса самой дорогой из расходуемых частей ракеты m1 -- ее пропорциональный пассив. Для полета при тех же условиях и данных с остановкою на Луне n = 1000; то же самое с остановкой на Марсе n = 3000 (при применении тангенциального типа траектории, продолженного до получения требуемой гиперболической скорости относительно Земли). Последние цифры могут быть с некоторою выгодой уменьшены преимущественным применением более дорогих и теплопроизводительных групп -- борной и бороводородной. Подобные перспективы нельзя было бы назвать удовлетворительными: каждый полет требовал бы огромных материальных затрат, причем совершенно отсутствовала бы из-за той же экономической стороны дела возможность брать с собою сколько-нибудь тяжелые грузы, материалы, машины. Даже транспортирование большого современного астрономического инструмента потребовало бы колоссальных затрат.

Ключом к действительному овладению мировыми пространствами являются: первоначально -- погашение скорости возврата сопротивлением атмосферы (гл. IX), а затем -- устройство межпланетной базы (гл. X) и, если удастся необходимая световая сигнализация, -- ракето-артиллерийское снабжение межпланетной базы. Погашение скорости возврата сопротивлением атмосферы по первому способу, уменьшая W до 14 460 м/сек, в шесть раз понижает n для всех полетов: с Земли в межпланетное пространство и обратно n = 20; то же с остановкой на Луне n = 160 и то же с остановкой на Марсе n = 500 и в 12 раз уменьшает n, при погашении: по второму способу, когда будем иметь W = 12 500 м/сек и, соответственно n3 = 10, nл = 80; nм = 250*.

*Здесь n3, nл, nм величины n для Земли, Луны и Марса. (Прим. ред.). Уменьшение n при этом может быть с выгодой сочетаемо с применением в большем относительном количестве дешевой нефтяной группы топлива и с меньшим расходом в качестве топлива предметов пропорционального пассива.

Для тех же полетов с межпланетной базы мы имели бы значения n еще в 11 раз меньше n3 = 2 (возвращение с базы на Землю); при значении n, столь близком к единице, мы уже не должны пренебрегать разницею между n и (n -- 1); n -- 1 = 1 в данном случае, т.е. одна единица топлива на одну единицу полезного груза.

Примечание. Это при погашении скорости возврата по первому способу; при втором же способе погашения возврат на Землю требует совсем незначительного количества топлива.

nл = 15; nм = 45; доставка грузов с базы без возвращения обратно обходилась бы: на Луну n = 4 и на Марс n = 7.

Доставка грузов с Земли на базу чисто ракетным способом n = 11; ракета-артиллерийским n = 7; при значении n < 20, по всей вероятности, с большей экономической выгодой мы могли бы пользоваться одной лишь дешевой нефтяной группой; при n = 10 -- 15 устраняется необходимость расходования предметов пропорционального пассива. При подобных условиях ценные грузы -- материалы высокого качества и машины -- с доставкою на Луну и даже Марс обходились бы немногим дороже, чем на Земле. Мы все время предполагали, что посадка на Марс производится без помощи погашения скорости возврата сопротивлением его атмосферы. Между тем, на Марсе имеется довольно, видимо, плотная атмосфера, сопротивление которой могло бы быть использовано ракетой для планирующего спуска так же, как и в гл. IX указано для Земли. Сила тяжести на поверхности Марса втрое меньше, а скорость Wм -- вдвое с лишним меньше, чем у Земли; мощность работы планирующей ракеты над атмосферой Марса в момент достижения ею максимума будет, следовательно, в шесть раз меньшею, чем при планировании в земной атмосфере, вследствие чего опасность нагрева поверхностей ракеты совершенно исключается. Остается лишь опасность со стороны неизвестного нам устройства поверхности Марса и со стороны предполагаемых на нем обитателей. При спуске на Марс с погашением скорости возврата сопротивлением его атмосферы доставка грузов на Марс обходилась бы приблизительно столько же, как и на Луну, которая плотной атмосферы лишена.

ГЛАВА XIII

ЭКСПЕРИМЕНТЫ И ИССЛЕДОВАНИЯ

Ввиду недостаточности наших познаний в некоторых областях и отсутствия опыта в конструировании ракет для больших скоростей, перед тем как приступать к постройке или проектированию ракет для полетов в межпланетное пространство, необходимо произвести некоторые научные и технические исследования; из них главные:

I. Исследования функционирования камеры сгорания и сопла ракеты в средах различной плотности и упругости; нахождение наилучших конструкций камеры сгорания и сопла; нахождение наивыгоднейших форм и длины сопла; способов введения топлива в камеру сгорания, соотношений между секундным расходом, размерами камеры сгорания и поперечным сечением сопла.

Исследования функционирования ракеты в атмосфере малой упругости можно производить, выведя сопло небольшой модели в камеру, из которой газы откачиваются насосом большой объемной производительности. Для уменьшения давления без дальнейшего увеличения размеров эвакуирующего насоса в камере должен быть устроен густой водяной душ, который будет сгущать все составные части продуктов сгорания, кроме углекислоты, а последнюю будет охлаждать, чем откачивание будет весьма облегчено. Для еще больших разрежений можно применять химические группы, которые вовсе не дают углекислоты в продуктах сгорания; впрочем, при упругости в камере, равной 0,01 ат, функционирование ракеты будет уже мало отличаться от такового в пустоте.

II. Нахождение наилучших конструкций для всех предметов пропорционального пассива и способов утилизации их в качестве компонента топлива.

III. Исследование и налаживание производства компонентов топлива, до сих пор фабричным способом не производимых, как, например, жидких.

IV. Нахождение наилучших конструкций камеры для людей и всех приборов для ее обслуживания.

V. Нахождение наилучших конструкций приборов автоматического управления и ориентирования.

VI. Исследования выносливости человеческого организма по отношению к механическому ускорению и по отношению к жизни в воздухе меньшего давления, но с большим содержанием кислорода.

VII. Нахождение лучших методов и типов астрономических инструментов для быстрого ориентирования пилота относительно точки нахождения ракеты и данных ее орбиты. Тщательное упражнение в подобных определениях летного состава в искусственной обстановке. Вместо Земли или иного небесного тела, должно быть сооружено большое полушарие, около которого по спокойной воде на медленно двигающемся устойчивом плоту должны плавать упражняющиеся, помещенные в камеру таких же размеров и устройства, какая будет на ракете.

VIII. Исследование атмосферы на высотах до 100 км может быть произведено посредством снарядов или снарядов-ракет, выпускаемых из обычных большого размера (морских) артиллерийских орудий. По достижении высшей точки снаряд должен автоматически выбросить большой, по возможности, парашют из легкой белой ткани с небольшим привешенным к нему грузиком. Наблюдая с Земли за скоростью падения этого парашюта, мы составим себе представление о плотности атмосферы на различных высотах. Если мы снабдим парашют вместо груза прибором, автоматически забирающим пробу воздуха, то сможем составить себе точное во всех отношениях представление о данных атмосферы на различных высотах.

IX. Исследование нагревания поверхностей движущихся тел и сопротивления атмосферы значительной плотности (ρ = ρ0). Это исследование для меньших скоростей можно произвести посредством снарядов, а для больших -- посредством снарядов-ракет, выпускаемых из артиллерийских орудий под небольшим углом к горизонту с таким расчетом, чтобы они падали в воду, откуда могли бы быть извлечены. Поверхность этих снарядов нужно покрывать веществами различной тугоплавкости, изолировав их от металлического тела снаряда слоем фарфора. По виду этой поверхности снаряда после совершенного им полета мы сможем судить о максимальной температуре нагрева.

X. Исследование нагревания поверхности тел при больших скоростях движения в разреженной атмосфере (к гл. IX), а равно исследования сопротивления атмосферы при больших скоростях и исследование выносливости различных конструкций, поддерживающих поверхностей, производится посредством полетов пробных небольших -- до 10 т моделей ракеты. Начало траектории этих пробных полетов рассчитывается, как Ty для полета в межпланетное пространство, но к достижению высоты от 60 до 100 км (в зависимости от метеорологических данных исследования VIII) траектория должна автоматически принять направление, и по израсходовании топлива ракета производит планирующий спуск на своей поддерживающей поверхности.

Во время подъема угол атаки поддерживающей поверхности -- угол между ее малой осью и хвостовищем -- должен быть невелик и постепенно возрастать до полной величины (около 40®) к моменту израсходования снаряда. Для определения максимальной температуры нагрева поверхности ракеты может быть применен тот же метод, что в исследовании гл. IX. Для автоматизации управления в пробных ракетах должны быть оба. гироскопа, какие полагаются и в настоящей ракете (см. гл. X). Эти пробные полеты должны производиться с постепенно возрастающим максимумом V1 к моменту израсходования топлива; для них может служить одна и та же ракета. В качестве топлива может быть применена одна лишь нефтяная группа при n < 6. После того как максимум V достигнет значения 7500 м/сек и пробная модель будет благополучно опускаться в нижние слои атмосферы, можно по испытании предметов пропорционального пассива соответствующих размеров перейти прямо к полету с людьми в межпланетное пространство с облетанием, например, Луны с неизвестной нам обратной ее стороны.

http://az.lib.ru/k/kondratjuk_j_w/text_19...

пригоди і фантастика

Київська бібліотека ім. Ю. Смолича

https://ru.calameo.com/books/004213215f79...