Искусственный спутник земли - [28]

Возможность применения этой энергии для реактивных двигателей предусмотрел еще основоположник теории реактивного двигателя К. Э. Циолковский. Об огромнейших мощностях реактивных двигателей, необходимых для преодоления космической ракетой земного притяжения, Циолковский писал:

«Энергии взрывчатых веществ оказывается далеко не достаточно, чтобы хотя бы им самим приобрести скорость, освобождающую их от земного тяготения… Разложение атомов и есть источник огромной энергии, в 400 000 раз больше самой мощной химической энергии»[21].

В нашей стране имеются все условия для широчайшего изыскания и применения многих видов топлива. Мы обладаем большими запасами различного сырья для получения топлива и имеем мощную машиностроительную промышленность, способную решить сложные задачи создания реактивного двигателя.

По мнению иностранных ученых, запуск первых искусственных спутников Земли показал, что в СССР создали такое горючее для ракеты, которое позволило достичь первой космической скорости.

По сообщению журнала «Бизнес уик», американские специалисты сделали также «тревожный вывод» о наличии у русских лучшего, чем в США, горючего, способного придавать ракетам такую огромную скорость. К тому же, сообщают они, в США еще нет и двигателей, приспособленных для использования этих видов горючего.

Перейдем теперь к рассмотрению ракет-носителей ИСЗ, оборудованных реактивными двигателями и автоматическим управлением.

Данные об орбите и движении советских спутников Земли приводят американцев к заключению, что русские применили в своей ракете систему управления, которая позволила вывести ракету-носителя на заранее вычисленную орбиту.

Глава Ⅲ. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ ИСЗ

1. Требования, предъявляемые к ракетам-носителям

Говоря о возможности завоевания космоса и о задачах, которые предстояло решить перед запуском спутников Земли, мы отмечали, что в первую очередь необходимо было создать ракету, которая смогла бы развить скорость не менее 8 км/сек.

К. Э. Циолковский в 1903 г. получил формулу, по которой можно определить конечную скорость ракеты для идеального случая полета в пространстве, где отсутствует сопротивление воздуха и сила тяжести:

где V_max — конечная скорость ракеты;

V_r — скорость истечения газов из ракетного двигателя;

ln — знак натурального логарифма;

M₀ — начальная масса ракеты (перед взлетом);

М — масса ракеты после израсходования горючего.

Из формулы видно, что громадное влияние на скорость ракеты оказывает отношение взлетной массы к массе ракеты после израсходования всего топлива — число . Это отношение принято называть числом Циолковского.

Например, при скорости истечения газов из сопла ракеты 3000 м/сек для достижения ракетой скорости 8 км/сек это число должно быть не менее 35÷40, а для конечной скорости 11,2 км/сек — 50÷55.

Для сравнения скажем, что если ведро наполнить до краев горючим, то отношение веса ведра с горючим к весу пустого ведра будет такое, какое требуется сохранить для создания ракеты-носителя, способной донести ИСЗ на его орбиту. Практически такую ракету создать невозможно. Наибольшее число Циолковского, полученное в современных одноступенчатых ракетах, не превышает 4,5. Единственным способом получения космических скоростей является применение составных, или, как их называют, многоступенчатых ракет.

При этом отдельные ступени последовательно вводятся в действие и по израсходовании топлива отделяются и падают на Землю. При этом, естественно, скорость ракеты все время нарастает, а масса ракеты уменьшается.

В носовой части последней ступени ракеты-носителя ИСЗ, если только она сама не должна стать искусственным спутником, необходимо иметь пространство для размещения ИСЗ, а также приспособление для выталкивания его в нужный момент на орбиту. Таким приспособлением могут быть обычные пружины, пневматическое устройство или пиропатроны.

Для придания аэродинамической формы носовой части ракеты, заключающей в себе спутник, можно также применять сбрасываемый или раскрывающийся защитный конус.

Из вышеприведенной формулы Циолковского видно, что для достижения орбитальной скорости при меньшем весе ракеты-носителя необходимы наибольшие скорости истечения газов. К этому и стремится современная реактивная техника.

Кроме указанного выше соотношения масс , важнейшей технической характеристикой ракеты является удельный расход топлива ее двигателем. Чем меньше удельный расход топлива, тем меньше требуется топлива для достижения орбитальной скорости и, следовательно, тем меньше вес ракеты.

Удельный расход топлива современных ракет равен примерно 5 кг/м∙сек, но он может быть снижен до 4,2 кг/м∙сек. Удельный вес двигателей при насосной системе подачи топлива может быть доведен до 1,0 кг/м∙сек. В ракете «Фау-2» удельный расход топлива составлял 4,7 кг/м∙сек, а удельный вес двигателя — 1,15 кг/м∙сек. В первых вариантах высотных ракет «Викинг» удельный вес топлива составлял 4,2 кг/м∙сек, а удельный вес двигателя — 0,95 кг/м∙сек. Дальнейшее улучшение жидкостных ракет вполне возможно. На испытательных стендах в настоящее время достигнут удельный расход топлива, равный 3,3 кг/м∙сек; проектируются ракеты с удельным весом двигателя 0,25 кг/м∙сек. При использовании атомного двигателя его удельный вес может быть снижен до 10