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 Vmax — конечная скорость ракеты;
Vr — 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 10-7 кг/м∙сек.
При проектировании ракеты-носителя ИСЗ особое внимание обращается на ее аэродинамические качества для получения большой конечной скорости ракеты. Правда, с увеличением размеров ракеты уменьшается относительное количество энергии, которое приходится тратить на преодоление сопротивления воздуха.
Однако это обстоятельство не снимает вопроса об уменьшении сопротивления воздуха в целом, и поэтому производятся тщательные исследования по совершенствованию форм корпуса ракет.
При взлете, особенно при прохождении через плотные слои атмосферы, отдельные части ракеты испытывают значительное давление воздуха.
При проектировании формы корпуса ракеты это обстоятельство учитывается таким образом, чтобы давление воздуха на каждую отдельную часть было возможно наименьшим.
Важным вопросом для ракет-носителей является нагрев корпуса вследствие трения о воздух[22], причем этот нагрев тем сильнее, чем выше скорость ракеты. Например, при скорости около 1 км/сек температура может достигнуть 400℃, а при увеличении скорости до орбитальной — 1000℃ и выше. Поэтому стремятся к такой скорости на первом участке полета, чтобы в результате нагрева не нарушилась прочность конструкции ракеты. Характер движения ракеты-носителя таков, что на малых высотах, где плотность воздуха велика, скорость ракеты еще незначительна, и корпус ракеты не успевает нагреться. По мере нарастания скорости до орбитальной ракета достигает больших высот с сильно разреженной атмосферой, где нагрев корпуса от трения о воздух уже не может быть большим.
Мы указывали, что в будущем космические корабли, предназначенные для полета на Луну или планеты солнечной системы, могут отправляться со специальных космических станций, практически находящихся за пределами атмосферы. Если такие космические корабли будут собираться на этих станциях, то их форма, в смысле аэродинамических качеств, значения иметь не будет, так как они в полете не будут испытывать никакого сопротивления.
Мы много раз подчеркивали, какое значение имеет вес ракеты. Поэтому при разработке конструкции ракеты-носителя ИСЗ конструкторы проектируют ее таким образом, чтобы каждая отдельная деталь, каждый винтик имел минимальный вес. Особое значение приобретает при этом создание новых легких и прочных материалов.
Раньше упоминалось, что забросить спутник на орбиту могут только многоступенчатые ракеты. (Вероятнее всего трех- или четырехступенчатые). Такая конструкция может быть осуществлена по-разному: во-первых, это могут быть три последовательно соединенные ракеты (рис. 15), причем первая ступень будет самой большой как по размерам, так и по весу, а последняя — самой малой; во-вторых, это может быть несколько ракет, последовательно соединенных между собою, но хвостовая часть каждой из них будет заходить в носовую часть следующей ступени ракеты (см. рис. 16); в-третьих, ступени могут быть заключены одна в другой, как бы надеты друг на друга (см. рис. 17), наконец, в-четвертых, многоступенчатая ракета может представлять собой обойму из отдельных ракет, расположенных рядом друг с другом.
Независимо от конструкции ступеней ракеты для экономии материалов и средств сейчас изучаются способы спасения ступеней ракеты после того, как они выполнят свою роль, то есть отделятся от основной части ракеты и полетят к Земле. Эта задача в настоящее время еще полностью не решена, хотя были проведены опыты, в которых испытывались различные системы парашютов и других приспособлений.
Попутно заметим, что самым идеальным решением вопроса было бы использование материала отработавшей ступени в качестве топлива для последующих ступеней. Принципиально такая возможность была показана еще в 1928 г. советским ученым Ф. А. Цандером. Но практическое решение этой задачи пока связано с очень большими трудностями, и такое решение будет делом далекого будущего.
Уже появилось много проектов термических атомных ракет.
Видные специалисты ракетной техники при разработке больших ракет-носителей ИСЗ продолжают, как и раньше, ориентироваться на более отработанные типы жидкостных ракет. Конструктор ракеты «Фау-2» доктор Вернер фон Браун, например, считает, что жидкостные ракеты будут оказывать решающее влияние на развитие ракет по крайней мере в ближайшие двадцать лет.
Независимо от конструкции каждая ракета обладает определенными основными характеристиками, причем основные взаимоотношения между ними определяют в конечном счете ее главнейшие качества. К рассмотрению этих характеристик мы сейчас и перейдем.
1. Полезный груз. Для одноступенчатых ракет под этим термином понимается: для ракеты-носителя — вес искусственного спутника, выносимого на орбиту; для боевой ракеты — вес боевого заряда; для исследовательской ракеты — вес инструментов и приборов. В случае многоступенчатой ракеты полезный груз (как и прочие характеристики) должен рассматриваться для каждой ступени отдельно. Например, полезным грузом первой ступени будет общий вес второй ступени, полезным грузом второй ступени — общий вес третьей ступени и т. д.
2. Аппаратура управления. Эта часть оборудования ракеты включает в себя все приборы и инструменты, с помощью которых осуществляется управление ракетой во время ее полета. В случае многоступенчатой ракеты первая ступень ее обычно служит для разгона и поэтому, как правило, таких приборов не имеет. Они имеются на второй и третьей, а иногда только на третьей ступени ракеты.
3. Конструкция включает корпус самой ракеты и ее ступеней (для многоступенчатых ракет), подкрепления, крепежные детали и т. д.
4. Насосы и двигатели. Сюда относятся двигатели, система подачи и распределения топлива, система охлаждения камеры сгорания и сопла.
5. Топливо. Сюда относятся: горючее вещество, окислитель, смазочные материалы и горючее для системы машин, подающих топливо в камеру сгорания.