Наша задача — рассказать прежде всего об основных принци-

пах работы обычных ракет.

Все основные принципы работы космической ракеты были сформулированы и научно обоснованы (не только теоретически, но многие и экспериментально!) основоположником космонавтики, нашим соотечественником К. Э. Циолковским.

В соответствии с формулой Циолковского

конечная скорость х>к , приобретаемая ступенью ракеты в отсутст­вие гравитационного и аэродинамического сопротивлений, зависит

от скорости истечения массы х>а и отношения массы топлива к су-

хой массе ракеты, которое называют числом Циолковского:

На первых этапах создания космических ракет стремились к

причем для одних и тех же топлив х>а определяется совершенством

двигательной установки (ДУ).

увеличению Кц . Так, американская ракета «Атлас» имела Кц=13, что близко к теоретическому пределу. Скорость истечения х>а опре­деляется средней молекулярной массой продуктов истечения энергоемкостью топлива Е, теплоемкостью продуктов истечения Ср и КПД работы двигательной установки г\-

Исходя из сказанного для одних и тех же видов топлив va и Кц — величины практически независимые, поэтому конструкторы и стремились к повышению Кц, считая этот критерий одним из са­мых важных. Так, ракета «Атлас» сконструирована по «несущей» схеме, т. е. ее баки, выполненные из стали, были и ее корпусом. Толщина стенок бака увеличивалась от вершины к основанию ра­кеты, а в среднем составляла примерно 0,8 мм. Эксплуатация ра­кеты из-за этого значительно усложнялась. Перевозить се можно было, например, только с поддутыми баками. Высокая (100 тыс. долл./кг) стоимость выведения груза с помощью такой ракеты говорит сама за себя.

Следующий принцип, закладываемый в конструкцию косми­ческих ракет, — это их ступенчатость, т. е. последовательная ра­бота ракетных блоков. Этот принцип был сформулирован К. Э. Циолковским в 1926 году в труде «Исследование мировых пространств реактивными приборами» (новая редакция). Для п-ступенчатой ракеты формула Циолковского принимает вид:

п

vK-- V Vai In (1 \-Кп;) (при / - ^ 1 , //),

т. е. открывает возможность достижения космических скоростей при реальных значениях Кцi и vai .

Большое количество проведенных в 30—40-х годах теоретиче­ских расчетов траекторий движения космических ракет и допусти­мых нагрузок на их конструкцию позволило установить близкие к оптимальным потери на гравитацию и аэродинамическое сопро­тивление: соответственно около 1300 и 200 м/с. Поэтому для пред­варительных проектных оценок конечную скорость в формуле Ци­олковского принимали равной не 8000 м/с, а 9500 м/с. Если при выбранных величинах vai и Кцi а также количестве ступеней п это значение удовлетворялось, то можно было приступать к рабо­чему детальному проектированию космической ракеты.

В процессе детального проектирования уточняли и оптимизи­ровали конструкцию, соотношение компонентов топлива (отноше­ние расхода окислителя к расходу горючего) и определяли закон его регулирования в полете, метод и давление наддува топлив­ных баков, уточняли конструкцию и параметры ДУ, системы уп­равления, аэродинамическую форму и аэродинамические харак­теристики, конструкцию органов управления, тепловые режимы, механические, вибрационные и акустические нагрузки, определяли технологические возможности производства ракеты, а также воз­можности стендовых испытаний ее частей, а затем и комплексных испытаний ракеты в сборе, уточняли ее эксплуатационные харак­теристики.

Все эти работы проводились в несколько этапов, так как пре­пятствий было очень много. Как правило, и стенды, и техничес­кие позиции, и стартовые комплексы приходилось создавать зано­во с учетом многих ограничений и трудностей, обычных в каждом новом деле.

Если для авиации земная атмосфера является необходимым компонентом для осуществления полета, то создание космических ракет первого этапа характеризовалось необходимостью преодоле­ния большого количества проблем, связанных именно с наличием у Земли атмосферы. Именно из-за атмосферы ракете необходимо преодолевать аэродинамическое сопротивление, испытывать теп­ловые, акустические и динамические нагрузки, терять в тяге и удельной тяге двигателей [для ракет с ЖРД и ракетных двигате­лей твердого топлива (РДТТ)] в результате изменения давления атмосферы с высотой, иметь сложные системы управления и аэ­родинамические стабилизаторы, подвергаться взрывоопасности, иметь тяжелые и трудоемкие в изготовлении головные, антенные и другие обтекатели, преодолевать (за счет увеличения собствен­ной массы) ветровые воздействия во время стоянки на стартовой позиции, иметь громоздкую теплоизоляцию баков с криогенными компонентами (жидкие кислород, водород, гелий), а также спе­циальные устройства для программного стравливания газов из отсеков, устройства для стекания электростатического заря­да и т. п.

К этому следует добавить, что и современные ракеты также проектируются с учетом всех перечисленных выше особенностей, однако сейчас к услугам проектантов электронно-вычислительные машины, огромный опыт в создании ракет, арсенал новых метал­лов и материалов, современные стенды и аэродинамические трубы.