Страница 34 из 80
7 – бак окислителя.
К.Э. Циолковский считал возможным использовать и другие компоненты топлива: вместо водорода, например, жидкие углеводороды и ими окружать камеры двигателей. Но и эта идея ошибочна, поскольку режим пленочного кипения и здесь стоит непреодолимой преградой к получению более или менее заметного времени непрерывной работы двигателя.
И этот способ был применен в США на все той же ракете n3, где часть сопла была окружена баком с азотом [66] [с. 19]. А на ракете N 4 камера размещалась попросту в баке с водой (рис. 14).
Рис. 14 Схема охлаждения двигателя ракеты АРО №4
I – бак с водой;
2 – камера сгорания;
3 – четыре сопла (два сопла не показаны);
4 – магистраль подачи окислителя;
5 – магистраль подачи горючего;
6 – форсуночная головка.
Как показано в нашей работе [67], почти все пионеры космонавтики были не специалистами в теплопередаче, термодинамике, вообще в тепловых машинах, к классу которых, несомненно, относится и ракета. Поэтому ошибки в области тепловых процессов были для них обычным делом.
Были у К.Э. Циолковского и другие идеи по тепловой защите. Он, например, предлагал внутреннюю часть камеры выкладывать каким-нибудь «тигельным материалом» (смесь веществ) или огнеупорными материалами: углеродом, вольфрамом и пр.
Этот способ нашел широкое применение в 30-е годы в СССР, но из-за отсутствия материалов, пригодных для условий ЖРД, этот путь казался тупиковым. Только в 60-е годы в результате крупных успехов в физике твердого тела появились новые материалы, которые стали широко применяться на некоторых двигателях, имевших дополнительные способы охлаждения камер.
К сожалению, в изданиях [108] [110] по каким-то причинам пропущен абзац с самой целесообразной идеей по охлаждению ЖРД. К.Э. Циолковский писал: «Водород и кислород в жидком виде, прежде чем попасть в пушку, пройдут по особому кожуху вдоль ее поверхности, охладят ее, сами нагреются и тогда уже попадают в пушку и взрываются» [11] [11О, с. 34; 1О8, с. 1О].
Таким образом, налицо идея внешнего регенеративного проточного охлаждения ЖРД, явившегося основным методом предохранения материальной части двигателей всех известных ныне космических ракет. Редакторы указанных изданий опустили фразу с этой идеей, по-видимому, посчитав ее ошибочной, поскольку было непонятно как это водород и кислород будут проходить по кожуху: в перемешанном виде? Тогда это ошибочно. Желательно было бы, чтобы К.Э. Циолковский вместо соединительного союза «и» поставил бы разделительный союз «или», т.е. написал бы: «водород или кислород».
К сожалению, не являясь теплотехником, он сам не оценил по достоинству этот метод охлаждения и отказался от него, во всех своих последующих работах отдав предпочтение «охлаждению низкой температурой жидкого кислорода». Следует иметь ввиду, что этот метод требовал еще серьезного научного обоснования, поскольку возможность использования в качестве хладоагентов криогенных жидкостей была в то время далеко не очевидна, точнее: это считалось невозможным.
Остается также сожалеть, что этот метод не был своевременно оценен в СССР и в отношении других компонентов топлив (высококипящих), что привело к большим трудностям в решении проблемы охлаждения ЖРД. Отметим, что одного этого метода еще недостаточно для надежного охлаждения двигателей: его необходимо дополнить еще и внутренним охлаждением, т.е. такой организацией внутрикамерных процессов, при которой у огневой стенки камеры создается избыток одного из компонентов топлива и, как следствие этого, пониженная температура горения. Идею этого метода впервые высказал немецкий профессор Г. Оберт [198], но, как уже отмечалось, ее в Германии не оценили, и она вновь возродилась благодаря инженеру Польману, который предложил на ракете Фау-2 орошать спиртом (горючим) внутреннюю огневую стенку камеры.
Не владея термодинамическими расчетами, К.Э. Циолковский полагал, что сопло двигателя должно быть очень длинным (равным длине ракеты) и предлагал (с 1914 г.) скручивать его спирально (рис. 15). Это предложение само по себе делало ракету неработоспособной в связи с большими газодинамическими потерями и на трение, и на поворот потока газов, и из-за принципиально больших тепловых потоков в стенку камеры.
Таким образом, можно уверенно констатировать, что К.Э. Циолковский не нашел способа охлаждения двигателя его ракеты. А ведь это вопрос принципиальный, поскольку в его камере должны были сгорать самые калорийные топлива. Можно, конечно, предложить разместить Солнце в камере и считать состоявшимся изобретение космической ракеты. Однако любой специалист по патентной экспертизе, несомненно, задаст изобретателю вопрос о том, а как же предохранить эту камеру от сгорания, причем этот вопрос симметричен самому предложению и без его решения оно теряет всякий смысл.
Впрочем, К.Э. Циолковский в связи с проблемой охлаждения прямо писал: «… не я решу эти вопросы…» [110] [с. 79].
Вот, собственно, и все конструктивные идеи, изложенные в цитируемой статье [110]. Их суть состоит, в основном, в переносе известных в науке и технике технических решений на предлагаемую космическую ракету. Исключение составляет, видимо, идея газового руля в ракете, четко и осмысленно сформулированная К.Э. Циолковским. Далее Циолковский переходит к вопросам ракетодинамики, на которых мы остановимся весьма подробно, поскольку в литературе его вклад в эту область науки чрезвычайно деформирован и, конечно, в сторону завышения его успехов.
Формула И.В. Мещерского с именем К.Э. Циолковского
Итак, претендуя на изобретение межпланетной космической ракеты, К.Э. Циолковский должен был математически доказать ее способность преодолеть притяжение Земли, совершить космический полет и вернуться обратно.
В противном случае его идея была бы просто гипотезой, для превращения которой в изобретение предстоял еще долгий путь.
В настоящем разделе мы попытаемся понять в какой степени ему удалось решить эту задачу, каков был уровень его работ по ракетодинамике и какие ему принадлежат здесь приоритеты.
Сначала, конечно, остановимся на первой задаче ракетодинамики, носящей имя К.Э. Циолковского, так же как и полученная конечная формула и входящее в нее одно число.
Предполагая, что ракета летит в свободном пространстве, т.е. она не испытывает ни силы гравитации, ни сопротивления атмосферы и что скорость истечения продуктов сгорания относительно ракеты постоянна (это было его молчаливое предположение), он составляет следующее уравнение, исходя из закона сохранения количества движения:
dV (M1 + M) =V1dM ; (1)
где М – запас топлива на ракете в данный момент полета;