Ракеты и полеты в космос

Лей Вилли

В настоящее время в качестве ракетных топлив широко применяются спирт, анилин и гидразин. Параллельно ведутся работы и с другими химическими соединениями, однако общее впечатление, складывающееся при анализе формул указанных веществ, сводится к тому, что с точки зрения содержания энергии и характеристик горения наибольший прогресс, кажется, достигнут в области совершенствования окислительной части топливных смесей.

Одной из весьма перспективных идей в этом направлении можно назвать предложение о замене жидкого кислорода жидким озоном, который представляет собой кислород, имеющий в каждой молекуле по три атома в отличие от обычного, двухатомного, кислорода. У него более высокий удельный вес; в баллоне, обычно содержащем 2,7кг жидкого кислорода, можно поместить почти 4,5кг жидкого озона. Точка кипения жидкого кислорода —183°С, а жидкого озона —119°С. Помимо более высокой плотности и точки кипения, озон имеет еще одно преимущество, которое заключается

в том, что разложение жидкого озона происходит с выделением очень большого количества тепла. Дело в том, что атомы обычного кислорода могут сгруппироваться в молекулы озона только при поглощении энергии порядка 719г/кал, что и наблюдается при грозовых разрядах и облучении ультрафиолетовыми лучами. Если же озон используется в качестве окислителя, то в процессе сгорания топлива он снова превращается в молекулярный кислород, освобождая при этом поглощенную им энергию. Расчеты показывают, что топливо, окисленное озоном, обеспечило бы получение скорости истечения газов примерно на 10% большей, чем при окислении того же топлива кислородом.

Однако все эти преимущества в настоящее время теряют свое значение вследствие того, что жидкий озон весьма неустойчив и при небольшом перегревании может превращаться в кислород со взрывом. Наличие же в нем каких-либо примесей, равно как и соприкосновение с некоторыми металлами и органическими веществами, только ускоряет этот процесс. Возможно, конечно, в природе есть такое вещество, которое сделало бы озон безопасным, но поиски подобного антикатализатора пока что не увенчались успехом.

Все перечисленные нами компоненты топлива (перекись водорода, азотная кислота, озон и некоторые не упоминавшиеся соединения азота, например N0₄) являются носителями кислорода и обеспечивают сгорание путем окисления горючего кислородом. Однако химикам известен еще один вид горения, в котором активным элементом служит не кислород, а фтор. Вследствие своей чрезвычайно большой активности, фтор в течение долгого времени оставался мало известным науке. Хранить это вещество даже в условиях лаборатории было невозможно; он «прожигал» стенки контейнеров и легко разрушал все, с чем входил в соприкосновение. Сейчас в исследовании свойств фтора достигнуты большие успехи. Обнаружено, например, что соединения урана и фтора являются весьма стойкими и не вступают в реакцию даже с чистым фтором. Благодаря полученным химиками новым веществам сейчас можно сохранять чистый фтор в течение длительного периода времени.

Стендовое испытание фирмой «Рокитдайн» большого жидкостного ракетного двигателя в горах Санта-Сюзанна близ Лос-Анжелеса

Жидкий фтор представляет собой желтую жидкость, кипящую при температуре —187°C, то есть на 4°С ниже точки-кипения кислорода; его удельный вес несколько превышает удельный вес жидкого кислорода и равен 1,265 (удельный вес кислорода 1,15). В то время как чистый жидкий фтор активно реагирует с жидким водородом, окись его (F₂O) не столь активна и потому может оказаться полезной и вполне приемлемой в качестве окислителя в ракетных двигателях.

Таким образом, поскольку размеры топливных баков зависят от плотности и энергетических показателей компонентов топлива, относительная масса ракеты в определенной степени зависит и от применяемой топливной смеси. Основная задача конструктора заключается в том, чтобы подобрать такое топливо, при котором стартовый вес ракеты был бы минимальным. Возможности же уменьшения веса баков и двигателя довольно ограниченны. Единственным перспективным в этом отношении узлом ракеты является турбонасосный агрегат. В настоящее время система подачи топлива для турбонасоса и выработки парогаза включает в себя бачки для перекиси водорода и перманганата, а также парогазогенератор и систему клапанов и трубопроводов. Все это можно было бы исключить, если бы удалось использовать для работы агрегата основное топливо ракеты. Этот вопрос решается сейчас путем создания таких турбин, которые могут работать при значительно более высоких температурах, чем та, которая считалась предельной 10 лет назад. В случае необходимости такая турбина могла бы работать на переобогащенной топливной смеси, чтобы температура горения оставалась в пределах допустимого. При этом часть топлива неизбежно терялась бы, но эти потери были бы все же меньше веса турбонасосного агрегата.

Тепловая энергия отработанных газов турбины, состоящих из паров воды и спирта, а также из углекислого газа, могла бы использоваться в теплообменнике для выпаривания некоторого количества кислорода с целью создания наддува в баке окислителя. После охлаждения в теплообменнике газы отводились бы обратно в бак горючего для создания наддува там. В результате этого конденсированные пары спирта попадали

бы обратно в свой бак. Небольшое количество конденсированной из паров воды практически не снизило бы калорийности топлива, а углекислый газ мог бы быть использован для увеличения наддува.

Рассмотренные мероприятия могут лишь незначительно улучшить характеристики ракеты; самое же главное состоит в том, что для подъема на высоту 1300км ракета должна иметь относительную массу порядка 7,5:1. А это требует принципиально нового решения многих инженерных вопросов. Таким решением является создание многоступенчатых ракет, первыми образцами которых были германская ракета «Рейнботе» и американская—«Бампер».

При осуществлении «проекта Бампер» в основу был положен принцип комбинирования уже существующих ракет.

Это решение дает ряд значительных практических преимуществ; в частности, отсутствует необходимость ждать разработки каждой ступени системы; рабочие характеристики ракет, как правило, бывают уже известны, да и к тому же подобная система стоит гораздо дешевле. Но в этом случае получается такая ракета, в которой ступени имеют различные относительные массы. И так как эти ступени работают на разных топливах, они показывают различные скорости истечения продуктов сгорания. Расчет характеристик многоступенчатой ракеты довольно сложен, но мы несколько упростим его, взяв за основу двухступенчатую ракету, в которой обе ступени работают на одном и том же топливе и имеют одинаковые относительные массы (каждая 2,72:1). Допустим также, что эксперимент проводится в безвоздушном пространстве и при отсутствии какого-либо гравитационного поля. Первая ступень сообщит нашей ракете скорость, равную скорости истечения (1с), а вторая— удвоит ее (2с), так как конечная скорость второй ступени будет равна удвоенной скорости истечения. При одноступенчатой схеме для этого потребовалось бы создать ракету с относительной массой 7,4: 1, а это не что иное, как с³, или 2,72 X 2,72. Из этого следует, что во многоступенчатой ракете конечная скорость соответствует максимальной скорости разгона одноступенчатой ракеты с относительной массой, равной произведению относительных масс всех ступеней.

Зная это, можно довольно легко подсчитать, что запуск на высоту 1300 км должен осуществляться двухступенчатой ракетой, в которой каждая ступень имеет относительную массу 3:1. Обе ступени должны работать на этиловом спирте и жидком кислороде при скорости истечения порядка 2км/сек, на уровне моря. При этом первая ступень практически вообще не сумела бы развить скорость, равную скорости истечения, так как в реальных условиях ей пришлось бы преодолевать тяготение и сопротивление воздуха, зато вторая ступень, не имеющая дела с этими отрицательными моментами, смогла бы развить скорость, близкую к удвоенной скорости истечения продуктов сгорания. Чтобы представить себе, какие размеры должна была бы иметь такая ракета, предположим, что полезная нагрузка второй ступени весит 9 кг. Тогда все весовые характеристики получат следующий вид (в кг):

Этот вес почти равен весу ракеты «Викинг» № 11, которая достигла высоты 254 км, имея полезную нагрузку в 374 кг, что значительно превышает вес второй ступени в нашем примере.

Двадцать лет назад ученые с большим жаром обсуждали две проблемы; сможет ли ракета выйти за пределы земной атмосферы и будет ли она в состоянии преодолеть силу земного притяжения. При этом высказывались опасения, что ракета за очень короткий промежуток времени разовьет слишком большую скорость и потратит подавляющую часть своей энергии на преодоление сопротивления воздуха. Сегодня большинство этих опасений можно считать беспочвенными; ракеты уже не раз выходили из пределов земной атмосферы. Практика показала, что стоит только ракете на оптимальном режиме достичь тропопаузы, как будут устранены почти все препятствия для ее дальнейшего движения вверх. Это объясняется тем, что атмосферный слой, лежащий ниже тропопаузы, содержит 79% всей массы воздуха; стратосфера охватывает 20% массы, а в ионосфере рассеяно менее 1 % всей массы воздуха.

Степень разреженности воздуха в верхних слоях атмосферы еще лучше иллюстрируется средней длиной свободного пробега молекул воздуха. Известно, что на уровне моря в 1см³воздуха при +15°C содержится 2,568 X 10¹⁹ молекул, которые постоянно находятся в быстром движении. Так как молекул очень много, они часто сталкиваются между собой. Среднее расстояние по прямой, которое молекула проходит от одного до другого столкновения, называется средней длиной свободного пробега. Этот параметр не зависит от скорости движения молекулы, а следовательно, и от температуры среды. На уровне моря средняя длина свободного пробега молекул воздуха равна 9,744 X 10^{– 6}см, на высоте 18км она уже достигает 0,001мм, на высоте 50км составляет 0,1мм, а в 400км от Земли она приближается к 8км.