Автор: Кочетков Т.-В.Н.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника междупланетные соединения (междупланетные полеты) космонавтика (аэронавтика)
ISBN: 978-5-87140-030-2
Год: 1998
Текст
Т.-В.Н. Кочетков
РУССКАЯ ЦЕНТРАЛЬНАЯ
РАКЕТА
1698 -1998
Православная Русская академия наук и искусств
Ломоносова-Циолковского Отделение совершенного движения
РУССКАЯ ЦЕНТРАЛЬНАЯ
Автор Т.-В.Н.КОЧЕТКОВ — г. Котельнич
Редактор-издатель А.Н.МАСЛОВ — г. Москва
УДК 629.7.036 (063) Центральная ракета
ББК 39.6
К75
И.-В.Н. Кочетков, «Русская центральная ракета. 1698-1998», М.: Редакция журнала
«Самообразование» и МФ «Семигор», 1999, - 232 стр., илл, 2-е издание 2017 год
Книга содержит описание ракеты с передним (верхним) приложением силы тяги
(«тянущая схема»). Показаны преимущества этой схемы перед брауновской с хвостовыми
«толкающими» двигателями. «Тянущая схема» была предложена К.Э. Циолковским при
описании «космических ракетных поездов», но практически до исследований В.Н. Кочеткова в
ракетах многоступенчатых не применялась. Из множества других интересных предложений
автора следует выделить «Летательный аппарат, возвращаемый с космической орбиты через
атмосферу планеты с использованием эффекта Магнуса-Ранка». Автором экспериментально
доказано, что роторная посадка такого рода превосходит даже вертолетную. Технической части
книги предшествует очень обстоятельное описание истории реактивного движения.
Книга предлагается для читателей, интересующихся историей русского ракетостроения,
для студентов, молодых специалистов и военнослужащих.
Объем 29 п.л., формат 60*90/8, 150 страниц с рисунками.
Редакция журнала «Самообразование»
Свидетельство о регистрации средств массовой информации в Комитете РФ по печати
№ 015159 от 06 августа 1996 г.
ISBN 978-5-87140-030-2
Т.-В.Н.Кочетков, А.Н.Маслов, 1998
Художественное оформление Т.-В.Н.Кочетков, 1998
Для связи mr.logic@list.ru Маслов Александр Николаевич
ОТ РЕДАКТОРА
К трёхсотлетию Русской Центральной ракеты,
к семидестипятилетию автора и
к сорокалетию научной деятельности автора.
Среди исторических памятников отечественной технической и научной мысли публикуемая
рукопись «Русская Центральная ракета», написанная более четверти века тому назад, представляет
военно-исторический интерес, поскольку создавалась в условиях враждебных отношений между СССР
России и САСШ Америки.
Ни для кого не секрет, что США использовали в ракетно-космическом единоборстве не только свои
собственные мысли.
Русским техникам, инженерам, учёным и военным в ракетном деле ума, умения и опыта не надо
было занимать - и раньше, и в то время. Их родословная по ракетному делу идёт из таких глубин, о
которых и собственные начальники, организаторы, руководители и академики мало что знали. А где уж
там разобраться в этом наемным деятелям американской науки или разведки - в тонкостях российской
техники и Русского языка!..
Не всем известно, например, что русские реактивные снаряды в древние времена назывались
«шутихами», »потехой» и другими именами («огненными голубями» княгиня Ольга сожгла город
Искоростень, «реактивные горшки» со «смагой» - напалмом древности - применяли русские моряки
против турок и др.).
«Потешные» войска Петра Первого, в переводе на современный нам язык, являются Ракетными
войсками! (см. приложение № 7).
Ракетные военные отряды при Петре Первом составлялись большею частью из добровольцев,
поступавших на военную службу по собственному желанию и именовавшихся волонтёрами. Начало
созданию таких отрядов дал царь Алексей Михайлович для военного воспитания и обучения своего сына
- царевича Петра - в среде его однолетков (все 1672 года рождения).
Бомбардирами называли ракетчиков-артиллеристов, переводимых в том числе из состава чисто
пушкарей в Потешные (ракетные) войска - с 1682 года (см. Приложение № 7).
В 1687 году из Потешных войск были созданы первые Русские гвардейские полки - Преображенский и
Семёновский - имевшие в своём составе и ракетно-артиллерийские подразделения - роты бомбардиров.
Пётр Первый, желая узнать отличия и новинки всех воинских и кораблестроительных «хитростей»,
которыми похвалялась Западная Европа, организовал Великое Посольство - русскую дипломатическую
миссию в Западную Европу в 1697-1698 годах. В составе Великого Посольства было около 250 человек
во главе с Великими послами - Ф.Я.Лефортом, Ф.А.Головиным, П.Е.Возницыным. Фактическим
руководителем миссии был сам Пётр Первый, входивший в посольство под именем Петра Михайлова
(см. Приложение № 7).
Великое посольство ознакомилось с постановкой военно-морского и ракетно-артиллерийского дела
на Западе и пригласило специалистов для флота и армии. Поездка подтвердила преимущества Русских
пороховых центральных ракет, отработанных ещё до поездки на тысячах образцах в опытных стрельбах
и грандиозных фейерверках. Поэтому 1698 год можно считать ближним началом для родословной
авторской многоступенчатой «Русской центральной ракеты 1963», которой и посвящается настоящая
книга , а 1682 год - годом начала родословной Государственных Ракетно-Космических войск России.
На наш взгляд книга представляет не только историко-технический интерес, но и имеет конкретное
практическое значение для будущего ракетостроения. Общеизвестная идея продольного («пакетного»)
соединения и разделения пороховых одноступенчатых ракет была переработана К.Э.Циолковским в
теорию многоступенчатой «эскадрильи ракет» в 1934 году и применяется в практике после создания
знаменитой ракеты-носителя Р-7 по проекту М.К.Тихонравова с 1957 года.
Ещё более древняя идея поперечного «тандем» деления и соединения пороховых ракет с передним,
верхним приложением силы тяги («тянущая» схема), была также переработана К.Э.Циолковским в
теорию «космических ракетных поездов» в 1929 году, но практически в ракетах многоступенчатых не
применялась.В печати же эта идея «популяризаторами» всячески затемнялась в угоду конструкторам-
монополистам, применявшим только брауновскую «тандем»-схему с хвостовыми «толкающими»
двигателями.
3
Автор «Русской Центральной ракеты», Владимир Николаевич Кочетков - военный лётчик времени
Великой Отечественной войны. Он впервые увидел натуральную ракету ФАУ-2 в 1958 году в Московском
Авиационном институте и решил переделать её по самолётному подобию.
Причём, это решение пришло независимо от идеи К.Э. Циолковского, поскольку идеи и статьи
Циолковского содержались под негласным запретом и знакомы с ними были очень немногие. В программах
и в библиотеке МАИ их не существовало. По воспоминаниям автора, ему не удалось встретить имя
Циолковского также и во всех, имевшихся в те времена классификациях схем летательных аппаратов, в
различных «перечнях» и «стандартах».
В 1963 году, в декабре 17 числа автору было выдано Свидетельство на новую компоновку PH с единой
двигательной установкой - «Русскую центральную ракету» с приоритетом 1963 года, апреля, 10.
Результаты дальнейших работ по новой схеме были защищены 8-ю авторскими свидетельствами
для всех классов существующих и известных ракет и космических кораблей, которые получили
возможность дожита струй двигателей кислородом воздуха и возможность водного морского старта и
посадки-приводнения.
Из множества других интересных предложений автора следует выделить «Летательный аппарат,
возвращаемый с космической орбиты через атмосферу планеты с использованием эффекта Г.Магнуса
- Дж.Ранка» Это разработка 1965 года, когда автором экспериментально было доказано существование
эффекта Магнуса на сверхзвуковых скоростях полёта и установлено, что роторная посадка такого рода
превосходит даже вертолётную. Это первый в мировой практике летательный аппарат оригинального
типа - без аналогов и предшественников...
При подготовке к печати рукописи сохранены стиль, орфография, пунктуация и идеологические
ссылки оригинала. Единственным сокращением является пропуск расчётных таблиц (рис. 122 - 127)
узко специального назначения.
В приложении №2 приводятся выдержки из родословной В.Н.Кочеткова, которая является образцом
бережного отношения к памяти о своём роде, и из его жизнеописания.
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ
ПО ДЕЛАМ ИЗОБРЕТЕНИЙ И ОТКРЫТИЙ СССР
ЙВТОЯ» СШВЕШОО
А.Н.Маслов,
Москва, декабрь 1998 г.
На основании полномочий, предоставленных Правительством СССР,
Государственный комитет по делам изобретений и открытий СССР
выдал настоящее свидетельство
КОЧЕТКОВУВладимиру Николаевичу., . ____ ______
КОСЯрюкову И.Б.,Таланову А.П.,Цнброву А.Т.,Яранце
Румынскому А .Н, ,Кяриллову"В^&;—----------
на изобретение ----------------------------------
Яранцеву О.А
по заявке ^5§09>У149^оритетом от......10. апреля 1963 г*.....
автор и изобретения: .... ОНИ .же._.—......-...........----
\ Зареявгстрмроваяо » Государственном реестр#
иобретенж! Союз» ССР
17 .Декабря .дев 3. г.
’Действие авторского свидетельства распро-
страняется на всю территорию Союза ССР
/ Начадъмик отдем
4
Т.-В.Н.КОЧЕТКОВ
РУССКАЯ ЦЕНТРАЛЬНАЯ
1>АКЕТА
Имена соавторов изобретений и разработок
А.А.Афанасьев, М.А.Казаченко, А.Д.Скулкин,
М.М.Белоусов, В.В.Кириллов, Л.И.Слабкий,
И.В.Боржанский, И.В.Кострюков, К.А.Стекениус,
М.Г.Васин, Б.М.Кощеев, А.П.Таланов,
Д.И.Виноградов, Н.А.Крючков, И.П.Тришкин,
Д.И.Горшков, В.М.Кудрявцев, А.Т.Цыбров,
Ю.И.Данилов, А.Ф.Кулябин, И.Е.Шашков,
Н.Т.Даньков, Г.А.Максимов, В.А.Штоколов,
Б.Н.Даньков, В.А.Долганов, Н.М.Драчёв, А.И.Зайцев, В.Л.Знаменский, Ю.М.Исаев, М.Н.Казаков, М.С.Маркин, В.В.Марков, С.П.Непобедимый, Х.А.Рахматуллин, А.Н.Румынский, Д.А.Самарский, Л.Г.Санников, О.А.Яранцев
Имена научных работников, испытателей — инженеров и техников — друзей автора,
единомышленников и критиков, принимавших участие в исследовании “ракеты с верхними
двигателями” и “роторного космического корабля” в 1960 —1983 годах.
А.Б.Агеев, В.М.Макушин,
И.К.Бажинов, И.А.Майдоровский,
В.М.Батруков, А.М.Мельбард,
Э.Н.Вшола, А.Г.Мрыкин,
Я. А Ваграменко, А.С.Нехорошев,
П.Т.Верещетин, Л.И.Некрасова,
Н.А.Варваров, А.М.Осипов,
В.И.Гуров, А.Г.Пилютик,
В.Ф.Грибанов, Ю.Д.Пчёлкин,
С.Д.Гришин, И.И.Подтынков,
Л.А.Дегтярёва, Э.И.Раззаков,
А.Ф.Евич, Ю.В.Рябов,
А.И.Ененко, С.С.Семёнов,
Н.М.Иванов, М.В.Савёлов,
В.А.Каменщиков, Э.В.Соколенко,
Н.С.Киняпин, И.Т.Скрипниченко,
Б.С.Кирнасов, Д.Д.Севрук,
Е.М.Калинин, В.А.Сагайдачный,
А.В.Кочетков, В.И.Столбецов,
М.К.Кочетков, Б.Г.Ситников,
Г.С.Летучий, А.И.Тишков,
В.А.Лясковец, Г.А.Тюлин,
Б.Д.Лебеденко, А.Н.Терентьев,
Н.М.Трошнев,
В.В.Терентьева,
Г.А.Тягунов,
В.И.Флоров,
Ю.А.Фролов,
В.П.Ходцев,
В.А.Хотулев,
А.А.Чурилин,
В.Н.Брусков,
А.И.Шеховцов,
Ю.С.Шахмин,
Н.П.Щербакова
и многие,
многие другие... —
ЦНИИМаш!
По Имени — ЖИТИЕ, по жизни и трудам — ПАМЯТЬ.
В.Н.Кочетков.
9 марта 1998 года,
Калининград Московский,
6
ПРЕДИСЛОВИЕ
Благодаря применению нового могущественного научно-технического средства познания при-
роды, - КОСМОНАВТИКИ, становится возможным получение все новых и новых фактов, касающихся
стратегии и тактики освоения сил природы и подчинения их целям производственной деятельности
людей.
Практический интерес также представляет и овладение знаниями о происхождении самой космо-
навтики, как науки и как одного из сложных видов орудий труда, в основе которых лежит реактивный
принцип движения. Истоки первых идей космонавтики находились в самой природе задолго до появ-
ления человека. Основная часть космонавтики - реактивное движение, как одна из форм существова-
ния материи, сохранилась при переходе ее из неорганического состояния - в органическое и, будучи
освоена, используется в естественном и искусственном виде.
Другая составная часть космонавтики - невесомость, как одно из состояний материи не только
космического, но и земного характера, встала серьезным барьерам на пути осуществления межпланет-
ных полетов. С космонавтикой связаны не только развивающиеся производства и науки, но и сама
философия существования человека. Наиболее ярким проявлением этой взаимосвязи становится 1903
год, когда в канун нового революционного века, космонавтика, как часть производительных сил обще-
ства и одна из форм общественного сознания, получает фундаментальную практическую, теоретиче-
скую и философскую основу, отражающую многовековую борьбу, устремления, чувства и идеалы
трудящихся масс.
Факт одновременного формирования 1-й Программы Коммунистической партии и 1-й Программы
исследования космического пространства реактивными приборами не является случайностью, т. к. ис-
токи, причины и движущие силы их были общими. Как правило, в канун революционных бурь осо-
бенно заметным становится подъем духовных, творческих сил народа. Но в полуфеодальных условиях
настоящая наука не могла наиболее эффективным образом объединиться с практикой. Подневольный
труд противился ’’благим" призывам науки. 1917 год ликвидировал этот разрыв. Материальная и фи-
лософская основа формирующейся космонавтики становятся единым звеном в новом государстве тру-
дящихся.
В советской философской и научно-технической литературе имеется значительное количество ра-
бот, посвященных проблемам естествознания, мировоззрению выдающихся естествоиспытателей и
значению их творчества в борьбе за материализм. Исследование развития космонавтики только еще
начинается. Первые опыты в этом деле показывают, что задача глубокого раскрытия взаимосвязей в
процессах космонавтики, показа крупнейших достижений в производстве космических транспортных
средств еще не решена полностью.
В данной работе делается одна из попыток исследовать материальную и идейную основы творче-
ства в ракетостроении и космонавтике и определить значение результатов на материалах работ заме-
чательных новаторов, концентрирующих в себе неисчерпаемый производственный и научный опыт
народа и прокладывающих пути ко все более широкому применению законов естествознания в ракет-
ной и космической технике.
Диалектика развития конструктивно-компоновочных схем космических аппаратов и принципов
реактивного движения позволяет применить ее общие законы и в такого вида исследованиях. Напри-
мер, наиболее яркое проявление закона единства и борьбы противоположностей наблюдается в кон-
струкциях и внешних формах аппаратов.
Выявление причин, источников и движущих сил развития космонавтики помогает нам определить
не только время наступления скачка в развитии, но и найти вид этого скачка, его конкретную форму.
Из всех элементов космической системы форма и конструкция космического корабля является
наиболее стабильной, т. к. он проектируется для вполне конкретных задач. Но основой для данного
исследования служит генеральная (общая) совокупность всех характеристик множества проектов пи-
лотируемых ракетно-космических систем, отображенная на план-карте с подробным членением для
выборки.
Предметом исследования выбрана, на основе идеи К.Э. Циолковского, конструктивно-компоно-
вочная и аэрогазодинамическая форма ракет и космических аппаратов, оснащенных многокамерной
двигательной установкой с центральным телом. В тексте часто применяется наименование "Централь-
ная ракета", впервые введенной Ф.А. Цандером для такого вида ракет и аппаратов. Рассмотрены и дру-
гие виды аэродинамических форм и принципов полета в атмосфере на активном и пассивном участках
траектории (тангенциально-роторный спуск, лазерный старт, гипотетические РД с кумулятивными за-
рядами топлива, с электромагнитным полем и др.).
7
Введение посвящено развитию теории и практики полета в космическом пространстве. Источни-
ком служили документальные материалы, исследовавшиеся в течение многих лет автором в ЦГАОР
СССР, ЦГАНХ СССР, ЦГВИА, ЦГИАЛ, ГАКО, ААН СССР и др.
Первая глава содержит результаты определения аэрогазодинамических, конструктивных и балли-
стических резервов стартовых и маршевых ступеней ракет и космических аппаратов. Источником слу-
жили варианты проектов, проекты и технические характеристики ракетно-космических систем СССР
и США.
Вторая глава является самой важной частью работы. В краткой форме излагаются основные экс-
периментальные результаты большой серии сложных исследований в аэрогазодинамических трубах,
электродуговых установках, на стендах и полигонах. В процессе изучения новых методов моделиро-
вания, разработки и проектирования моделей, а затем их кропотливой доработки при испытаниях, в
большом коллективе талантливых и опытных исследователей родилось много интересных идей и пред-
ложений, впоследствии защищенных авторскими свидетельствами. Центральным предметом исследо-
ваний было взаимодействие струй многосопловых двигательных установок с внешним потоком и
влияние на него аэродинамических форм моделей ракет и аппаратов, на поверхности которых это вза-
имодействие и наблюдалось.
Третья глава содержит систематизированный материал и краткие сведения об аэродинамических
формах возвращаемых ступеней ракет и космических аппаратов (гл. образом). Рассмотрены аэродина-
мические тормозные устройства баллистического и планирующего спуска в атмосфере планет и при-
менение тормозных двигателей для этих же целей. Экспериментальные исследования щитовых,
роторных и газоструйных тормозных устройств описаны в главе четвертой. И, наконец, в пятой, по-
следней главе подведены итоги предварительных исследований аэрогазодинамики некоторых форм
ракет и космических аппаратов. Кратко описаны наброски схем мощных ’’центральных” ракет и аппа-
ратов, схемы тангенциально-роторного спускаемого аппарата и описаны способы водного старта и по-
садки для ракет-гигантов и космических аппаратов многоразового применения.
В заключении формулируются краткие выводы.
8
ВВЕДЕНИЕ. РАЗВИТИЕ ТЕОРИИ И ПРАКТИКИ ПОЛЕТА В КОСМИЧЕСКОМ
ПРОСТРАНСТВЕ
1. Важнейшие истоки первых идей космонавтики
Вступая в мир Космоса, мы приближаемся к первоистокам жизни, к открытию тайн эволюции
жизни в условиях гравитации, электромагнитных полей и радиации, к открытию взаимосвязей мате-
рии, времени и пространства [331; 256; 44; 21]. Получение новых фактов, касающихся происхождения,
стратегии и тактики развития жизни становится возможным благодаря применению могущественного
научно-технического средства познания природы КОСМОНАВТИКИ [11, 57, 69, 107]
Практический интерес представляет и овладение знаниями о происхождении самой космонав-
тики, как науки и как технического средства, использующего принцип реактивного движения. Для про-
никновения в существо реактивного движения мы имеем в живой и неживой природе существующие
с незапамятных времен способы, явления и механизмы древнейших форм реактивного движения (ре-
акция при механическом, химическом и электрическом взаимодействиях масс; давление света и реак-
тивные силы излучающих масс; ’’биологические ракеты” - кальмары, осьминоги, наутилусы, медузы,
морские гребешки, личинки стрекоз и почти все рыбы и, наконец, реактивные споры некоторых грибов
и других растений, см. рис. 1) [110]. Раковина наутилуса, - живого ископаемого 500 млн. летней дав-
ности, - сложное сооружение, - гидростатический аппарат, идеально отработанный природой, может
служить прототипом батискафа и космической капсулы [110, 271]. (Рис. 2)
Так же, как и открытие О. Крамером биогидродинамического эффекта, исследование механизма
создания биоракетной тяги может внести новое в теорию и практику ракетостроения. Если рассматри-
вать обитателей моря с точки зрения гидродинамики, то можно обнаружить интересные приспособле-
ния для уменьшения сопротивления воды при плавании: чешуйчатые и губчатые поверхности,
управление пограничным слоем с помощью отсоса вихрей, бульбообразное сокращение корпуса, демп-
фирующие мышечные механизмы, выделение смазывающей слизи, гидростатические полости и др.
Исследование законов реактивного движения в условиях микромира пока еще серьезно вообще не про-
водилось [108, 282].
Но на основе изучения только особенностей эволюции формы живых организмов и способов их
передвижения в пространстве - нельзя понять основные закономерности развития форм реактивного
движения. Принцип единства организма и среды, выдвинутый К.Ф. Рулье и И.М. Сеченовым [270,276],
предполагает детальное изучение всех форм связи между организмом и средой. Подвижность же орга-
низмов, как это показано И.П. Павловым, достигается за счет увеличения этих связей [231]. Проблема
взаимоотношений организма и среды получила развитие в трудах В.И. Вернадского и А.Л. Чижевского,
открывших единую взаимосвязь космического мира с миром земной биосферы [46, 225]. Почти через
200 лет после открытия закона всемирного тяготения И. Ньютоном (1687 г.), в 1882 г. К.Э. Циолков-
ским была высказана мысль о влиянии сил гравитации на форму, строение и размеры животных и рас-
тений [315, 321]. Позже были опубликованы аналогичные утверждения в работах Крукса (1897 г.),
Гартвига (1898 г.), Томпсона (1917 г.) и В.Я. Бровара (1960 г.) [33]. (Рис. 1). Важным вкладом в про-
блему энергопитания является открытие М.И. Волского (1951 г.) о взаимодействии азота атмосферы с
развитием растений и животных [50].
Таким образом, истоки первых идей космонавтики (принципа реактивного движения, гидростати-
ческих и демпфирующих устройств, состояния и явлений невесомости, регулирующих действий гра-
витации, аккумулирования энергопитания на подвижном объекте) находились в самой природе задолго
до появления человека.
Важнейшая, основная часть космонавтики - реактивное движение, как одна из форм существова-
ния материи, - сохранилась при переходе природы из неорганического состояния в органическое и,
совершенствуясь, используется растениями и животными в различных видах. Человек, следуя законам
природы, применил идеи реактивного движения для создания технических средств транспорта. Разли-
чия в технических решениях определялись разнообразием целей, материалов и условий труда.
Другая составная часть космонавтики - невесомость, как одно из состояний материи не только
космического, но и земного характера, встала серьезным барьером на пути осуществления межпланет-
ных полетов человека и, вероятно, пассивная адаптация к этому фактору будет невозможна без созда-
ния искусственной гравитации.
9
2 Идеи применения законов реактивного движения в военной технике и на
транспорте
Появившись в неявной форме во времена, - когда человек стал обладать способностью восхи-
щаться величием пространства, падением звезд, полетом птиц и быстротой рыб, - идея космического
полета прошла длительную эволюцию. В памяти человечества сохранились полустертые временем
предания, содержавшие зачаточные формы предвидения космического полета, основанные на технике
"огненных колесниц" и "искусственных крыльев".
История человечества до краев полна штурмами бастионов природы, междоусобными войнами и
борьбой против оплотов рабства. В качестве средства борьбы нашел применение и реактивный прин-
цип (для создания оружия, главным образом). (Рис. 3; 4; 6; 7; 9; 10)
Космонавтика, являясь системой производственного опыта и научных знаний, была связана с раз-
витием производства, техники, науки и с борьбой философских, мировоззренческих идей.
Наиболее выдающиеся достижения опыта и знаний, составили к 1903 г. материальную и фило-
софскую основу формировавшейся космонавтики - нового средства "для бесконечного распростране-
ния разумной жизни в пространстве Вселенной и для вечного бытия во времени" [322]:
I. ПРАКТИКА, ОПЫТ
- изобретение пороховых ракет и применение их, как боевого средства, в войнах и в фейервер-
ках (3000 г. до н.э.4-Х1Х в. н.э.);
изготовление солнечных рубиновых лазеров в Индии и Египте (~Ш в. до н.э.);
- реактивные паровые приборы "Голубь Архитаса" и "Шар Герона"
(-IV-III вв. до Н. Э.);
- разработка технологии изготовления пороха для ракет и мин
(-1200 г. Н. Э.);
- изобретение огнестрельного оружия (предп. 1313 г.);
- изобретение парашюта - Леонардо да Винчи (1505 г.);
- конструирование крылатых ракет и ракет с парашютами (1574 г.);
- изобретение телескопа - Г. Галилеем (1610 г.);
разработка схемы парового реактивного автомобиля (Ньютоном, 1686 г.);
- проведение опытов с подводными ракетами (1734 г.);
- разработка предложений и схем гидрореактивных двигателей для судов -
Д. Бернулли и Л. Эйлером (1736^-1737 г.г.);
- попытка запуска ИСЗ в виде ядра выстрелом из пушки (Франция, 1740 г.);
- первый полет людей в атмосфере на воздушном шаре братьев
Ж. М. и Ж. Э. Монгольфье (1783 г.);
- разработка реактивных способов управления парящим телом (1784 г.);
- изобретение спасательного ракетного линемета
Э. Шефером (1784 г.) и Селлом (1797 г.);
- усовершенствование боевых ракет В. Конгревом (в 1800-^1813 гг.), А. Д. Засядко (в 1815-^1823
г.г.), К.А. Шильдером (в 1834^-1837 г.г.), К. И. Константиновым (в 1848^-1860 г.г.);
- разработка первого способа фотографирования Л. Дагером и Н. Ньепсом
(1839 г.);
- создание модели реактивного геликоптера Филипса (1842 г.);
- создание спектроскопа Г. Кирхгофом и Р. Бунзеном (1859 г.);
- изобретение реактивного самолета Н.А. Телешовым (1867 г.);
- создание первой в России аэродинамической трубы В. А. Пашкевичем (1871 г.);
- проект реактивного летательного аппарата Н. И. Кибальчича (1881 г.);
- проект реактивного дирижабля П. Рабьена (1882 г.);
- предложение С.С. Неждановского об использовании керосина и азотной кислоты в качестве
жидкого топлива для ракет (1882 г.);
- разработка схемы космического корабля К.Э. Циолковским (в 18784-1883 г.г.)
(рис. 5; 11);
- установление основных закономерностей фотоэффекта А. Г. Столетовым
(в 1888-1890 г.г.);
- изобретение К. Лавалем паровой турбины активного типа и геометрического сопла для уско-
рения движения струй пара (1889 г.);
10
- полеты на крыльях-планере О. Лилиенталя (в 1891-И 896 г.г.);
- опытная аэродинамическая труба К.Э. Циолковского (1891 г.);
- изобретение и создание радиоприемника А. С. Поповым (в 1889^-1895 г.г.), начало практиче-
ской радиосвязи;
- открытие особого рода проникающих лучей В. Рентгеном (1895 г.);
- открытие радиоактивности элементов А. А. Беккерелем (1896 г.);
- открытие П. Н. Лебедевым давления света на твердые тела и газы (1899 г.; 1907 г.);
- опыты М. М. Филиппова по дистанционному управлению взрывом (1903 г.);
- разработка К.Э. Циолковским схемы жидкостного реактивного двигателя - ЖРД, газовых ру-
лей и поворотных сопел (1903 г.);
- полет братьев О. и В. Райт на аэроплане (1903 г. - через 10 лет после 1-го полета аэроплана
А.Ф. Можайского в 1882 г.).
И. ЛЕГЕНДЫ, МЕЧТЫ, ПЕРВЫЕ ФАНТАЗИИ
- Древние легенды и первые записи о полетах людей: в книге Овидия "Метаморфозы" - полет
Дедала и Икара на искусственных крыльях, полет Фаэтона на огненной колеснице; в библио-
теке Ассурбанипала - полет Этана (-3000 лет до н.э.);
- фантастический рассказ Лукиана "Истинные истории" о путешествии Икаромениппа на Луну
(160 г. н.э.);
- книга А. Данте "Рай" о полете на планеты (1300 г.);
- книга Ф. Годвина "Человек на Луне" и книга Д. Уилкса "Рассуждения о новом мире и другой
планете" (1600 г.);
- книга И. Кеплера "Путешествие на Луну во сне" (1634 г.);
- книги Сирано де Бержерака "Полеты на Луну" и "Комическая история государств и империй
Солнца" (1649 г.; 1652 г.);
- книга А. Кирхнера "Экстатическое путешествие" (1656 г.);
- книга Б. де Фонтенеля "Диалоги о множественности миров" (1686 г.);
- книга Д. Свифта "Путешествие Гулливера" (магнитный корабль) (1726 г.);
- книги 1865 г.: А. Эйро "Путешествие на Венеру", Ж. Верн "С Земли на Луну", А. Дюма "Пу-
тешествие на Луну", А. де Парвиль "Жители с планеты Марс", К. Фланмарион "Воображаемые
и реальные миры";
- книги: Ж. Верна "Вокруг Луны" (1867 г.) и "500 миллионов бегумы" (1879 г. - идея ИСЗ);
Перси Грега "По Зодиаку" (1880 г.);
- книги К.Э. Циолковского "Грезы о Земле и небе и эффекты всемирного тяготения" (1895 г.) и
К. Лассвитца "На двух планетах" (1879 г.);
- книга Г. Уэллса "Борьба миров" (1898 г.)
III. ЗНАНИЯ, ЕСТЕСТВЕННЫЕ НАУКИ
- Переход астрономии на научную основу, разработка Гиппархом (~ 180-н 125 до н.э.) теории ви-
димого движения Солнца, Луны и составление таблиц; составление К. Птоломееем (-87-Л65
н.э.) "Альмагеста" - полнейшей астрономической энциклопедии того времени;
- создание гелиоцентрической системы мира Н. Коперником (1473 - 1543 г.г.); борьба Д. Бруно
за идею о бесконечности Вселенной и бесчисленности миров (1584 - 1600 г.г.);
- изобретение Г. Галилеем телескопа (-1610 г.) - начало телескопической астрономии; откры-
тия Г. Галилея в астрономии и опубликование их в "Звездном вестнике" (1610 г.);
- открытие И. Кеплером законов движения планет (1609 г.; 1618 г.);
- обоснование И. Ньютоном основных понятий и принципов классической механики и открытие
важнейшего закона природы - закона всемирного тяготения (1687 г.);
- разработка Д. Бернулли и Л. Эйлером теории реактивной струи жидкости и предложение ее
для схем гидрореактивных двигателей (1736 - 1738 г.г.);
- обоснование Т. Шванном теории клеточного строения животных организмов и растений (1839
г.);
- открытие закона сохранения и превращения энергии Ю. Майером, Д. Джоулем и Г. Гельмголь-
цем (1847 г.);
- эволюционная теория - учение о развитии живой природы Ч. Дарвина (1859 г.);
11
- открытие периодического закона элементов Д.И. Менделеевым (1859 г.);
- обоснование К.Э. Циолковским реактивного принципа, как единственной основы космических
полетов, в работе "Свободное пространство" (1878-1883 г.г.);
- книга А. П. Федорова "Новый принцип воздухоплавания, исключающий атмосферу как опор-
ную среду" (1896 г.);
- книга Н. Ф. Федорова "Философия общего дела" (1903 г.);
- теоретическая разработка Дж. Томсоном модели атома (1903 г.);
- труд К.А. Тимирязева "Космическая роль растения" (1903 г.);
- разработка К.Э. Циолковским теории реактивного полета и первой космической программы
распространения разумной жизни вне Земли (1903 г.) (рис. 5; 11);
- развитие теории движения точки переменной массы для общего случая в трудах И. В. Мещер-
ского (1904 г.); создание динамики тел переменной массы.
IV. ОБЩЕСТВЕННЫЕ НАУКИ
- Начальный период развития философии в трудах древнегреческих мыслителей: Фалеса, Анак-
симандра, Анаксия, Гераклита, Демокрита, Платона и Аристотеля (VII - IV вв. до н.э.);
- философия эпохи средневековья и буржуазного общества, труды важнейших ее представите-
лей: Ф. Аквинского, Ф. Бэкона, Д. Беркли, Ж. Ламерти, Д. Дидро, П. Гольбаха, К. Гельвеция,
Г.В.Ф. Гегеля и Л. Фейербаха (XIII - XIX вв.);
- вклад русских революционных демократов в развитие философии: В. Г. Белинского, А.И. Гер-
цена, Н. Г. Чернышевского, Н.А. Добролюбова, Д. И. Писарева (XIX в.);
- революционный переворот в политэкономии, совершенный К. Марксом и Ф. Энгельсом.
- начало ленинского этапа в развитии философии (90-е г.г. XIX в.);
- первая Программа Коммунистической партии России, принятая на II съезде РСДРП (1903 г.).
То, что самый главный труд К.Э. Циолковского, цель его жизни, самое важное его открытие -
обоснование программы исследования космического пространства и распространения разумной жизни
во вселенной - совпадает по времени опубликования с Ленинской программой революционного осво-
бождения трудящихся из-под ига эксплуататоров, не является случайностью. Чувство ответственности,
великая любовь к людям составляют тот благородный стимул, который вел на борьбу гений В.И. Ле-
нина. И те же побуждения характерны для К.Э. Циолковского, хотя силы своего ума и сердца он отда-
вал в другой сфере человеческой деятельности - стремился помочь человечеству преодолеть оковы
земного тяготения для проникновения в просторы космоса с помощью научно-технических средств,
чтобы получать там "горы хлеба и могущества" [318, 319, 322].
Труды и мысли В.И. Ленина не раз соприкасались с творчеством и мечтами К.Э. Циолковского.
Известны беседы В.И. Ленина о космических полетах по воспоминаниям Е.Я. Драбкиной, А.Е. Мага-
рама и Ф.Н. Петрова [168]. В.И. Ленин был одним из активных авторов и внимательным читателем
журнала "Научное обозрение", где был напечатан основной труд К.Э. Циолковского [317]. Гениальная
работа В.И. Ленина "Материализм и эмпириокритицизм" (1908 г.) - одно из ярких свидетельств того,
как В.И. Ленин основательно изучал новые достижения в науке и технике [186].
В условиях царизма настоящая наука не могла объединиться наиболее эффективным образом с
практикой. Подневольный, каторжный труд противился "благим" призывам науки. Программа иссле-
дования космоса объединилась с программой социалистического строительства только после Октября
1917 г., когда был ликвидирован разрыв между наукой и практикой.
3. Причины, движущие силы и источники развития ракетной техники и
космонавтики СССР
Социализм открывал безграничные возможности для развития и техники космического полета, т.
к. все чудеса техники, все завоевания культуры становились общенародным достоянием, а не сред-
ствами насилия и эксплуатации [187, 188]. Вторая Программа партии, принятая VIII съездом РКП(б),
определила пути развития производительных сил страны. "Набросок плана научно-технических ра-
бот", написанный В.И. Лениным в 1918 г., получил дальнейшее развитие в плане ГОЭЛРО.
В 1918 г. состоялись: П-й Всероссийский авиационный съезд, съезд по дизелестроению и про-
мышленная выставка. Развертываются работы вокруг Комиссии по изучению производительных сил
России. В 1919 г. созывается 1-й Всероссийский съезд физиков. В новых условиях работали крупные
12
ученые, труды которых прямо или косвенно были связаны с теоретическими проблемами космонав-
тики: А.А. Белопольский (1854 - 1934) - по астрономии; В.А. Стеклов (1864—1826) - по математиче-
ской физике; А.Н. Крылов (1863 - 1945) - по механике и кораблестроению; В.И. Вернадский (1863 -
1945) - по биогеохимии и радиогеологии; С.А. Чаплыгин (1869 - 1942) - по аэрогазодинамике; М.А.
Бонч-Бруевич (1888-1940) - по радиотехнике. Повороту Академии наук на путь служения народу спо-
собствовала деятельность ученых-большевиков: астронома П.К Штернберга (1865-1920), химика Л.Я.
Карпова (1879-1921), историка М.Н. Покровского (1868-1932) и др., а также пример передовых рус-
ских ученых К.Э. Циолковского (1857-1935), К.А. Тимирязева (1843-1920), Ф.А. Цандера (1887-1933),
И.П. Павлова (1849-1936). Создаются институты нового типа - отраслевые и специальные, среди них
и ЦАГИ, где были начаты работы по обобщению и разработке вопросов ракетной науки и техники
[223]. Важную роль сыграло подписанное В.И. Лениным Постановление СНК от 25.VIII-1921 г. "О
мерах к поднятию уровня инженерно-технического знания в стране и к улучшению условий жизни
инженерно-технических работников РСФСР". Руководство деятельностью научно-технических об-
ществ поручалось Главнауке при Наркомпросе, во главе которой был Ф. Н. Петров, а также научно-
техническому отделу ВСНХ.
В феврале 1922 г. утверждается Всесоюзная ассоциация инженеров (ВАИ). На 1 съезде инже-
нерно-технических работников в декабре 1922 г. было избрано Всесоюзное Международное бюро ин-
женеров и техников (ВМБИТ). Для дальнейшего улучшения условий работы было принято в августе
1925 г. Постановление ЦК РКП(б) "О специалистах".
В целях повышения технической грамотности населения было создано в 1928 г. общество "Тех-
ника- Массам".
Задачи химической промышленности обсуждались в 1927 г. на двух всесоюзных съездах (съезд
Осоавиахим и 1-й Всесоюзный съезд химиков). Записку с планом развития химии подписали видные
ученые: А. Порай-Кощиц, И. Ипатьев, А. Фаворский, Д. Прянишников, Н. Курнаков, А. Ферсман, А.
Бах. Б. Швецов, П. Лазарев, Н. Зелинский, В. Кочетков, Е. Шпитальский и др.
В ноябре 1931 г. ЦК ВКП (б) принял Постановление "О реорганизации НТО СССР и общества
"Техника-массам". В 1933 г. создается Всесоюзный совет научных инженерно-технических обществ
(ВСНИТО) во главе с Г.М. Кржижановским. К 1934 г. общества объединяли более 100 тысяч инжене-
ров, рабочих и техников, работая в контакте с АН СССР. Большое количество предложений внедряется
в производство. Авиа ВНИТО решало важнейшие задачи авиатехники, штурма стратосферы, разрабо-
тало одну из крупных ракет того времени - "Авиавнито" [290]. В списке, рассмотренном В.И. Лени-
ным, в число академиков был включен и К.Э. Циолковский (май 1918 г.). А в ноябре 1921 г. В.И. Ленин
подписал постановление СНК о специальной пенсии К.Э. Циолковскому [168]. Далее К.Э. Циолков-
ский получает всестороннюю помощь и под держку в творчестве и технической реализации своих идей
(издание трудов, "Дирижаблестрой", РНИИ).
Создание отечественной авиации, с которой связаны будущие успехи Советской Космонавтики,
партии удалось при участии РВС СССР с самого начала превратить во всенародное дело. Весной 1923
г. создается общество друзей воздушного флота - ОДВФ, собравшее за 2 года 6 млн. руб., на которые
было построено свыше 300 боевых самолетов. Поддерживается и изобретательство. В комиссию по
военным изобретениям вошли С.С. Каменев, М.Н. Тухачевский, И.С. Уншлихт и др. Для разработки
реактивных снарядов были еще в 1919 г. выделены средства, оборудование и помещение в Москве. Н.
И. Тихомиров и В.А. Артемьев в 1924 г. провели успешные стрельбы реактивными снарядами и под-
твердили перспективность начатых работ (Рис. 6; 7).
Насколько серьезно тогда партийно-государственное и военное руководство понимало в перспек-
тиве все взаимосвязи процесса развития новейших направлений техники для создания основ ракето-
строения и будущей космонавтики, можно видеть в работе М.Н. Тухачевского [291]: "... Наиболее
характерной чертой конструктивных исканий, - пишет он -,... в области авиации является стремление
поднять потолок самолета, а вместе с тем и его горизонтальную скорость ... Новые моторы ищут в
форме дизеля, что даст более надежное действие,... Помимо того, идет интенсивная работа по констру-
ированию авиатурбин, как газовых, так и паровых, Наконец, крайне секретно, но интенсивно ведутся
работы по созданию реактивного мотора."
Члены РВС СССР тов.: М.В. Фрунзе, С.П. Гусев, К.Е. Ворошилов, И.С. Уншлихт, С.С. Каменев,
М.Н. Тухачевский, Н.И. Подвойский, Г.К. Орджоникидзе, П.И. Баранов, Я.И. Алкнис, Р.П. Эйдеман и
др. были организаторами, руководителями и участниками в разработке первых образцов реактивных
двигателей, ракет и в создании научно-технических и производственно-экономических основ для даль-
нейшего развития авиации, стратонавтики и космонавтики.
13
13 октября 1920 г. на общем собрании ячейки РКП(б) Академии Генштаба было создано оргбюро
Военно-научного общества (ВНО). Через военно-научные организации Коммунистическая партия ока-
зывала большое идеологическое влияние на подготовку командного состава, объединяя не только ком-
мунистов, но прогрессивную часть военных специалистов. Глубоко продуманные, партийные основы
деятельности ВНО позволили в дальнейшем создать Осоавиахим - крупнейшую творческую государ-
ственно-общественную организацию в истории Советского народа.
В 1923 г. ответственный секретарь ВНО К.Б. Калиновский выступил с проектом организации Все-
союзного Центра ВНО. Постановлением РВС от 18.VI-1924 г. М.Н. Тухачевский, один из активнейших
участников работы ВНО, назначается председателем Комиссии по подготовке Всесоюзного съезда
ВНО.
В это же время произошло знаменательное событие, от которого можно вести организационную
родословную Советской космонавтики. Следуя общей установке партии на связь военных научных
учреждений с гражданскими, СЕКЦИЯ реактивного двигателя, организованная при ВНО Академии
Воздушного флота (в середине апреля 1924 г.), совместно с Московским обществом любителей
астрономии, становится главным учредителем ОБЩЕСТВА изучения межпланетных сообщений
(ОИМС). В списках членов этой секции и в ОИМС находились слушатели академии: Н.А. Соколов-
Соколенок, А.Н. Макаровский, М.Г. Лейтейзен, В.П. Каперский, М.А. Резунов и др. (23 слушателя
академии), а также: Ф.А. Цандер, К.Э. Циолковский и Я.И. Перельман. Со времени образования ОИМС
работа в организационном и практическом плане по изучению проблем реактивного транспорта,
оружия и космических полетов в нашей стране фактически не прерывалась, концентрируясь главным
образом в Военно-научном обществе СССР. 3 июня 1926 г. приказом РВС СССР был объявлен состав
временного Центрального совета ВНО СССР: М.В. Фрунзе (председатель) И.С. Уншлихт, А.С. Бубнов,
Р.П. Эйдеман, С.С. Каменев, К.Е. Ворошилов, А.И. Егоров, М.Н. Тухачевский, А.И. Корк, П.И.
Баранов, В.К. Триандофилов и др. Военно-научное общество (ВНО СССР) в дальнейшем получило
наименование - Общество содействия Обороне СССР (ОСО СССР) [168].На III съезде Советов по
предложению М.В. Фрунзе было основано общество Авиахим СССР, объединившее ОДВФ и
Доброхим, во главе с И.С. Уншлихтом. Руководителями секций Авиахима были Ф.Э. Дзержинский
(авиапромышленная секция), К.А. Механошин (спортивная), П.И. Баранов (воздушного права). 4
августа 1925 г. Союз Авиахим СССР открыл из своих средств кредит на постройку дирижабля К.Э.
Циолковского (20000 руб.); в январе 1926 г. Бюро Авиахима под председательством С.С. Каменева
постановило выдать К.Э. Циолковскому пособие 1500 руб.; 9 августа 1926 г. Бюро Авиахима (И.С.
Уншлихт, Р.А. Муклевич, Я.М. Шатуновский и др.) вновь рассматривало предложение об оказании
материальной поддержки К.Э. Циолковскому. Были оплачены все его работы по
цельнометаллическому дирижаблю и другим изобретениям.
В 1926 г. в связи с общим бюджетным укреплением СССР было уделено большое внимание ока-
занию материальной помощи авиационной и химической промышленности, конструкторским и лабо-
раторным работам.
В авиапромсекции в последующие годы РВС СССР начал организацию ГИРД"ов - групп изучения
реактивного двигателя.
28 октября 1926 г. ОСО и Авиахим СССР приняли решение об объединении обществ в Осо-
авиахим СССР. 17-23 января 1927 г. состоялся 1-й Всесоюзный съезд Осоавиахима СССР [27].
ЦАГИ, ознакомившись с программой работ ВНО, Авиахима, трудами К.Э. Циолковского и Ф.А.
Цандера, был вынужден включить в планы работ своего "общетеоретического отдела (ОТО)" на 1927
- 1928 г.г. ряд вопросов по исследованию реактивного полета [223].
В апреле - июне 1927 г. в Москве состоялась "Первая всемирная выставка межпланетных аппара-
тов" с участием К.Э. Циолковского, Ф.А. Цандера, Г. Полевого, А. Федорова, Р. Годдарда, Эно-Пель-
три, М. Валье, Г. Оберта и др. [168].
В середине 1927 г. С.С. Каменев, тогда Зам. Наркома обороны, пригласил Ф.А. Цандера, на беседу
о его планах и работах по межпланетным сообщениям, по кислородно-нефтяному двигателю и ракетам.
Ф.А. Цандеру была оказана поддержка в проведении опытов.
В конце 1928 г. в Ленинграде при Институте инженеров путей сообщения была организована Сек-
ция межпланетных сообщений во главе с Н.А. Рыниным (1877 - 1942), известным автором первой Кос-
мической Энциклопедии (9 книг ее вышли в 1928 - 1932 г.г.).
Исследования ракетной лаборатории, находящейся в системе УВИ РККА, продолжались также в
Ленинграде под руководством Н.И. Тихомирова и В.А. Артемьева. Секретарь ЦК ВПК(б) С.М. Киров,
командующий ЛВО А.И. Корк, а затем М.Н. Тухачевский укрепляли и развивали лабораторию реак-
тивных снарядов. В 1928 г. 3-го марта проводятся успешные стрельбы реактивными снарядами. А в
14
середине марта представители высшего командования РККА подробно знакомятся с деятельностью
лаборатории. Заместитель председателя РВС СССР И.С. Уншлихт 28 марта письмом к командующему
ЛВО А.И. Корку советует создать специальную комиссию для всесторонней помощи и руководства
работами в лаборатории. А.И. Корк докладывает 14 мая 1928 г. начальнику ОВИ РВС СССР о дости-
жении реактивным снарядом дальности 1300 м (половинный заряд), об успешном развертывании ис-
следований и проведении опытных стрельб. Так в 1928 г. был закончен важнейший этап советского
ракетостроения - этап создания реактивного снаряда на бездымном порохе (воспламенители из чер-
ного пороха; стальные диафрагмы и камера сгорания; сопло Лаваля) [168, 169]. (Рис. 6; 7; 12).
В июне 1928 г. по инициативе командующего ЛВО М.Н. Тухачевского и при содействии секретаря
Ленинградского Обкома ВКП(б) С. И. Кирова лаборатория реорганизуется, укрепляется и получает
официальное наименование - "ГАЗОДИНАМИЧЕСКАЯ ЛАБОРАТОРИЯ (ГДЛ)" - с подчинением ее
Военному научно-исследовательскому Комитету при РВС СССР (ВНИК РВС СССР). В лаборатории
начинают работу Г.Э. Лангемак и Б.С. Петропавловский - виднейшие ракетостроители того времени.
Начало исследований по созданию ЭРД и ЖРД в ГДЛ относится к 15 мая 1929 г., когда для этой
цели было создано специальное подразделение под руководством В.П. Глушко. Его проект - "Реактив-
ный двигатель с высокой скоростью истечения (ЭРД)", законченный к 1929 г., - получил хорошую
оценку в Комитете по делам изобретений, и комбриг Н.Я. Ильин привлек В.П. Глушко к практической
работе над реактивными двигателями в системе ВНИК РВС СССР. Для опытов было предоставлено
помещение в одном из корпусов электрофизического института (г. Ленинград). В мае 1929 г. лабора-
тория В.П. Глушко вошла в состав ГДЛ, где были продолжены работы по теме "Металл, как взрывчатое
вещество с целью создания электрореактивного двигателя (ЭРД)" [60]. Взрыванию подвергались нити
из углерода, проволоки из алюминия, свинца и др. металлов, а также ртуть и электропроводящие рас-
творы. Для разряда использовалась энергия импульсной установки.
В 1929 г. - 1930 г. теоретически и экспериментально была доказана работоспособность ЭРД, осо-
бенно для орбитальных полетов. Дальнейшие усилия были направлены на создание "земных" двигате-
лей - ЭРД для дальнебойных ракет.
В августе и сентябре 1930 г. были представлены предложения по сверхдальним ракетам на РДТТ
и ЖРД и план работ по применению ракет для увеличения скорости самолетов (на взлете и для манев-
ров).
Содержание и объем работ показывает, что ГДЛ становится на уровень современных научно-ис-
следовательских институтов. Приказом от 20 августа 1930 г. № 120/45 заместитель начальника воору-
жений РККА подтверждает передачу ГДЛ в ведение Артиллерийского НИИ с содержанием по смете
Технического штаба Нач. вооружений РККА.
Рецептура бездымного пороха - ПТП - была разработана Н.И. Тихомировым и В.А. Артемьевым
в содружестве с химиками С.А. Сериковым и М.Е. Серебряковым. Было налажено производство тол-
стосводных шашек 024 мм и длиною 50-60 мм. Дальность PC определялась по максимальной скоро-
сти, баллистическим таблицам и по формуле К.Э. Циолковского
(
V= uln 1 + — ,
V р/
где - а>- вес заряда,
р - сухой вес снаряда.
Диаметр камеры сгорания определялся по формуле
13 гл -4®/’
j 1 II т Шал
Щ — Uo -------------- ,
+4^^
где d2 - наружный диаметр камеры,
Ui - предел упругости,
<р - запас прочности =1,1,
Ртах = 200 кг/см2.
Критическое сечение сопла dk рассчитывалось по соотношению D/dk на основе опытных данных
(D - диаметр заряда). При D/dk = 23 горение шло нормально. Угол конусности установлен опытным
путем на маятниковом приборе и равнялся ~20°. Наилучшим условиям размещения шашек отвечало
число 7, и тогда DM = dj/З , где dj- внутренний диаметр камеры. В ГДЛ для 132 мм и 82 мм PC приме-
нялись шашки длиною 57,2 мм с каналами 8 и 6 мм соответственно. Теоретическая скорость истечения
15
где п-—-—,£=1,2,
к
F - "сила” пороха (кгм).
Вес определялся из формулы К.Э. Циолковского:
Заказы ГДЛ выполнялись в мастерских Научно-исследовательского артполигона, в мастерских
Военно-морского инженерного училища в г. Ленинграде и на заводе Мостяжарт в г. Москве. В конце
июня 1932 г. по распоряжению М.Н. Тухачевского ГДЛ построила мастерские на территории Петро-
павловской крепости. Лаборатория была размещена в здании Адмиралтейства. В начале 1933 г. М.Н.
Тухачевский присутствовал при стендовом испытании ЖРД и высоко оценил достижения ГДЛ, связы-
вая с этими опытами ’’особо важные перспективы жидкостного реактивного мотора” [291]. М.Н. Туха-
чевский понимал, что для решения проблем применения ракет и реактивного способа движения в
РККА необходимо создание специального института. Чтобы в этом убедить Наркома, нужны были
время и неоспоримые факты, т. к. в условиях нехватки денежных средств предубеждение против ра-
кетного дела приобретало форму непреодолимого барьера. Имея поддержку со стороны С. М. Кирова,
Г. К. Орджоникидзе, И.С. Уншлихта, Р. П. Эйдемана, а также стремление энтузиастов ракетного дела
- К.Э. Циолковского, Ф.А. Цандера, В.П. Глушко, Г.Э. Лангемана, В.А. Артемьева, Н.А. Рынина, В.И.
Шорина, В.В. Разумова, Д.А. Граве и многих других, - к объединению усилий, к развертыванию прак-
тических работ, согласно призыву ЦК ВКП(б) за овладение новой техникой, М.Н. Тухачевский пред-
принял попытку привлечь к новому делу актив Ц.С. Осоавиахима СССР. Почва для развертывания и
организации работ по ракетостроению, как мы знаем, была в Осоавиахиме подготовлена еще с 20-х
годов, когда начинало работать первое общество космонавтики - ОИМС.
Научно-исследовательская и опытно-экспериментальная работа для содействия авиапромышлен-
ности, с самого начала заложенная в самой основе Осоавиахима, и материальные возможности обще-
ства позволяли начать не только техническую пропаганду и популяризацию идей, но и предпринять
меры для практического применения реактивных двигателей в технической реконструкции Воздуш-
ного Флота. Осоавиахим развернул эту работу по всей стране - в Москве, Ленинграде, Харькове, Киеве
и др. городах, при отделах Воздушного флота Осоавиахима. ЦС Осоавиахима направил во все свои
организации указания и циркуляры о развертывании групп изучения реактивного двигателя и принци-
пов реактивного движения с целью объединения работников данной области. ГИРД’’ы решали практи-
чески проблемы конструирования и создания ракетных двигателей и опытных ракет. Московская
группа изучения реактивного двигателя была организована при Бюро воздушной техники Осоавиахима
председателем ЦС Осоавиахима Р. П. Эйдеманом по указанию М.Н. Тухачевского. Председателем
Бюро ГИРД был избран Ф.А. Цандер. С ним начали работать И.П. Фортиков, М.П. Оглобин, Беляев-
ский, А.И. Полярный, Н.А. Белокуров, А.И. Подлипаев, Молчанов, Бунин, Е.С. Параев, С.А. Ровенский
и др. В качестве летчика-испытателя С.П. Королев был привлечен Ф.А. Цандером, вероятно, в октябре
1931 года. В июле 1932 г. для выполнения административных функций С.П. Королев был принят в
ГИРД начальником на общественных началах. Общественными работниками являлись также: А.Г. Ко-
стиков, М.К. Тихонравов, Н.А. Кульбицкий, Э. Микиртумов, А.Л. Кочуев и др.
Главным научным руководителем и конструктором ГИРД оставался до конца своей деятельности
Ф.А. Цандер. ГИРД был назван именем Ф.А. Цандера в 1933 г. специальным постановлением Цен-
трального Совета Осоавиахима СССР после преждевременной смерти талантливого ученого, инже-
нера-новатора.
Организация Ленинградского ГИРД”а происходила, также по указанию М.Н. Тухачевского, под
руководством Председателя Осоавиахима г. Ленинграда В.И. Шорина с участием П.Ф. Федосеенко,
Н.А. Рынина, Я.И. Перельмана, В.В. Разумова, М.В. Гажала, Е. Е. Чертовского, И.Н. Самарина, С. Лоц-
манова, В.А. Артемьева, Б.С. Петропавловского, В.П. Глушко, А.Н. Штерна и др. весной 1931 г.
Сведения о работе ГИРД”ов в других городах (Харькове, Баку, Тифлисе, Архангельске, Орен-
бурге, Днепропетровске, Казани, Киеве, Минске, Николаеве, Одессе и др.) пока не исследованы.
Первые опытные ракеты в СССР были разработаны и запущены на полигонах г. Ленинграда. Это
были небольшие ракеты трех видов с пороховыми реактивными двигателями: высотные ракеты (осве-
тительные и фоторегистрирующие ракеты на 5-НО км), ракеты с листовками и ракеты с имитацией
16
шрапнельных взрывов. В ЛенГИРД"е также разрабатывались ракеты на ЖРД конструкции В.В. Раз-
умова и А.Н. Штерна. В Московском ГИРД Ф.А. Цандеру удалось в короткий срок создать ракеты
"ГИРД-Х" и "ГИРД-09", а также разработать ЖРД ОР-1 и ОР-2. Ракета "ГИРД-Х" была запущена 25
ноября 1933 г. (Рис. 6; 7; 12).
ГИРД"ы, созданные с целью объединения научно-технических сил для организации Центрального
научно-исследовательского института ракетной техники, выполнили свою роль.
М.Н. Тухачевский, начавший работу по созданию ракетного института в 1929 году, получил не-
оспоримую поддержку от широкой общественности через ГИРД"ы Осоавиахима СССР и стал форси-
ровать события с марта 1932 г. Проведенное им совещание технический управлений РККА и
Осоавиахима СССР единодушно приняло решение о необходимости создания НИИ ракетной техники.
После обсуждения вопроса в Комиссии Обороны СТО была создана комиссия под руководством И.А.
Акулова для практических мер по созданию института (25 июля 1932 г.) ЦС Осоавиахима СССР 10
апреля 1933 г. принял решение о передаче Московского ГИРД"а Наркомвоенмору - в УВИ НВ РККА.
3 августа 1933 г. К. Е. Ворошилов, после доклада М.Н. Тухачевского, вынес решение об образо-
вании Реактивного научно-исследовательского института - РНИИ в г. Москве в системе НКТП. Таким
образом ГДЛ г. Ленинграда была преобразована в Институт с присоединением к ней Московского
ГИРД. Начальником РНИИ назначается И. Т. Клейменов, его заместителем Г.Э. Лангемак (до января
1934 Г.И.О. зама был М.П. Королев).
Начался новый этап в развитии ракетного дела в СССР на государственных началах. Коллектив
РНИИ завершил программу работ, начатых в ГДЛ и ГИРДах по созданию ракет и двигателей различ-
ного вида и назначения и произвел в течение 1934-38 г.г. их стендовую и летную отработку. С 1937 г.
после перестройки структуры и уточнения направлений работ институт получил наименование НИИ-
3 НКОП. В 1939 г. в институт было передано КБ-7 Л.К. Корнеева и А.И. Полярного (организованное
в конце 1935 г. в АУ НКО СССР для разработки ракет на жидком топливе).
До 1937 г. в Осоавиахиме работала Реактивная группа под руководством И.А. Меркулова. Затем
она была вместе со Стратосферным комитетом передана в Стратосферную Комиссию АН СССР. Даль-
нейшее развитие научных учреждений и КБ показано на схеме (рис. 18).
4. Современный этап развития космонавтики и основной метод его ис-
следования
Космическая программа К.Э. Циолковского, поддержанная партией и государством, дополненная
трудами Ф.А. Цандера, Ю. В. Кондратюка и В.П. Глушко, большими коллективами инженеров, техни-
ков и научных специалистов, продолжает свое формирование и в наши дни. На рис. 19 показаны ос-
новные направления космической программы СССР и, развивающейся под влиянием ее, космической
программы США. (Рис. 20; 21).
Если бы мы ограничивались вышеприведенным описанием имеющихся фактов поступающей ин-
формации о реактивных летательных аппаратах, сделав более или менее полный обзор, то это не дало
бы нам ничего нового. Но даже элементарный хронологический перечень в сочетании с изучением
взаимосвязей между фактами и с разработкой простейших процессов может подтвердить или поста-
вить под сомнение исследуемые факты. Нами рассмотрен вариант вспомогательной "план-карты" (рис.
22) в развитие второго положения. В прямоугольных координатах (х - время, у - характеристики) в
едином масштабе изображаются компоновочные схемы пилотируемых КА с максимумом подробно-
стей и учетом основного назначения конструкции. Подобные же план-карты составляются для ракет-
носителей, САС и для стартовых устройств. Т. е. максимально наглядно представляется вся сложная
картина космической техники, начиная с этапа старта, где на конструкцию действуют основные
нагрузки, особенно во время работы двигателей 1 ст., и кончая моментом посадки КА на поверхность
Земли или планет. В числе характеристик графически даются следующие величины: вес и тяга, пере-
грузка и скоростной напор, инерционные силы, ограничения всех видов, температурные нагрузки, ра-
диация, воздействие метеоритов, материалы, конструктивная характеристика, удельные импульсы,
габариты, объемы, вид топлива и т. п.
После нанесения информации о КА план-карта подвергается дальнейшей обработке. Выделяются
составные части и элементы компоновки и производится расчленение компоновок графически. Опре-
деляются характеристики выбранных для исследования элементов. Достаточное количество исследуе-
мых фактов - одно из условий успешного исследования. В данной работе мы не ограничивались только
конечными вариантами компоновок и проектов, а рассматривали все доступные для нас начальные и
промежуточные варианты. Отбор исследуемых явлений и группировка их производилась не только по
внешним признакам, а, главным образом, на основе сущности явлений в процессах, связанных с при-
менением КА. Стабильность явлений в процессах, связанных с применением КА. Стабильность иссле-
дуемого материала обеспечивалась соблюдением хронологической последовательности и отбором
17
материалов из однородного источника с использованием дополнительных сведений для контроля. При
несоблюдении этих условий в исследуемых процессах либо вообще было бы невозможно найти не
только закономерности, но и простейшие зависимости, либо выводы не дали бы отображения существа
явления.
Таким образом генеральная (общая) совокупность всех характеристик изучаемых проектов пило-
тируемых космических аппаратов, отображенная на план-карте, явилась для нас основой для объема
выборки, т. е. числа отобранных элементов (значений; идей;) для подробного исследования. (Рис. 23).
Диалектика развития конструктивно-компоновочных схем КА и принципов реактивного движе-
ния позволяет применить ее общие законы и в нашем исследовании. Наиболее яркое проявление закона
единства и борьбы противоположностей наблюдается в КОНСТРУКТИВНЫХ и ВНЕШНИХ
ФОРМАХ аппаратов. Здесь мы выбираем для изучения величины конструктивных характеристик, вхо-
дящих в формулу, выведенную К.Э. Циолковским для конечной скорости реактивного аппарата. При-
мером противоположностей в этом направлении могут служить: плотность топлива, рабочих тел и
газов и вес емкостей, в которых они находятся. Знание закона перехода количественных изменений в
качественные имеет большое значение для понимания процессов увеличения удельной тяги реактив-
ных двигателей и для выбора применения новых преобразователей энергии. Исходя из этого, вторым
направлением исследований мы выбираем удельную тягу двигателей и тормозной импульс различных
устройств аппарата на участке возвращения из полета и посадки. Кроме того, проявление второго за-
кона диалектики в сочетании с законом отрицания отрицания необходимо для глубокого понимания
характера развития, взаимодействия старого и нового в эволюции компоновочных и конструктивных
форм для поиска и обоснования более совершенных видов пилотируемых космических аппаратов и их
систем. (Рис. 24).
В целом все эти законы, характеризуя диалектико-материалистическое понимание процесса раз-
вития космической техники, помогут нам понять причины, источники и движущие силы этого разви-
тия, определить не только время наступления скачка в космической технике, но и определить вид этого
скачка, его конкретную форму. Это направление мы и примем как заключительное. (Рис. 24).
18
ГЛАВА I. АЭРОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ, КОНСТРУКТИВНЫЕ И БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ
РЕЗЕРВЫ СТАРТОВЫХ, МАРШЕВЫХ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ И КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
НА УЧАСТКЕ ВЫВЕДЕНИЯ НА ОРБИТУ
1.1 Конструктивно-компоновочные схемы пилотируемых космиче-
ских аппаратов, ракет и стартовых устройств
Из всех элементов космической системы только космический аппарат обычно проектируется для
вполне конкретной задачи и в редких случаях подвергается модификации, в отличие от остальных эле-
ментов (ракеты, стартового комплекса). Приводим очень краткое описание особенностей конструкции
и некоторых систем пилотируемых космических аппаратов СССР и США с целью выявления отличи-
тельных моментов и изучения каждой из систем (рис. 19-^28).
• Компоновка и внешняя форма аппаратов.
- Одноместный корабль ’’Восток” (1961 г.) конструктивно состоит из двух основных частей:
сферического возвращаемого отсека - кабины космонавта и конического приборного отсека с аппара-
турой и тормозной двигательной установкой. Вес КК с последней ступенью PH 6170 кг, длина 7,35 м;
вес без последней ступени - 4725 кг; вес возвращаемой сферической кабины 2400 кг, а ее диаметр 2,3
м. Всего было запущено 6 кораблей ’’Восток" (с 12/IV-1961 по 16/VI-1963 г.). (Рис. 25.)
- Трехместный корабль "Восход” (1964 г.) конструктивно состоит из герметической кабины и
приборного отсека с тормозной двигательной установкой (ЖРД). Имеется резервный тормозной поро-
ховой двигатель. В кабине - три люка и три иллюминатора, новое оборудование. Вес корабля 5320 кг.
Внешне корабль мало отличается от "Востока". Двухместный корабль "Восток-2" имеет на кабине
шлюзовую камеру, обеспечивающую выход в космос без разгерметизации кабины. Шлюзовая камера
может быть отделена от кабины также, как и приборный отсек. (Рис. 25.)
- Трехместный корабль "Союз" (1967 г.) состоит из орбитального отсека, предназначенного для
работы и отдыха экипажа, возвращаемого аппарата и приборно-агрегатного отсека. Орбитальный отсек
находится в передней части и сообщается со спускаемым аппаратом. Парашюты - в специальном кон-
тейнере. Реактивные двигатели управления, мягкой посадки и торможения размещены на корпусе.
Форма спускаемого аппарата определена из условий спуска в атмосфере с использованием небольшого
аэродинамического качества. Корабли "Союз" оборудованы стыковочным узлом, что позволило со-
здать первую сборную орбитальную пилотируемую станцию в 1969 г.
- Обитаемая орбитальная станция "Салют" (1971 г.), после того как к ней пристыковался КК
"Союз", имела вес 25 т, общий объем около 100 м3, длину - 20 м, максимальный диаметр -4 м. Форма
станции определяется в основном тремя цилиндрическими отсеками разного диаметра. (Рис. 25; 26.)
- Обитаемая орбитальная станция "Сапфир" (1973 г.) показана на рис. 25. Основные ее данные
приведены там же (названия здесь и далее условные).
- Космический корабль для доставки экспедиции на Марс - "Садко" приведен с характеристи-
ками на рис. 25.
- Одноместный космический корабль США "Меркурий" (1962 г.) первоначально был разрабо-
тан в беспилотном варианте (1960 г.). Размеры и внешняя форма его были выбраны так, чтобы осуще-
ствить оптимальное сочетание с PH "Редстоун" и "Атлас" и, главное, решить проблему возвращения
космонавта из космоса при допустимых величинах аэродинамического нагрева и перегрузок. "Мерку-
рий" - аппарат баллистического типа, имеет форму, близкую к оптимальной по объемному заполнению
(отношение объема в степени 2/3 к площади миделя) и аэродинамическое качество, равное нулю. "Мер-
курий" имеет форму усеченного конуса со сферическим днищем. Диаметр основания 1,8 м. Длина без
САС 2,74-2,9 м; объем 1,56 м3, вес —1300^-1360 кг. (Рис. 27.)
- Двухместный космический корабль "Джемини" (1965 г.)-симметричный аппарат малого аэро-
динамического качества. На "Джемини" применена модульная конструкция систем, т. е. все элементы
каждой системы размещены в компактных блоках, что и определило форму аппарата. "Джемини" на
43% больше КК "Меркурий". Внешняя форма - усеченный конус с диаметром основания 2,25 м с ци-
линдрическим отсеком системы ориентации, коническим отсеком парашюта (оба отсека в верхней ча-
сти). Нижняя часть основания аппарата занята блоками оборудования и тормозной силовой установки.
Общая длина "Джемини" 5,79 м, объем кабины 2,26 м3, вес - 31304-3760 кг. (Рис. 27.)
- Трехместный корабль "Аполлон" (1968 г.), предназначенный для полета на Луну, состоит из
двух состыкованных модулей - орбитального корабля и посадочного - лунного. Орбитальный корабль,
19
называемый основным блоком (ОБ), состоит из отсека экипажа (возвращаемый аппарат) и двигатель-
ного отсека. Спускаемый аппарат имеет форму конуса со сферическим днищем. Вес 5,6 т, диаметр
основания 3,84 м, высота 3,4 м, объем - 6,21 м3. Двигательный отсек имеет форму цилиндра с высту-
пающим из основания его соплом ЖРД. Вес отсека 22,8-^23,3 т (в т. ч. 17,6-И 8,5 т топлива), диаметр -
3,91 м, длина 7,6 м (в т. ч. длина сопла - 2,5 м). Посадочный корабль (лунная кабина) имеет на первый
взгляд сложную внешнюю форму, обусловленную модульным принципом построения компоновки и
условиями посадки и взлета на Луне. Состоит из двух разделяемых ступеней - посадочной и взлетной.
Внешний вид взлетной ступени напоминает форму трансформированного октаэдра. Посадочная сту-
пень имеет форму 8-гранной призмы с 4-мя посадочными опорами - шасси (в развернутом виде диа-
метр - 9,7 м). Общий вес лунного корабля - 14,7 т. (Рис. 27.)
- Экспериментальная обитаемая орбитальная станция "Скайлэб" предназначена для расшире-
ния опыта эксплуатации обитаемых орбитальных объектов и проведения экспериментов и исследова-
ний на околоземной орбите. Общий вид станции дан на рис. 26, 27. Там же приведены габаритные и
весовые характеристики. Основными элементами станции являются: блок (на основе S-4B) цилиндри-
ческой формы, отсек оборудования PH, шлюзовая камера, причальное (посадочное) устройство, ком-
плект астрономических приборов - ATM, ферма ATM и головной обтекатель. Блок разделен на отсеки
- бытовой и лабораторный. В целом станция в развернутом виде напоминает ветряную мельницу с
размахом крыльев -25 м и диаметром корпуса - 6,6 м.
- Долговременная орбитальная обитаемая станция (на -10 лет) на 12 чел. предусмотрена к со-
зданию в 1980-х гг. планами NASA. Станция блочного типа, со сборкой на орбите. На рис. 21 приве-
дены схемы подобных станций, разрабатываемые в США фирмами McDonnell Douglas, N. A. Rockwell.
В проекте станции на 12 чел, предусматривается на каждого космонавта по 4,5 м2 площади. Искус-
ственная тяжесть создается в отдельных модулях, укрепленных на концах спиц. Одно из требований -
обеспечить одновременно и невесомость и искусственную тяжесть на станции решается по разному.
За неимением места не приводим подробностей проекта. Большие орбитальные станции в будущем
явятся основой для создания крупных космических объектов - Космических городов. Проектом ’’Аст-
рополис” предусматривается сооружение в 21 столетии обитаемых построек на тысячи человек. Назем-
ная индустрия, влияющая на океаны и атмосферу, переместится в космическое пространство для
снижения постоянно растущей нагрузки на нашу экологическую систему.
- Проект космического корабля для полета на Марс специалистами NASA был разработан к
-1963 г. Экипаж - 6 чел.; стартовый вес 680 т, длина 21 м, вес невозвращаемого отсека - 13,7 т; воз-
вращаемый аппарат 6-5-7 т; марсианская кабина —27 т. После дополнительных проработок планы по-
лета к Марсу были отнесены на более дальние сроки. Появилось несколько новых проектов экспедиции
на Марс, в разработке которых принимают участие крупнейшие фирмы США [13, 23, 113]. В качестве
аппаратов возвращения на Землю рассматривались корабли типа ’’Аполлон" и крылатые космические
корабли многоразового использования (ТК, "Челнок”).
Самой важной и трудной частью проекта является экспедиционный аппарат, в котором должны
располагаться оборудование для полета, системы жизнеобеспечения и экипаж. Компоновки с основ-
ными характеристиками некоторых проектов экспедиции США на Марс приведены на рис. 21, 27.
• Кабина (отсек экипажа) космических аппаратов. В процессе первых космических полетов идеи
проектирования кабин космических аппаратов и самолетных кабин были почти аналогичны.
- В кабине корабля "Восток" слева от космонавта был размещен пульт управления (при-
борная панель с сигнальным табло, стрелочными индикаторами и т. д.). Под приборной панелью -
иллюминатор - "взор" с оптическим ориентиром. Справа от космонавта размещались ручки управ-
ления ориентацией, связью, бортовыми системами и контейнер с пищей. На КК "Восход" устанав-
ливались три иллюминатора и три кресла; герметичная крышка люка, открывающаяся внутрь
кабины, соединяла шлюзовую камеру с кабиной. Если на КК "Восток" можно было летать до 10
суток, то на КК "Союз" продолжительность полета увеличилась до 30 суток (в обычной одежде, без
скафандров), экипаж удобно располагался в орбитальном отсеке и кабине возвращаемого отсека.
На орбитальной станции "Салют" отсек экипажа позволял проводить еще больший комплекс ис-
следований, представлял собою хорошо оснащенную лабораторию.
- Кабина корабля "Меркурий" была оснащена системой ручного и автоматического
управления, Кабина кораблей "Меркурий" и "Джемини" очень похожа на самолетную: сбрасывае-
мые люки, катапультируемые кресла, органы управления поступательным движением, встречей и
стыковкой на орбите. Отсек экипажа "Аполлон" во всех вариантах остается основным центром, в
котором размещены связное, навигационное, управляющее и питающее оборудование (рис. 27).
20
Кабина лунного экспедиционного корабля во многом напоминает кабину обычного самолета. При-
менение простых привязных ремней позволяет космонавтам стоять; устранение кресел снижает вес
аппарата и увеличивает полезный объем кабины.
- Отсек экипажа станции ’’Скайлэб’’ состоит из бытового помещения и лаборатории, обо-
рудованных с большими удобствами и комфортом для работы и отдыха в течение длительного вре-
мени. Лабораторный отсек занимает ~2/3 объема блока и имеет внутренний диаметр 6,4 м.
Изучаются возможности использования причального отсека в качестве укрытия от повышенной
радиации во время солнечных бурь и в качестве аварийного убежища.
На станции, собираемой из блоков (на 12 чел.) лабораторные исследования проводятся в отдель-
ных специализированных блоках: общем блоке, биологическом, физическом, астроблоке и др. Поме-
щения на космических базах-гигантах функционально будут подобны помещениям с наземной
организацией труда и быта. На межпланетных кораблях вводится дополнительный отсек, имеющий
надежную защиту от солнечной радиации и метеоритов.
• Источники энергопитания. На первых кораблях применялись аккумуляторные батареи. Макси-
мальная мощность потребления не превосходила 500 ватт в течении 30 часов. Прямое влияние на вы-
бор системы электропитания оказывают форма корабля и задачи полета.
С увеличением мощности для кораблей стали разрабатываться топливные элементы на водороде
и кислороде. Были начаты разработки компактных атомных реакторов-генераторов. Наряду с приме-
нением топливных элементов используются и солнечные элементы, монтируемые на развертываю-
щихся панелях.
• Системы навигации и управления на космическом корабле базируются на наземных средствах
или, с использованием ЭВМ, автономно работают, имея исполнительные органы в виде маховиков и
реактивных двигателей, а также датчики и астроприборы.
• Бортовые силовые установки. В качестве двигательной установки корабля ’’Восток” использо-
валась установка с ЖРД с тягой в 1600 кг. На корабле ’’Восход” была установлена дублирующая тор-
мозная установка с РДТТ.
- Уход с орбиты корабля ’’Меркурий” выполнялся 3-мя двигателями твердого топлива
одноразового действия с высокой надежностью. В системе управления применялись двигатели
’’ручной пропорциональной системы" небольшой тяги, на перекиси водорода. На корабле "Дже-
мини" в двигателях управления применялась четырехокись азота с монометилгидразином. Тормоз-
ная установка размещалась в отдельном отсеке.
- Силовая установка корабля ’’Аполлон” предназначена для коррекции скорости и для
выхода из аварийных ситуаций на пути к Луне. Корабль имеет семь различных установок, описание
которых мы опускаем [238]. К силовой установке станции "Скайлэб" можно отнести шесть управ-
ляющих реактивных сопел (на сжатом азоте). Для корабля на Марс, наряду с обычными реактив-
ными двигателями, выбран и электроракетный двигатель ионного типа с электронной
бомбардировкой на парах ртути.
• Посадочные системы. Для приземления кораблей "Восток”, "Восход", "Союз", а также и для
кораблей США "Меркурий", "Джемини", "Аполлон" применялся комплекс парашютных систем спус-
каемого аппарата и космонавта (в первых пусках). Кроме парашютов для мягкой посадки применялись
тормозные ракеты и посадка в воду. Кроме того в конструкции кораблей предусмотрена установка
амортизаторов удара. Для стыковки на орбите служат посадочные устройства активного и пассивного
типа, а также причальные конструкции ("Салют", "Скайлэб").
• Системы аварийного спасения В случае аварии ракеты-носителя корабля "Восток", на старте
или в начале полета, космонавт мог катапультироваться. Для повышения безопасности экипажа ко-
рабля "Союз" предусмотрена специальная система аварийного спасения - САС, состоящая из ракетных
двигателей трех типов: основного, двигателя разделения и четырех управляющих. Впервые у нас при-
менена в САС тянущая схема в таком масштабе. (Рис. 133.)
- САС корабля "Меркурий" и "Джемини" имела также передний двигатель, устанавлива-емый
на трубчатой ферме. Космонавты могли управлять САС вручную. На корабле "Аполлон"
установлена САС аналогично конструкции САС корабля "Меркурий" (рис. 133.)
Конструктивно-компоновочные схемы ракет-носителей СССР, США и ФРГ ("Восток", "Союз",
"Атлас-Д", "Титан-П", "Сатурн-IB", "Сатурн-У", "Нова" и "Бета") показаны на рис. 15-19; 24.
21
Схемы сверхмощных ракет США ’’Нептун” и ’’Морской дракон" воспроизведены в очень
приближенном виде (рис. 15.)
Схемы стартовых устройств, предназначенных для пуска ракет и космических аппаратов с суши,
воды, в воздухе и космическом пространстве обобщены на схеме (рис. 63, 64). Кратко остановимся на
способах водного старта, как наименее известного в применяемых видах старта для ракет-носителей
пилотируемых аппаратов. Известны и изучаются три способа водного старта: старт из-под воды (”По-
ларис", "Посейдон”), старт из воды ("Гидра", "Аркас", "Аэроби", "Пого Хи", "Нептун" и "Си Дрэгон")
и старт с водных платформ ("Тритон", "Аэропед", "Техасские вышки").
В США исследования особенностей пуска из воды начаты в 1960 гг. с целью применения его для
крупных ракет. Ракета устанавливается в воде в вертикальное положение системой поплавков и грузов.
Двигатель включается в воде. При этом не требуется сооружения дорогостоящих стартовых столов,
газоотводных каналов и теплозащитных экранов. А для сверхмощных ракет типа "Си Дрэгон" ("Мор-
ской дракон"), имеющих по проекту вес до 30000 тонн и полезную нагрузку в 450 т, старт из воды,
вероятно, будет единственной возможностью для взлета на орбиту [113]. Физика этого вида старта
рассмотрена в следующем параграфе.
Кроме известных проектов запуска ракет с самолетов, имеются проекты запуска ракет с помощью
торовидного надувного баллона, служащего одновременно и транспортным средством для ракеты [113,
40]. Опубликован проект орбитальной ремонтно-стартовой и заправочной станции в космосе (ОРСС
США [236]). Идея запуска межпланетных кораблей с баз-ИСЗ принадлежит К.Э. Циолковскому. При-
мером практического осуществления этого принципа может служить система: орбитальный блок и
лунная кабина корабля "Аполлон" на селеноцентрической орбите [238]. Огромное количество матери-
ала, посвященного вопросам техники пилотируемы космических полетов и работам по смежным с кос-
монавтикой областям, усложняет подход к всестороннему исследованию вопроса. Однако
использованная информация позволила прийти к ряду интересных заключений после исследования ре-
зервов ракетно-космической системы и рассмотрения некоторых упущенных в космических програм-
мах идеях, вытекающих из общего развития космонавтики (рис. 19; 24). Основными конструктивно-
компоновочными проблемами, возникающими при проектировании космических пилотируемых аппа-
ратов, предусмотренных отечественными и зарубежными программами до 1990 г., являются:
- внешние и внутренние нагрузки, действующие на конструкцию при старте и посадке ракет (рис.
29; 36; 37);
- защита от длительного воздействия условий космического пространства (рис. 26);
- разработка новых компоновочных схем ракеты и двигателя, как единой системы, и форсирова-
ние тяги двигателя за счет окружающих условий (атмосферы, гидросферы, гравитационных и электро-
магнитных полей и др.) (рис. 37; 41);
- проблемы создания и применения тяговой энергетики нового вида (кумулятивных, электриче-
ских, электромагнитнополевых световых (лазерных) и ядерных устройств) (рис. 53).
Из задач внешнего проектирования (идеи, принципы действия системы, области использования,
эффективность, надежность и "безвредность" для человека ...) и из задач внутреннего проектирования
(выбор технически выполнимых вариантов, технология разработки систем, учет преемственности, со-
стояние производства, инженерного состава и др.) для формирования ТТТ по облику, назначению и
характеристикам предполагаемых технических средств космонавтики мы ограничивались только кру-
гом задач, касающихся развития пилотируемых космических аппаратов и связанных с ними систем
(ракеты, стартовые устройства, обеспечение маршевого орбитального полета и посадки).
7.2 Аэрогидродинамические резервы ракетно-космических систем
С внешней средой летательный аппарат взаимодействует не только своей массой, но и всей своей
поверхностью, начиная с момента отправления к месту взлета. В состоянии покоя (на стартовом столе)
на летательный аппарат действует аэростатическая (архимедова) сила, обусловленная энергией давле-
ния атмосферы и градиентом давления, обусловленного полем тяготения Земли. Поскольку величина
выталкивающей силы зависит от соотношения плотностей аппарата и среды, то выгодно устанавливать
летательный аппарат на старте в жидкость с наибольшей, какая только технически мыслима, плотно-
стью (например, в соленую воду). При перемещении аппарата внешняя среда воздействует на поверх-
ность аппарата в зависимости от величины скорости этого перемещения. Сопротивление атмосферы
вынудило обратить внимание на внешнюю форму реактивных аппаратов. В авиации эволюция аэроди-
намических форм заняла длительный этап времени, прежде чем был преодолен звуковой барьер и осво-
ены сверхзвуковые скорости. Развитие самолета "классической" формы еще не закончилось.
22
Используя самолетный опыт ракетная аэродинамика быстро освоила весь допустимый с материальной
точки зрения диапазон скоростей. Были отработаны формы обводов ракеты, обтекателей, рулевых и
стабилизирующих органов и т. д. Значительным событием в прогрессе этих исследований нужно счи-
тать период, когда были начаты экспериментальные работы по исследованию взаимодействия струй
двигателей с внешним потоком [151, 152, 154, 156, 158, 162, 283].
Геометрическая форма космического аппарата определяется требованиями полета в космосе и в
атмосфере (при выведении и возвращении). Компактная форма аппарата позволяет уменьшить пло-
щадь поверхности, подвергающуюся воздействию больших тепловых нагрузок. В космосе аппаратам
с максимальным отношением объема к площади поверхности также необходимо отдать предпочтение.
Форма шара, таким образом, наиболее целесообразна, что и было сделано на первых космических ко-
раблях.
Основными аэродинамическими силами являются сопротивления: волновое, донное, интерферен-
ционное и сопротивление трения. Значение каждого из них зависит от формы и размера аппарата, угла
атаки и числа М. Так, например, у ракеты-носителя "Сатурн-1", двигательная установка которой разви-
вает тягу в течение 616 сек., полная потеря скорости за счет силы тяжести равна
Г 1 1
g)sinydt = 1= ^-616 = 1875м/ сек.
Для упрощения расчета величины лобового сопротивления величину CXS будем предполагать по-
стоянной по времени. Тогда на преодоление лобового сопротивления потери скорости составят:
VCX =
f 1
где J q dt — — <7max
Qmax = 3140 кг/м2;
/=120 сек;
GcP = 362 т.
9,8 ° 0,7 □ 33,5 □ 3410 о 120 1<5П ,
Таким образом vr =-------------------------= 130 м/сек
363о2оЮ00
Итак потери скорости на преодоление лобового сопротивления в 15 раз меньше чем потери
скорости за счет силы тяжести (рис. 29). Считается, что при входе в атмосферу торможение от аэроди-
намических сил значительно выгоднее торможения создаваемого двигательной установкой. Вес теп-
лозащиты во много раз веса меньше топлива для ДУ.
Баллистический параметр W/CXS в основном определяет высоту полета возвращаемого в атмо-
сферу аппарата (рис. 134). Лобовые нагрузки могут быть уменьшены за счет регулирования лобового
сопротивления и более эффективного использования подъемной силы. Этот вопрос рассматривается
подробнее в главе III, 3.1.
Силы устойчивости в полете являются другим очень важным видом аэродинамического воздей-
ствия на аппарат. Еще на заре ракетостроения практикой применения пороховых ракет были вырабо-
таны два способа стабилизации: стабилизацию внутренними газовыми рулями и стабилизацию
внешними воздушными рулями (рис. 30). В 1881 г. Н. И. Кибальчич в своем проекте ракетного аппа-
рата писал: "Что же касается вообще до устойчивости, то мне кажется, она будет достаточна, ввиду
того, что цилиндры (реактивного двигателя - авт.)" расположены выше тяжелых частей аппарата и
притом таким образом, что центр тяжести, по крайней мере одного из них, например, верхнего, нахо-
дится на одной отвесной линии с ц. т. аппарата” [125].
К.Э. Циолковский в работе ’’Ракетные космические поезда” писал: Работа двигателей начинается
”... с передней ракеты, чтобы весь поезд подвергался натяжению, с которым легче бороться, кроме того,
это способствует и устойчивости поезда во время ...” работы двигателей.
Г. Оберт вначале был также склонен думать, что для устойчивости необходимо центр тяжести
сместить назад каким-либо дополнительным грузом. Эта мысль в применении к конструкции метеора-
кеты (модель "С", рис. 13), которой занимался Г. Оберт, привела к значительным упрощениям схемы
ступенчатых ракет. Но затем, изменив свое мнение, Г. Оберт пришел к выводу, что "ракета относи-
тельно силы реакции находится в безразличном равновесии, т.к. сила направлена всегда вдоль оси ...”
[221]. М. К. Тихонравов в статье [60] писал: ”... для повышения устойчивости следует мотор распола-
гать сзади центра тяжести ракеты ...”. С последним мнением Г. Оберта не были согласны немецкие
исследователи Г. Гандсвиндт и М. Валье и утверждали, что вынос точки приложения тяги назад от
23
центра тяжести для реальных конструкций кораблей приведет к дополнительным затратам энергии на
сохранение устойчивости в полете (рис. 30).
Ю.В. Кондратюк в своей работе [128] также приводит схему ракеты с верхним приложением силы
тяги (рис. 24; 30). В.П. Глушко разработал ракету РЛА-100 (авт. св. 1931 г.) с двигателем на кардановом
подвесе в передней части корпуса [60]. На рис. 5; 9-4 4 приведен целый ряд ракетных аппаратов с верх-
ними двигателями. С точки зрения механики и термодинамики ракета представляет собой незамкну-
тую систему, поскольку ее масса переменна. Кроме того ракета не является абсолютно твердым телом
и может деформироваться по разным направлениям. Классические же теоремы механики приложимы
только к замкнутым системам. Находясь в поле тяготения или в среде разной плотности, ракетный
аппарат за счет внутренних сил, не изменяя своей массы, может перемещаться в пространстве в усло-
вия или увеличивающие или замедляющие скорость его последующего движения [40]. В ракете, по той
же причине, нельзя рассматривать силу тяги как скользящий вектор. По этому поводу академиком А.
Ишлинским в 1968 г. в работе ”0 некоторых проблемах механики" прямо сказано, что решение про-
блемы угловой стабилизации усложняется "хотя бы потому, что сила тяги реактивного движения не
тянущая, а толкающая” (рис. 30).
Общее заблуждение относительно устойчивости ракеты в полете, в зависимости от взаимного по-
ложения центра масс и внешней силы, объясняется неправильными представлениями о взаимодей-
ствии масс в пространстве вообще. Если принять гипотезу о том, что для тел, масса которых не имеет
внешнего электромагнитного заряда (т. е. электрически нейтральных), существует в природе только
сила равномерного давления, действующая со всех сторон из внешнего бесконечного пространства, то
можно гравитационную стабилизацию тел-диполей объяснить воздействием только силы внешнего
давления, передаваемого извне излучениями различного вида (квантовое, космическое, нейтрино и
т. д.).
Гравитационное воздействие (тяготение) стабилизирует все тела-"диполи", ориентируя их про-
дольную ось по вектору своего действия.
Можно себе представить гипотетический корабль, использующий гравитационное поле как вы-
талкивающую силу (подобно, например, гидростатической, или архимедовой, силе) с помощью излу-
чателя, содержащего набор всех излучений пространства и по мощности соизмеримый с ними (рис.
37). При решении проблемы аэродинамической стабилизации с учетом даже тех небольших фактов,
какие мы имеем сейчас, можно найти значительные резервы для увеличения скорости полета космиче-
ского аппарата.
Кроме задач, связанных с уменьшением потерь скорости на стабилизацию и с улучшением внеш-
них аэродинамических форм, существует комплекс задач, связанных с уменьшением сопротивления-
трения среды во многих областях транспорта и машинной индустрии.
Число Рейнольдса в аэрогидродинамике представляет важнейший закон природы. Чем больше это
число, тем быстрее вокруг тела образуется вихри, тормозящие полет. У самолетов оно достигает мил-
лионов единиц, у мелких птиц и рыб - меньше десятка. Птицы, рыбы и насекомые активно (и пассивно)
управляют пограничным слоем. У каждого крыла есть своеобразный рисунок, выработанный приро-
дой. Во многих работах даются сведения о форме и фактуре наружных покровов живых ракет (дель-
финов, тунцов, акул и т. д.), но ни слова о причинах появления тех или иных форм и строения
поверхности. Силы, действующие на поверхности тел (основа многих явлений природы и технических
процессов), способствовали образованию наиболее приспособленных к быстрому движению поверх-
ностных структур. Непрерывная работа естественного отбора и других неизвестных нам условий (скре-
щивание, мутации, вымирание промежуточных форм и др.) в животном мире - у рыб и птиц выдвигает
на первое место основной фактор - длительность действия в определенном направлении формообра-
зующих условий. Исследование закономерностей этого процесса чрезвычайно затруднено. Реакция
живого организма на механические воздействия среды привела к образованию чешуйчатого покрова и
механизмов выделения слизи у рыб [282]. Строение покровов и морфология их еще мало исследована.
На рис. 31-^34 приведены систематизированные данные, полученные из наблюдений автора и на основе
исследований ряда авторов [5-7, 10, 18, 54, 85, 108, 110, 124, 219, 281]
Заметна общая тенденция зависимости чешуи от характера движения. Самая крупная чешуя у
рыбы Megalops atlanticus (60 х 70 мм). У индийского усача Barbus mosal из горных рек Азии чешуя
достигает размеров человеческой ладони [54].
Наблюдаются правильные закономерности в изменении величин плавников с возрастом, объясня-
ющиеся гидродинамикой и имеющие общее биологическое значение. Максимально возможная ско-
рость рыбы пропорциональна корню 3-й степени из ее длины, а величина плавников -
"стабилизаторов" и "рулей" обратно пропорциональна средней скорости движения.
24
В.В. Шулейкин предложил характеристический коэффициент сопротивления для характеристики
движения рыб. Пелагические рыбы имеют наибольшую горизонтальную маневренность (рис. 32).
Наружная оболочка многих рыб является производным фолликулярной оболочки. Неклеточные обо-
лочки Zona radiatia у многих групп позвоночных животных (рептилий, птиц и млекопитающих) явля-
ется производными фолликулярных клеток. Поверхность дельфинов микрогубчатая и гасит все
завихрения и кавитацию (рис. 34).
Наблюдения подсказывают нам два направления исследований, связанных с пассивным воздей-
ствием на обтекание (выбор фактуры поверхности и формы тела) и с активным (создание устройств,
создающих колебания или подающих смазку и т. д.). У рыб и морских млекопитающих развился чрез-
вычайно совершенный движитель - хвост. С ним не могут конкурировать, по эффективности, ни весла,
ни гребные винты, ни даже и лучшие современные крыльчатые движители. Имеются попытки механи-
чески воспроизвести работу хвоста на моделях и в водном транспорте (рис. 35).
Б. И. Ульянов [294] показал, что колеблющиеся тела способствуют перестроению обтекания. Си-
стема прямых скачков между планами решетки, например, при сверхзвуковых скоростях почти мгно-
венно трансформируется, при колебаниях решетки, в систему косых скачков.
При исследовании флаттера наблюдалась обратное явление - скачкообразное увеличение частот
колебаний. Обшивка модели в потоке получала волновую деформацию. Движущиеся волны образовы-
вали на поверхности обшивки систему чередующихся горбов и впадин, расположенных в шахматном
порядке [209].
Г. Н. Микишев измерял основные собственные частоты пластин, защемленных по передней и зад-
ней кромкам, при М— 1,7; 2,3; 3,0. Оказалось, что частоты возрастают больше чем в 1,5 раза к моменту
начала колебаний.
Цилиндрические оболочки ( £=0,05 мм) в потоке (Л/ = 0,825-41,92) получали остаточные дефор-
мации в виде вмятин, расположенных по винтовых линиям. Форма вмятин треугольно ромбическая
(рис. 35). Целые поля правильно расположенных вмятин (в неск. мм.) образуются на передней части
оболочки. Основные колебания вмятин 2,3 гц. Известно, что если, в сверхзвуковом потоке имеется
возмущение (пучок линий разряжения или скачок), то, попадая на непроницаемую стенку, оно отража-
ется возмущением того же знака, а от свободной границы отражается с обратным знаком.
Если коэффициент проницаемости перфорации
<7
^отверстии
b = ~s ’
^стенок
то при 5 = 0,5 отраженные возмущения, накладываясь друг на друга, на некотором расстоянии
от стенки должны затухать. Повторные отражения от стенок способствуют лучшему выравниванию
потока [260]
Выравнивающее действие связано с расходом q сквозь перфорированные стенки, величина кото-
рого зависит от степени неравномерности исходного потока. В работе Х.А. Рахматулина далее пока-
зано, что q = ^max'7 М (фшах - максимальное отклонение исходного потока от осевого
направления) и что при S =0,5 обеспечивается выравнивание только малых неравномерностей по-
тока, а увеличение значения коэффициента проницаемости (до S = 2/3) расширяет диапазон степени
выравнивания [260]. Интересным видом перфорированных стенок, коэффициент выравнивания кото-
рых не меняется с числом М, являются стенки со щелями, нормальными к потоку и стенки со щелями
параллельными ему (рис. 35). Первые могут применяться для наиболее эффективного выравнивания
сверхзвукового потока в большом диапазоне чисел М, вторые - для имитации свободной поверхности.
С точки зрения законов гидродинамики скорость дельфинов непропорциональна их мускульной силе
- превышает ее возможности. Стремясь достичь ламинарного обтекания конструкторы много внима-
ния уделяли качеству поверхности и форме летающих и плавающих аппаратов.
Макс. О. Крамер (США), изучая микроскопическое строение кожи дельфина обнаружил в гладком
эпидермисе на глубине 1,5 мм слой палочек, перпендикулярных к поверхности. Были изготовлены мо-
дели с поверхностями на эластичном основании из стержней перпендикулярных к поверхности. Такое
покрытие было названо "ламинфло".
Внутрь покрытия вводилась клейкая жидкость. Первые опыты показали, что новое покрытие
уменьшает турбулентность в 2 раза.
25
Отделение фирмы NAA (North American Aviations's Space) начало в 1961 г. разработку проекта
аппарата "Дельфин", предназначавшегося для противолодочной обороны. Первая модель "Дельфин-1"
в мае 1962 г. была испытана и показала в 28 опытах уменьшение сопротивления больше чем наполо-
вину при 45 узлах (скорость торпеды легкого веса с хорошими характеристиками). В дальнейшем
"Дельфин I" достиг скорости 62 узлов. Возможности разработок еще далеки от достигнутого. Вероятно
будет создан сверхскоростной снаряд настолько бесшумный, что противник не сможет его обнару-
жить. Собственная аппаратура (акустическая) позволит проводить самоконтроль при движении сна-
ряда [Interavia Air Letter No 5483, april 28 th. 1964]. В связи с этим два слова о резонаторах [211].
Резонатор может играть роль поглотителя падающей на него колебательной энергии, при условии,
что собственная частота резонатора совпадает или почти равна частоте, предназначенной к поглоще-
нию. Размеры резонаторов соответствуют частотам от 50 до 400 гц (рис. 35).
Поперечные размеры "в" должны быть меньше 1/22, соответствующей собственной частоте резо-
натора fo, рассчитываемой по формуле:
„ cis
где с - скорость звука (341 м/сек - воздух);
в- частное от деления суммарного сечения всех отверстий на общую величину всей наруж-
ной поверхности.
Поглощение колебаний будет максимальным вблизи собственных частот резонатора, когда дви-
жение массы в отверстиях будет наиболее интенсивным. Увеличение потерь достигается установкой
пористых панелей на перфорированной поверхности.
Для получения широкой полосы звукопоглощения рационально снизить ---, т. е. увеличить d и
£• а
£ и уменьшить /.
Размеры камер низкочастотного глушителя не должны превосходить длины волны ослабляемых
колебаний. Интересны сочетания различных камерных фильтров, захватывающих весь спектр колеба-
ний [211].
Пульсации м. б. вызваны не только резонаторами. Вихреобразовывание в области неустойчивости
потока, на границе раздела струи известно под названием ’’вихревого звука” или "звука Струхаля”.
Частоты f этих пульсаций определяются исключительно формой тела, его положением, размерами
v
и скоростью потока: f = % где % - число Струхаля, определяемое геометрией потока; d - харак-
а
терный размер тела, v - скорость потока. Эти пульсации и являются первопричиной возбуждения ре-
зонатора. Колебания резонатора могут сами влиять на колебания вихрей так, что можно предполагать
наличие обратной связи, осуществляющейся вблизи резонанса.
В работе [127] показано, что частоты вихрей существуют сами по себе, вне зависимости от коле-
баний резонатора, и определяются лишь скоростью потока и его геометрией вблизи поверхности тела.
Получено некоторое указание на то, что влияние резонатора на вихри все же существует в действи-
тельности [78] (рис. 35).
Амплитуда вынужденных колебаний достигает своего максимума при частоте внешней силы, рав-
ной собственной частоте системы, т. е. частоте свободных колебаний.
Нарастание вынужденных колебаний до некоторого maximum’a, наступающего при определенной
частоте внешней силы и называется РЕЗОНАНСОМ. Опыт показывает, что вынужденные колебания
до бесконечности не растут. Причина - трение и сопротивление среды.
Для поддержания в контуре незатухающих колебаний необходимо в него добавлять извне неко-
торую энергию для возмещения потерь на сопротивление (и трение).
Колебания возникают тогда, когда частота изменения параметра f равна удвоенной собственной
А/
частоте системы или близка к ней: ~J>V
Установлено, что каждая молекула газа представляет собой линейную колебательную систему -
резонатор. В ней могут происходить свободные электрические колебания высокой частоты (порядка
световых волн).
26
Колебательные аналоги различных областей физики и техники применяются в изучении колеба-
ний разной природы (электрических, механических).
Возникает мысль об ускорении частиц с помощью резонаторов. Частицы будут двигаться вдоль
большого числа ускорителей-резонаторов. Указанные выше явления и свойства колеблющихся систем
были использованы при проектировании моделей для экспериментального исследования новых форм
и фактур поверхностей с целью уменьшения лобового сопротивления (см. главу III, 3.1).
Мы упоминали выше (рис. 35) одну из форм поверхности с продольными щелями. Очень интерес-
ным из этого вида имитаторов свободной поверхности является звездообразное тело, предложенное
А.Л. Гонором.
Известно, что в сверхзвуковом потоке сопротивление тела некругового поперечного сечения, за-
полняющего определенную часть данного конечного объема, м. б. меньше сопротивления соответству-
ющего тела вращения.
Постановка и решение вариационной задачи о форме пространственного тела наименьшего со-
противления впервые опубликованы в 1963 г. в работе А.Л. Гонора [79-^81].
Как показывают вычисления, сопротивление оптимального звездообразного тела при числе лучей
/7=10 составляет только 10% от сопротивления эквивалентного оптимального тела вращения.
Более того, когда число лучей возрастает, волновое сопротивление оптимального тела уменьша-
ется, стремясь к 0 при п -> оо. Этот парадокс объясняется непригодностью схемы Ньютона вблизи впа-
дин, где возникает сложное течение с внутренними ударными волнами.
Результаты вычисления полного сопротивления при обычных для приложений значениях коэф-
фициента трения (2 • 10‘3) показывают, что оптимальное тело звездообразной формы имеет значительно
меньшее сопротивление, чем эквивалентное тело вращения [81].
А.Л. Гонор, А.И. Швец и М.Н. Казаков [79-^81] проводили эксперименты в АГДТ при Л/да=4, 6 и
8 по исследованию моделей звездообразных тел с числом лучей п = 6,10,15. Течение - близкое к рас-
четному. Весовые измерения показали, что полное сопротивление тела звездообразной формы меньше
сопротивления эквивалентного кругового конуса более чем в 2 раза (измерялось на модели звездооб-
разной формы с числом лучей п = 10 и на модели эквивалентного кругового конуса с углом полурас-
твора 17°30’ при Мао= 6 и 8) [81].
Уменьшение ’’донных пульсаций” стало серьезной задачей при создании больших многосопловых
ракет. Поиски причин возникновения опасных колебаний привели к известным уже предположениям
теории колебаний и ничего нового не дали. Было обращено внимание на известные устройства для
демпфирования воздушных колебаний, основанные на применении камерных фильтров - воздушных
резонаторов-демпферов, поглощающих энергию колебаний газа материалом пористых или перфори-
рованных панелей [211]. Недостатком этих устройств является пассивность применяемого метода (не
устраняется источник - причина колебаний) и громоздкость их конструкции.
Известны способы уменьшения донных колебаний введением дополнительной массы в область
разряжений. Необходимость иметь для этого на борту добавочный вес впрыскиваемого вещества и аг-
регаты для впрыска затрудняют реализацию и этого вида демпфирования.
Природа возникновения колебаний и их распространения в донной области ракет, где устанавли-
ваются сейчас сопла двигателей, не вполне объясняется теорией и опытом. На основе изучения боль-
шого количества фотографий (теневых и через ’’Теплер”), сделанных при испытании моделей в потоке
АГДТ с сопловыми струями и без них [285, 285] была принята простая рабочая гипотеза о срывном
характере возмущений на острых кромках ’’срезанных” сопел и обводах днищ ракет. Предполагалось,
что колебания в донной области возникают в результате взаимодействия этих срывных возмущений с
ударными волнами струй. Это подтвердилось фактами возникновения дискретных частот в струе вме-
сто нормального аэродинамического шума и фактами появления ’’краевого тона" в окрестностях вы-
ходного сечения сопла (фото, рис. 36, 120), где а) - источник колебаний угловая среза сопла; б) -
стоячие волны возмущений от источника.
Для активного демпфирования колебаний струй реактивного двигателя и для уменьшения дон-
ного разрежения было решено установить дополнительный конструктивный элемент на срезе сопел в
виде сплошного или с разрывами полутороидального кольца с плавным сочетанием его поверхности с
внутренней поверхностью сопла (рис. 36).
Для активного демпфирования колебаний внешнего потока и увеличения подвода добавочной
массы из внешнего потока в донную область ракеты полутороидальный обвод (или округление) был
установлен по периферийной кромке всего донного среза ракеты во всех местах, где мог произойти
отрыв пограничного слоя, образованного внешним потоком (рис. 36, Ki,2).
27
Полутороидальное кольцо может быть сплошным или полым, в зависимости от размеров сопло-
вых блоков. Разрывы кольца по периметру, как показали эксперименты, не должны быть больше по-
ловины его полной длины. Нежелательными являются разрывы полутороидального обвода на кромках
днища ракеты.
При испытании указанных демпфирующих скруглений сопел и днища ракеты на моделях в аэро-
динамической трубе было зарегистрировано полное демпфирование ранее существовавших на опреде-
ленном режиме пульсаций донного давления. Наблюдалось увеличение эффективной тяги на 0,20% за
счет уменьшения донного сопротивления.
Физическая картина действия скругляющего острые кромки в соплах и на днище кольцевого
демпфера представляется нам следующим образом:
1. При старте ракеты, когда внешнего потока нет, периферийная часть струй из сопел отрывается
от жесткой стенки сопла не с фиксированной линии кромки среза, а с закругления, образованного коль-
цом демпфером. Отрыв несколько затягивается за счет присасывания потока к плавно искривленной
поверхности (эффект Коанда - рис. 36) и отклоняется по направлению к днищу. При этом нет твердо-
установившейся линии отрыва струи с поверхности скругления, что затрудняет возникновение строго
фиксированных частот. Через края донного среза ракеты, также плавно скругленные полутороидаль-
ными обводами, эжектируется атмосферный воздух, отклоняясь к днищу, и заполняет пространство
между соплами, увеличивая донное давление.
2. В полете происходит примерно то же, только со значительным увеличением расхода из набега-
ющего потока в донную область и с возникновением висячих скачков в местах встречи отклоненных
демпферами струй сопел с внешним потоком. Встреча потоков происходит раньше, чем в донных кон-
струкциях не имеющих скруглений. Т. е. скачки приближаются к днищу, увеличивая тем самым донное
давление.
Отсутствие острых краев на выходном срезе сопел и днище ракеты предотвращают срывы струй
и интенсивное вихреобразование, не приводит к появлению колебаний. Большую роль в этом необхо-
димо отвести отсутствию или значительному уменьшению объема застойных зон, образующихся
обычно в пространстве между днищем, поверхностью сопел и ограниченном струями двигателей и
внешним потоком.
Положительные результаты модельных испытаний скругляющих накладных колец-демпферов
полутороидального сечения показывают их эффективность и заставляют нас относиться более серь-
езно к внешней форме кормовой части ракет, особенно многосопловых. Плавное скругление всех кро-
мок, которые могут привести к фиксированному срыву струй и сильному вихреобразованию,
устранение застойных зон разрежения на днище - одно из средств для предотвращения нежелательных
акустических явлений, возникающих в полете, или при старте из шахт, или при ’’горячем’’ разделении
ступеней, также - одно из средств для увеличения эффективной тяги.
Назрела ли необходимость в реактивных летательных аппаратах с малым лобовым сопротивле-
нием и насколько велик выигрыш от применения управления пограничным слоем?
В случае создания реактивного летательного аппарата с управляемым пограничным слоем мощ-
ность реактивного двигателя будет использоваться и для снижения лобового сопротивления путем
непосредственного воздействия на течение в пограничном слое, а отсасываемая масса пограничного
слоя будет участвовать в создании дополнительной тяги.
Произойдет функциональное объединение конструкции реактивного летательного аппарата и ре-
активного двигателя. Аэродинамика корпуса рассматривается как неотъемлемая часть газодинамики
двигателя. Это значительный шаг вперед после современных взглядов на реактивный летательный ап-
парат, как простое механическое соединение корпуса с двигателем в пределах донного миделя. Часть
массы из пограничного подслоя (почти заторможенного) не участвует в создании лобового сопротив-
ления, т. е. не вызывает потери импульса в спутной струе, и не уравновешивается равным и противо-
положного направления увеличением импульса в струе газов, вытекающей из двигателя.
Для реактивного аппарата с управляемым пограничным слоем достижим более высокий тяговый
КПД чем для обычного аппарата (рис. 36, 43).
Противоположный способу отсоса пограничного слоя - способ образования защитного погранич-
ного слоя, мог бы использоваться для подводных управляемых снарядов и ракет типа ’’Поларис” путем
впрыскивания или вдува газа в пограничный слой. Несколько подробнее этот вопрос рассматривается
в главе III.
Противоречивые требования получения наивыгоднейшей формы аппарата (удлинение и наимень-
шая поверхность при наибольшем объеме, наименьший вес и конструктивная жесткость и т. п.), наряду
с выбором технологии и материалов, - являются главнейшими трудностями при проектировании ракет.
28
В 1960 г., когда развертывались работы по созданию крупнейшей ракеты-носителя нашего вре-
мени ’’Союз”, руководители работ С.П. Королев и другие в техническом задании для НИИ настойчиво
требовали обратить серьезное внимание на устойчивость ракеты в полете, на способы уменьшения
силы донного сопротивления, на определение возможности использования интерференции струй ЖРД
с внешним потоком и т. д. В этом отношении было многое сделано впервые. Сила аэродинамического
сопротивления и подъемная сила, в также силы устойчивости, действующие на аппарат, влияют на
аппарат, влияют на внешнюю форму его тем больше, чем сложнее компоновка летательного аппарата
и чем больше его объем.
Значение каждой из составляющих сил лобового сопротивления изменяется в зависимости от
числа М и угла для выбранной формы аппарата. Выбору наилучшей геометрии летящего тела посвя-
щено множество теоретических и экспериментальных работ. Наименее исследованными в набегающем
потоке газа оказались схемы, сочетающие в себе свободную установку работающих сопел двигателей
на корпусе летательного аппарата по длине и в миделевом сечении с варьированием конфигурации
всего корпуса аппарата, начиная с головной части до кормового отсека. На рис. 36 показано типичное
распределение давления по поверхности тела, имеющего геометрическую форму с наиболее благопри-
ятными летными характеристиками. Наибольшее разряжение поток получает за угловой точкой А при
переходе конической головной части в цилиндрический корпус и за донным срезом.
Если поршневые авиадвигатели еще можно было устанавливать впереди полезной нагрузки, то в
ракетостроении место двигателям отведено в хвостовой части. Поэтому будем рассматривать схему
аэрогазодинамической компоновки (рис. 65) с условием, что срез сопел реактивных двигателей может
свободно устанавливаться на корпусе везде, кроме пространства занимаемого головной частью.
Использование резервов скорости за счет уменьшения сопротивления конической головной части
возможно с помощью выбора наилучшей геометрии, отсоса пограничного слоя, благоприятной интер-
ференции набегающего потока и изменения структуры поверхности головной части.
Созданием обратной конусности для корпуса можно использовать часть бокового давления для
увеличения скорости полета, также как и за счет увеличения донного давления. Наиболее благоприят-
ным местом для установки сопел двигателей является пространство за основанием головной части,
вокруг передней части корпуса. Здесь наибольшее разряжение, что позволяет поставить более высот-
ные сопла. Близость струй двигателей к головной части дает надежду на эжекцию пограничного слоя
с поверхности конуса и эжекцию добавочной массы из набегающего потока для перераспределения
давления на корпусе и донной части.
Величина полного резерва конечной скорости за счет сопротивления составляет 2^-5% при выве-
дении полезной нагрузки на орбиту и только часть этого небольшого резерва мы можем использовать
для увеличения конечной скорости. На первый взгляд это может дать только теоретический интерес.
Но необходимо рассмотреть косвенные результаты, которые могут благоприятно сказаться практиче-
ски на энергетике и конструкции аппарата в целом в связи с функциональным объединением аэроди-
намики корпуса с газодинамикой реактивного двигателя. Начиная с проблем старта, устойчивости в
полете, управляемости, разделения ступеней и кончая проблемами посадки и многоразового использо-
вания летательных аппаратов - все приводит к мысли, что резервами аэрогазодинамики активного и
пассивного участков полета нельзя пренебрегать, не рассмотрев их в комплексе с другими резервами
космической системы.
В ряде работ [90, 213, 283] были рассмотрены вопросы о перестройке отрывного течения за
изломом контура тела, составленного из конуса и цилиндра (или обратного конуса). Эксперименталь-
ные исследования показывают на связь критических режимов обтекания с распределением давления за
углом перехода конической носовой части тела вращения на околозвуковых скоростях потока Обна-
ружен скачкообразный характер изменения зависимости коэффициента давления от скорости набега-
ющего потока и переход от обтекания с развитым отрывом к безотрывному (или с локальным отрывом)
обтеканию при достижении критических величин скорости набегающего потока.
Подробные исследования Б.С. Кирнасова дали возможность поставить более строго определен-
ные программы в экспериментах на моделях со струями, имитирующими работу реактивного двига-
теля [283] (Рис. 29.)
29
1.3 Газодинамические резервы двигательных установок стартовых и мар-
шевых ступеней ракет и космических аппаратов
Программа технически реального пути для преодоления сил гравитации и инертности масс с по-
мощью энергии, освоенной и осваиваемой человечеством, дана в известном соотношении, называемом
формулой К.Э. Циолковского:
(Ед/с)
Мн
vk = Vo + р„ SVACx - 5VMr .
мк
(Ejc/c)
К.Э. Циолковский дал основы теории реактивных двигательных установок и топлив для них. Им
были рассмотрены все основные виды космических полетов: взлет и посадка на планеты, полеты меж-
планетные и межзвездные. ’’Может быть, с помощью электричества можно будет со временем прида-
вать громадную скорость выбрасываемым из реактивного прибора частицам” - писал он в 1911 г. Тогда
же им даны первые указания на преимущества использования ядерной энергии в ракетном двигателе.
К.Э. Циолковский рассматривал и вопрос о целесообразности предварительного сообщения ско-
рости реактивному аппарату на начальном участке. ’’Желательно, - писал он, - чтобы снаряд не тратил
(в атмосфере) своей запасенной энергии в образе взрывчатых веществ. А это возможно только в том
случае, если наша ракета будет приведена в движение посторонней силой: автомобилем, пароходом,
локомотивом, аэропланом, дирижаблем, газовой или электромагнитной пушкой и проч.”
Убедившись в ограниченности этих средств, К.Э. Циолковский предлагает создать специальную
стартовую ступень, которую он назвал "земной ракетой”.
Исследования последних лет все больше доказывают и подтверждают правильность программы
К.Э. Циолковского и дают нам перспективную систему направлений технического и научного поиска:
- 1. Использование гидростатических, аэростатических, электростатических сил и, наконец, ядер-
ных и квантовых сил для разработки и создания стартовых устройств и систем на планетах и в косми-
ческом пространстве (рис. 37).
- 2. Работы по созданию новых преобразователей энергии внутренних масс космического аппа-
рата в кинетическую энергию для получения больших величин удельной тяги. (Исследование возмож-
ностей сопла Лаваля и его видоизменений) (рис. 45-53)
- 3. Конструктивное воплощение тяговых систем, использующих внешние, по отношению к кос-
мическому аппарату, ресурсы: аэростатическую силу, аэродинамические силы, химическую энергию
атмосферы (ПВРД, РЦД), электростатические силы, магнитные поля, световое давление и гравитаци-
онные поля (рис. 37; 41- 42).
- 4. Конструктивное совершенствование реактивных двигательных установок и изыскание эффек-
тивных топлив остаются долговременной постоянной тенденцией вместе с задачами увеличения удель-
ной тяги, надежности, технологичности и эксплуатационных качеств [214]. В этом отношении
наиболее выдающимися продолжателями работ К.Э. Циолковского стали Ф.А. Цандер и В.П. Глушко
[302-312, 60-75] (Рис. 39^10.)
Для современных химических и ядерных двигателей удельный вес топлива (рабочего тела) дол-
жен быть как можно больше, т.к. при этом уменьшается вес баков. Большая теплоемкость и теплота
парообразования должны обеспечить надежное охлаждение и перенос тепла в двигателе. Топливо
должно быть безопасным, стабильным при хранении, быть дешевым и доступным в производстве и т.
д. Требования, при ближайшем рассмотрении топлив, настолько противоречивы, что вынуждают рас-
сматривать большое количество вариантов и комбинаций топливных пар с учетом условий применения
(рис. 40).
Располагаемая энергия топлива РДУ в полете, определяемая его теплотворной способностью, уве-
личивается за счет кинетической составляющей по мере роста скорости полета и уменьшается за счет
потерь. Наибольшей долей всех потерь, которые можно считать постоянными при установившемся
режиме работы реактивного двигателя, обладает газовая струя (рис. 38). Энергия топлива, уносимая
газовой струей, является главнейшим резервом для создания добавочной тяги для применяемых совре-
менных реактивных двигателей. Сопло, предложенное инж. К. Лавалем еще в 1889 году, как геометри-
ческий преобразователь энергии паровых турбин, в реактивных двигателях позволяет использовать для
создания тяги только половину располагаемой энергии топлива. В многоступенчатых ракетах при
взлете с поверхности Земли расходуется много топлива для относительно небольшого увеличения ки-
30
нетической энергии нагрузки, выводимой на орбиту в околоземное пространство. При этом на атмо-
сферном участке затрачивается до 70% общего запаса. Потери удельной тяги из-за "нерасчетности”
применяемых сопел достигают 15-20 кг/сек. Использование атмосферы, как компонента топлива, по-
лучение высотного добавка на атмосферном участке - это другой резервный источник получения до-
бавочной тяги (рис. 41).
К третьему резервному источнику добавочной энергии относятся пусковые запасы топлива, име-
ющиеся на каждой ступени современных ракет. При этом если на ступенях, начиная со второй, исполь-
зуется только ~ половина этих запасов, то на первой ступни крупных космических ракет для полезной
работы (на подъем ракеты) пусковой запас топлива остается полностью неиспользованным (рис. 42).
Так, например, ракета ’’Сатурн” удерживается на стартовом столе до момента, пока тяговооружен-
ность не достигнет расчетной величины (1,3 У Земли). Это необходимо для того, чтобы скорость отрыва
ракеты от стартового стола была достаточной для эффективной работы системы управления.
В первом проекте это обеспечивалось работой всех восьми двигателей связки. Весь пусковой за-
пас топлива 1 ст. расходуется только на растяжение пироболтов, удерживающих ракету на стартовом
столе. Интересные перспективы для исключения этого недостатка открываются в разрабатываемом
сейчас в США водном виде старта для упоминаемых выше гигантских ракет типа ’’Нептун” и ’’Морской
дракон” [113]. Гидростатические силы в сочетании с энергией пускового запаса топлива дадут в этом
случае очень большие выгоды [182].
Кроме перечисленных могут быть рассмотрены резервы, связанные с условиями гравитационного
поля и изменением принципа работы преобразователей топливной энергии (частичное или полное сжи-
гание топлива вблизи центра тяготения, передача энергии на борт космического корабля со стационар-
ных наземных и планетных станций, кумулятивные преобразователи и устройства направленного
взрыва) (рис. 37; 53).
В работе Ю. Е. Боровского и Ю. И. Кулакова ”О движении систем переменного состава при нали-
чии вариационных сил" показано, что для ракет с жидким или твердым горючим вариационные силы
пренебрежимо малы по сравнению с реактивными силами. Однако в ряде систем эти силы играют су-
щественную роль. Энергия внутренних сил, вызывающих периодическое перемещение центра тяжести
ракеты относительно ее оболочки, при определенных условиях может быть использована для увеличе-
ния абсолютной скорости ракеты. Это происходит за счет перераспределения энергии между корпусом
ракеты и выброшенной жидкостью при равенстве их количеств движения. "Коэффициент полезного
действия г/ ракеты растет с увеличением расстояния сопла от центра тяжести с, если сопло располо-
жено выше центра тяжести (рис. 43).Если же сопло расположено ниже центра тяжести, то при опреде-
ленной длине I величина г/ обращается в нуль, что соответствует остановке ракеты после выбрасывания
всей жидкости" [29, 229, 55].
77 = (1--)[1 +
Z
41-^ Ь2 -Inz ч
[lnz-a(l- z-1 )]2 J
Ml т
а =--; z-—.
Добавим к этому, что за аналогичный вывод в теории удара кандидат наук Е. В. Александров был
признан автором открытия, зарегистрированного под № 13 в Государственном реестре СССР.
Для реализации резервов струи РД в США с 1959 г. обсуждалась возможность создания многока-
мерного ракетного двигателя, закритическая часть сопел которого была бы заменена центральным про-
филированным конусом (рис. 44; 45), получившим в дальнейшем наименование "центрального тела".
Сторонники разработки однокамерного двигателя выдвигали возражения против "центрального тела",
ссылаясь на дороговизну его производства и эксплуатации. Работы по исследованию сопла с кониче-
ской вставкой, теплового сопла и сопла с МГД - отклонением струи газа находились в США с 1959 г.
в начальной стадии. Основными задачами тогда считались следующие: отработка стартера ТНА на
твердом топливе, разработка ТНА с отбором газа из камеры и выхлопом отработанных газов в сопло
камеры, внедрение "пушечного запуска", разработанного в Германии. На основании расчетов и иссле-
дований, проведенных на связках двигателей, специалисты США пришли к выводу, что применение
очень большого числа двигателей в связке значительно усложняет компоновку и управление. Предпо-
лагалось, что однокамерный двигатель тягой 450 т. имеет больший удельный вес, чем четыре двигателя
по 112,5 т. Поэтому наиболее целесообразными представлялось создание связок из четырех (максимум
из девяти) двигателей. В это же время инженером Ф. Р. Томанек (ФРГ) был получен патент на РДТТ с
кольцевым щелевым соплом (рис. 45) [113]. В США началась разработка двигателей с центральным
31
телом для ЖРД и РДТТ. Рассматривалось и дефлекторное сопло, позволявшее выполнить камеру сго-
рания меньших размеров и веса. Структура потока и распределение давления вдоль стенки сопла в
зависимости от внешнего давления показана на рис. 45, 46. За прошедшее десятилетие появилась об-
ширная литература по реактивным двигателям с центральным телом [226, 258, 323]. Отметим, что в
соплах такого вида имеет место, в основном, внешнее расширение потока, ограниченное поверхностью
конуса и окружающими атмосферным воздухом или вакуумом. Аэродинамические характеристики на
нерасчетных режимах (при степени расширения меньшей, чем расчетная) в соплах с центральным те-
лом выше, чем у обычного сопла (рис. 44). Т.о. поиски конструктивной схемы для более экономичного
использования энергии газовой струи привели к идее сопла с центральным телом. Насколько прогрес-
сивна эта идея нам предстояло еще рассмотреть теоретически и экспериментально в комплексе с дру-
гими резервами, возможностями и преимуществами различных схем компоновок.
Основные типы сопел с центральным телом показаны на рис. 45^-7 (внешнего, внутреннего и
комбинированного расширения). Общим признаком их является кольцевое критическое сечение.
В 1960-х гт. фирма Rocketdyne производила холодные и огневые испытания двигателей с цен-
тральным телом. Степень расширения сопла - 34,2 для холодных испытаний и 41,2 - для горячих. Диа-
метр среза сопла ~ 1777 мм, длина сопла - 1148 мм. Расчета показали, что такое сопло в вакууме
обеспечивает ту же тягу, что и коническое сопло с углом раствора конуса - 15°, а длина его на 59%
меньше, чем конического.
К 1961 г. фирма Pratt and Whitney, сконструировала связку ЖРД с общим центральным телом,
имеющим форму усеченного конуса, под некоторым углом к оси которого устанавливаются камеры
связки. Подобная связка устраняет трудности, связанные с разработкой кольцевых сопел и сложной
системы форсунок для них. Фирма создала несколько моделей связок со сменными центральными те-
лами для холодных и огневых испытаний. Для управления вектором тяги предполагалось шарнирное
отклонение центрального тела или отдельных двигателей связи. Такая схема компоновки пригодна для
ЖРД и РДТТ. Для ЯРД - целесообразнее кольцевые сопла.
Фирма Aerojet General в то же время начала разработку многокамерного ЖРД с высоким (до 280
ата) давлением в камерах сгорания [113,226]. Между камерами сгорания были оставлены зазоры, через
которые атмосферный воздух поступает в центральную часть сопла, приближая режим работы двига-
теля в расчетному (рис. 45, а).
В проекте возвращаемой одноступенчатой ракеты-носителя "Ромбус" (1964 г. ф. Douglas Aircraft)
предполагалось использовать центральное тело диаметром 24 м и кольцевую камеру сгорания, разде-
ленную на 36 секций по 227 т тяги каждая. Общая тяга ДУ - 8172 т. Степень расширения сопла до 200.
Другой вариант предусматривал центральное тело диаметром 24 м с 80 двигателями по 113т (общей
тягой 9040 т). Сопла двигателей имеют степень расширения 23, а с центральным телом 200 (рис. 15).
Центральное тело и двигатели осуществляют торможение при посадке ракеты наряду с парашютной
системой.
В 1965 г. лабораторией РД ВВС были проведены успешные испытания (по программе "Скор-
пион") ЖРД с 8 камерами, расположенными вокруг центрального тела.
В 1966 г. появилось сообщение о работах фирмы Rocketdyne над двигателем "Аэроспайк", имею-
щем камеру и центральное тело диаметром 2,5 м и высотой 1,2 м. на тягу до 113-180 т (рис. 47).
Для обоснования относительных достоинств и недостатков однокамерной и многокамерной схем
силовых установок применялся, прежде всего, метод оценки их надежности (рис. 45) [258, 323]
Ракетный двигатель, в котором используется сопло с центральным телом, обладает преимуще-
ствами в проектировании, доводке и имеет меньший вес, чем обычные двигатели (рис. 17; 45) [258,
323]
В такой конструкции объединяются особенности однокамерного двигателя и связки двигателей.
Нормальный процесс сгорания легче организовать в небольших камерах. В больших камерах горение
сопровождается вибрационными процессами. Большие камеры могут быть установлены только в хво-
стовых частях ракет, где занимают огромные объемы.
На рис. 47 показан процесс компоновки кольцевой распылительной головки, конструктивно хо-
рошо сочетающейся с конусным центральным телом. Аэродинамическая характеристика такого дви-
гателя выше, чем у обычных двигателей (рис. 44; 47). Аналитические и экспериментальные
исследования показали, что такая схема двигателя обладает и другими важными преимуществами; ма-
лой длиной, компактностью, универсальностью, возможностью установки в любом месте на корпусе
ракеты [258, 323].
Использование нескольких камер позволяет получать двигатель любой тяги по принципу постро-
ения связки двигателей. Надежность обеспечивается выбором наиболее отработанного одиночного
32
обычного двигателя. Кольцевая компоновка с центральным телом удобна при числе сопел 12-50. Про-
блема управления вектором тяги в данном случае имеет несколько вариантов решения:
- с помощью отклонения струи скачком при подаче вторичного потока через центральное тело;
- дифференциальное дросселирование сопел;
- качание сопел или центрального тела.
Экспериментальные 12 и 24 сопловые модели и сопло с Ц.Т. испытывались холодным воздухом
на аэрогазодинамической установке (рис. 46).
Результаты испытаний свидетельствуют о плавном и быстром регулировании вектором тяги, эф-
фективном как с коротким центральным телом, так и без него. В коллективной работе авторов В.П.
Бурдакова, М.В. Мельникова, Б.С. Стечкина, М. К. Тихонравова и Т.Н. Федотова ”О необходимости
исследования новых принципов создания тяговых усилий для КЛА” выявлены диапазоны использова-
ния атмосферы Земли для схем ДУ и отмечено, что не для всякой ракеты это использование выгодно
(из-за увеличения габаритов и, следовательно, транспортных ограничений, из-за увеличения веса, си-
ловых нагрузок, аэродинамического нагрева, неэффективности заборника воздуха и т. п.). Применение
ВРД со сверхзвуковым горением на верхних ступенях, как показали расчеты [38, 39], не дало также
никакого выигрыша в весе полезного груза.
Поэтому для увеличения тяги мощных PH ’’внешние массово-энергетические ресурсы” атмосферы
Земли не получили достаточного признания и применения. Рассмотрение же "увеличения тяговой
энергоэффективности принципиально новых схем сверхмощных многодвигательных ДУ первой сту-
пени тяжелых космических ракет-носителей и космических ракетных блоков, стартующих с орбиты
Земли", было продолжено в работе [40] В.П. Бурдакова "Физические проблемы космической тяговой
энергетики" (1969 г.). Здесь в отношении сопла с центральным телом отмечаются конструкционные
неудобства, большие пульсации на днище, удары при запуске и необходимость в дополнительном
охлаждении, трудности применения дросселирования. Предлагается другой - более эффективный путь
решения проблемы увеличения тяги за счет "создания наивыгоднейшего взаимодействия истекающих
струй с атмосферным воздухом", "эжектированием дополнительной массы, увеличивающей тяговый
КПД ДУ, а также использование кислорода атмосферы для дожигания горючих компонентов в струях
и повышения за счет этого удельной тяги ДУ".
Многосопловые двигательные установки не поддаются точному расчету и параметры их трудно
определить экспериментально, т. к. возможности существующих стендов ограничены. Отсюда дела-
ется вывод о сложности разработки подобных ДУ, о целесообразности рассматривать при анализе
днище ракеты и двигатель, как одно целое [40]. Из множества отечественных и зарубежных проектов
эжекторных многокамерных ДУ автор выделяет предложенную в 1961 г. открытую эжекторную схему
ДУ, пригодную для установки на мощных PH [36].
На рис. 67-4-75 приведены результаты продувок малогабаритных моделей.
На основе теории Ю.Н. Васильева [39] в работе рассмотрен порядок расчета схемы со сплошной
эжектирующей струей.
Для дискретной кольцевой струи, образованной рядом круглых сопел с промежутками, вопрос о
перетекании сведен к рассмотрению двух смежных сопел (использована работа [323]; формула приве-
дена на рис. 113).
Преимущества космических аппаратов, использующих для работы ДУ в качестве окислителя кис-
лород атмосферы, следующие:
1 - снижение стартового веса благодаря уменьшению запаса окислителя;
2 - использование подъемной силы и соответственно снижение потребной тяги двигателей;
3 - возможность повторного использования отработавшей ступени.
Осуществление внешнего сгорания позволит решить еще две проблемы:
- улучшить общий КПД двигателя и
- уменьшить давление и температуру газа
(за счет осуществления сгорания в сверхзвуковом потоке). На рис. 134 в координатах Н, V пока-
заны ограничения полета ПВРД в общем "полетном коридоре" космических аппаратов.
Для увеличения тяги на атмосферном участке траектории на хвостовой части ракеты предлагают
устанавливать кожух: воздух будет входить в пространство между корпусом ракеты и кожухом, обте-
кать двигатели, смешиваться с истекающими из этих двигателей газами, нагреваться, расширяться и
вместе с газами истекать в пространство, создавая дополнительную тягу.
Расчеты показали, что при оптимальной конструкции кожуха тяга м. б. увеличена в 1,54-2,8 раза,
без учета дополнительного увеличения тяги, обусловленйого догоранием в кислороде воздуха избытка
33
горючего, содержащегося в истекающих из двигателей газах. Отмечается, однако, что 20-30% полу-
ченной дополнительной тяги будет затрачиваться на компенсацию силы аэродинамического сопротив-
ления и веса кожуха (рис. 41).
В США уже проводились эксперименты с такими устройствами с 1963 г.
Фирма Rolls-Royce (Англия) провела исследования по изучению возможности создания воз-
душно-космического самолета, использующего атмосферный кислород в качестве окислителя. Двига-
тельная установка надежно работала на Л/= 5ч-15 (53ч-16000 км/час) на высотах 30-60 км.
В 1960 г. в США была запатентована двигательная установка, предназначенная для первых сту-
пеней баллистических ракет и ракет-носителей с ЖРД, обеспечивающая высокую тягу при взлете, низ-
кое аэродинамическое сопротивление хвостовой части корпуса и уменьшение размеров ЖРД. Кроме
того, увеличивается устойчивость ракеты в полете, облегчается управление и увеличивается суммар-
ная тяга за счет использования атмосферного воздуха. Газы ракетного двигателя содержат недогорев-
шее топливо (водород, углерод, пары металла), которое при дожигании может дать добавочную тягу.
Если расход добавочного окислителя (воздуха) равен расходу топлива двигателя, то увеличение тяги
будет происходить за счет обмена энергиями и выделения тепла, что и увеличит давление на срезе
сопла. Выигрыш в тяге м. б. сравним с величиной тяги двигателя без вдува дополнительной массы
окислителя. Часть выигрыша теряется за счет сопротивления воздухозаборника (рис. 41).
Расчетное увеличение удельного импульса равно 30-50% для всех исследованных топлив. Теоре-
тические исследования были подтверждены в феврале 1964 г. на мало размерных двигателях в лабора-
тории APL (рис. 41). На основании полученных результатов можно сделать следующие выводы:
1. Вдув воздуха с околозвуковой и низкой дозвуковой дает почти одни и те же результаты.
2. Полное перемешивание не является главным условием увеличения импульса (при 50% переме-
шивании потери выигрыша в импульсе составляют только 8%).
3. Важное, но также не решающее, значение имеет коэффициент потерь кинетической энергии
воздуха на входе (при уменьшении его на 1% в диапазоне 1,0-0,9 приводит к потере импульса 2-3%).
4. Наиболее выгодно статическое давление вдува воздуха в 3,5 ата при околозвуковой скорости
газового потока. При этом импульс увеличивается ~ на 40%.
5. Скачки уплотнения в струе выходящего из двигателя газа значительно влияют на величину им-
пульса.
6. Полное смешивание газового потока с вдуваемым воздухом трудно осуществимо, т. к. требует
очень длинных сопел. Однако большая часть прироста тяги обеспечивается даже при периферийном
перемешивании 30-50% всего потока. Качественные результаты, полученные для одного режима по-
лета (Л/ = 3, Н = 12 км) м. б. распространены и на другие режимы (Л/= 1ч-7), причем максимальный
прирост тяги можно ожидать при числах М= 1-е-4.
Основной выдвигается проблема разработки метода перемешивания добавочного воздуха с вы-
хлопными струями двигателя для получения эффективного дожигания топлива с минимальными поте-
рями в воздухозаборниках.
Предлагается применять регулируемые воздухозаборники у кормовой и в головной частях ракеты.
В конце июня 1964 г. стали известны некоторые детали, разработанного фирмой Мартин в течение
3-х лет воздухозаборника под названием "RENE" (Rocket Engine Nozzle Ejektor) (рис. 41), увеличива-
ющего тягу двигателя на 100% .. [113]
Фирма Марквардт поставила цель резко увеличить тягу двигателя с помощью несколько другой
схемы силовой установки (рис. 41). Вокруг корпуса ракеты устанавливается кольцевой канал - возду-
хозаборник, в полости которого происходит перемешивание воздуха с выхлопными газами двигателя.
Затем смесь поджигается и происходит догорание топлива в струях двигателя. Расчета показывают,
что эффективный удельный импульс новой силовой установки составит около 2000 сек. по сравнению
с 300-450 сек. для обычных химических ракет. Комбинированные установки такого типа на малых
числах М (старт, взлет) и больших М в пустоте работают как обычные ЖРД или РДТТ, при переходе
на большие числа М (в атмосфере) включается дожигание топлива. Воздухозаборник должен иметь
переменную геометрию.
Нерешенными остаются проблемы веса и усложнения в связи с применением регулируемых воз-
духозаборников.
Несмотря на то, что исследования для ЯРД не проводились, инженеры фирмы Маркфардт уверены
в получении огромного выигрыша от добавочного воздуха и в этом случае. Система ЯРД производит
при работе в очень большом объеме водородосодержащие продукты сгорания, при сжигании с добав-
ленным воздухом, которые дадут очень большую тягу фактически бесплатно.
34
Прямоточный эффект оказался особенно существенным после числа М = 0,6, при котором суще-
ствует небольшое уменьшение тяги, связанное с преодолением относительного увеличения давления в
туннеле двигателя. Когда ракета достигает М = 1, более чем 65% сжатия воздуха в туннеле достигается
за счет прямоточного эффекта и только 35% за счет эжекции. При М= 3 будет 80% и менее чем 20%,
соответственно. При М = 2 двигательная система функционирует как ПВРД, давая удельную тягу до
2000 сек. по сравнению с 300 сек. для обычных ЖРД. Возможность получения высоких тяг на средних
высотах за счет эжекции должна привести к изменению траектории вывода, к вероятному применению
крыльев, т.к. они могут освободить большую часть тяги двигателя на достижение конечной скорости.
Длина канала и вес двигателя м. б. сведены к минимуму применением круговой связки небольших
двигателей, вместо одного большого. С одним главным двигателем длина тоннеля должна быть в 5-8
раз больше его диаметра, чтобы получить хорошее смешивание выхлопных газов с потоком воздуха.
В случае 100 или 12 движков тоннель достигает длины в пределах 2-х своих диметров. Это ведет к
значительным потерям выигрыша по тяге. Но в целом ракета-носитель, использующая дожигание
струй, может иметь преимущества, позволяющие выполнить ее в одноступенчатом варианте [113]
[Missiles and Rockets, 1964, 17 VIII, v. 4, n 7, p. 28]
Результаты исследований, проведенных в английских аэродинамических трубах показывают воз-
можность увеличения тяги на 3,5% в вакууме для ракеты ’’Блэк Найт” с цилиндрической юбкой [113]
[”RAS”, 1964, XII, v. 68, р. 799]
Интересно в связи с этим рассмотреть конструктивное оформление гиперзвуковых ПВРД с внеш-
ним горением (рис. 41) и среди них схему ТВРД ’’Скрэмджет”. Степень сжатия на входе находится в
пределах 100-300 и статические температуры в двигателе могут поддерживаться ниже 2200-2760°. Оп-
тимальное число М в воздушном тракте составляет около 1/3 от числа М свободного потока. Такие
ГПВРД на водородном горючем высокоэффективны вплоть до орбитальных скоростей полета (рис.
41). Расчеты показали, что на керосине м. б. получены уд. импульсы от 1200 сек. при М = 4, до 400 сек.
- при М = 15.
Для создания ’’Скрэмджет” потребовалось решать ряд проблем:
1. Обеспечения сверхзвукового горения при более полном перемешивании воздуха с горючим,
связанного с усложнение ввода и потерями на сопротивление.
2. Замены кольцевого входа в диффузор другим устройством, не зависящим от увеличения по-
граничного слоя, трения и скосов потока.
3. Разработки конструкции теплозащиты от аэродинамического нагрева двигателя [113. -
Astronautics Aeronautics, 1964, 2, n 6, n 8, 44-47]
К 1965 г. фирма Thiokol Chemical предусматривала изготовление трех экспериментальных РДТТ
для летных испытаний. Эти двигатели, получившие обозначение SPARM (Solid Propellant Rocket
Motors - двигатели твердого топлива с повышенной тягой), снабжаются двойной камерой (сгорания и
дожигания). NASA в 1965 г. заключило с фирмой контракт на изучение возможности создания комби-
нированной (ВРД+ЖРД) ДУ для перспективных ракет-носителей. Фирма ’’Рипаблик Эйвиэйшн корпо-
рейшен” предложила экспериментальный летательный аппарат, в котором был применен принцип
сочетания сопла с центральным телом. Сопло саморегулируемое в пределах М= 3-12. Корпус аппарата
используется в качестве центрального тела (рис. 41) [113. - Aviation Week, 12 VII, 1965, р. 52-58.]
Главным открытием, имевшем тогда место, было выяснение того, что воздушный поток, входя-
щий в канал камеры сгорания ПВРД, не следует замедлять до дозвуковой скорости. Исследователи
показали экспериментально, что горение возможно в потоке при скоростях 1500-3000 м/сек и что по-
лезная тяга (теоретически) м. б. получена при числах М= 25 (статическое давление и температура для
воспламенения д. б. около 820°С).
В конструкции, предложенной фирмой ’’Марквардт”, для сверхзвукового ПВРД, корпус летатель-
ного аппарата рассматривается в функциональной связи с конструкцией двигателя, а обтекатель острой
конической носовой части - как часть диффузора-заборника. Хвостовая часть летательного аппарата
является одновременно и выходной частью двигателя.
Диффузоры расположены в области повышенного давления головной части летательного аппа-
рата. После сгорания газы ускоряются в расходящейся части сопла и последующий эффект расширения
достигается на хвостовой части аппарата.
Стабилизаторы, установленные в хвостовой же части, обеспечивают статическую и динамиче-
скую устойчивость.
В 1967 г. появилось сообщение обозревателя журнала Aerospace Technology о работе в США по
программе ’’Апстейдж”, которая предусматривает изучение возможности создания управляющих мо-
ментов путем ввода быстрогорящего топлива в воздушный поток, обтекающий ракету.
35
Ракетно-прямоточные двигатели (РПД) объединяют в себе достоинства ракетных и прямоточных
воздушно-реактивных двигателей: надежность работы и высокую удельную тягу.
РПД превосходит ПВРД по тяге и экономичности в области дозвуковых и малых сверхзвуковых
скоростей полета [59, 227]. С увеличением скорости характеристики РПД и ПВРД сближаются.
По схеме РПД могут быть использованы двигатели на химическом (РДТТ, ЖРД), так и ядерном
топливе. (Ядерные двигатели, выбрасывающие при работе огромное количество водорода, который
может дожигаться в эжектируемом воздухе [227], особенно перспективны для использования по схеме
РПД).
?к ‘ ^кр
На фиг. 41, 113 приведены характеристики такого РПД при 0 = 5 (р =-— - уд. импульс
G
давления камеры). РПД - класс комбинированных ракетных двигателей на смешанном топливе с по-
ступлением окислителя частично из атмосферы. Одним из определяющих параметров системы явля-
ть * ^кр
ется соотношение 0 расходов газа в воздушном тракте и ракетном тракте (—— ). При 0 = оо
G
двигатель становится чисто прямоточным (• Рр = 0).
Из основных уравнений тяги ракетного двигателя не видно оказывает ли воздействие на тягу ско-
рость полета, распределение давления по внешним контурам камеры и корпуса ракеты, геометрия ра-
кеты и местоположение сопел двигателей.
Р ~ Фа
&
Но как правило Ph изменяется при включении двигателя и в процессе полета. В связи с этим тяга
Р перестает быть характеристикой только двигателя и становится зависимой от конструктивного
оформления летательного аппарата. (В практике, в условиях разделения исследований по двигателям
и исследований по аэродинамике ракет, считают тягу Р неизменной, а изменение Ph относят к внеш-
нему сопротивлению). От конструктивной формы аппарата, от схемы компоновки могут измениться и
G (за счет эжекции массы из окружающей среды), и Sa (за счет дорасширения на корпусе) и Ра (за
счет изменения местоположения сопел вдоль корпуса).
По мнению некоторых исследователей, дальнейшим развитием гиперзвукового РПД явится бес-
контурный двигатель с внешним горением (рис. 41).
Если в схеме СПВРД (рис. 41) заменить сопло внутреннего расширения на сопло внешнего рас-
ширения с расходной дозвуковой частью, то конструктивная схема СПВРД значительно упростится,
уменьшится вес двигателя. В простейшем виде СПВРД с внешним сгоранием имеет форсунки топлива
в вершине клиновидного профиля.
Топливо воспламеняется потоком воздуха с высокой температурой, обтекающим профиль, и сго-
рает, создавая тягу и подъемную силу на задней поверхности аппарата. Этим достигается полное ’’гео-
метрическое слияние” силовой установки и планера, и, кроме того, использование двигателя для
создания как подъемной силы, так и тяги может обеспечить более высокое аэродинамическое качество,
чем у аппаратов с раздельными системами для создания подъемной силы и тяги. Топливо впрыскива-
ется в зону заторможенного, но все еще сверхзвукового потока воздуха за косым скачком уплотнения.
Сгорание осуществляется в сверхзвуковом потоке, обтекающем заднюю часть двигателя. В отсут-
ствии горения давление на эту часть будет меньше, чем на переднюю, так что двигатель будет созда-
вать лобовое сопротивление. Сгорание изменяет течение так, что давление газов на заднюю часть
становится больше, чем давление воздуха на передней части, вследствие чего двигатель и создает тягу.
Удельная тяга ракетных двигателей на химическом топливе и массовое число, характеризующее
качество конструкции ракеты, - главные факторы, определяющие значение конечной скорости, на со-
временном этапе достигли предела. Кривая роста удельной тяги ЖРД, РДТТ и ПВРД приблизилась к
асимптоте. Практические значения веса топлива к весу двигательной установки также ограничены, а
радикальный способ увеличения массового числа за счет многоступенчатости снижает надежность и
увеличивает число сопел, имеющих низкий коэффициент использования (отношение времени работы
двигателя ступени к суммарному времени работы двигателей всех ступеней).
36
Пессимистический взгляд на попытки использования атмосферного кислорода для увеличения
тяги в последнее время изменился, но даже, несмотря на развитие практических работ, до создания
’’атмосферной” ракеты дело не доходит.
Если учесть, что современные ракеты имеют большие наружные поверхности корпуса, которые
могут быть превращены в опорные площади для расширяющихся струй двигателей, а также учесть
возможность использования энергии газовых струй для эжекции атмосферного воздуха, то идея функ-
ционального объединения газодинамики ракетного двигателя с аэродинамикой ракеты, высказанная с
работах А. Ферри и др. исследователей, несомненно, является прогрессивной, актуальной и заслужи-
вающей быстрейшего внедрения в практику ракетостроения. В связи с этой идеей открывается боль-
шой простор для реализации первых идей К.Э. Циолковского [322] при разработке конструкций
воздушно-космических аппаратов на основе ПВРД с дозвуковым и сверхзвуковым сгоранием топлива;
с самовоспламенением и сжиганием топлива в скачках уплотнения (детонационные волны) и, осо-
бенно, с наружным сгоранием.
Отказавшись от воздухозаборников в ПВРД с внешним сгоранием топлива, американские кон-
структоры остановились на полпути, применяя обычный как в ПВРД, впрыск топлива, чем и были вы-
званы длительные и дорогостоящие исследования по обеспечению сверхзвукового горения [175]. В
этом сказалась инертность технической мысли, обусловленная так называемой ’’преемственностью” и
консерватизмом формы, который особенно силен в конструкционных разработках техники. В резуль-
тате в руки противников нового была дана проблематичность всей идеи: сложность регулируемых воз-
духозаборников, неустойчивость работы двигателя на углах атаки, необходимость иметь теплозащиту
на внешнем кожухе и ступень с разгонным двигателем для включения ПВРД.
Каковы же предельные возможности уменьшения стартового веса при неизменной полезной
нагрузке для идеальных схем с ВРД? Из указанных работ [113, 175] следует вывод, что возможное
предельное уменьшение стартового веса достигает 75% по сравнению с современными носителями,
использующими только РД.
Значение этих выводов состоит в установлении принципиального подтверждения правильности
направлений, определенных К.Э. Циолковским и разработанных Ф.А. Цандером и В.П. Глушко [302,
306, 60, 65]
В 1966 г. в СССР была проведена первая серия экспериментов с электрореакгивными, плазменно-
ионными двигателями. В качестве горючего использовался аргон. Была достигнута скорость реактив-
ной струи 40 км/сек. Во второй серии на азоте были получены скорости струй до 120 км/сек. И в ходе
третьей серии было доказано, что двигатель может работать на любых газах атмосферы и давать ско-
рость струй до 140 км/сек. Усовершенствованный электрореактивный двигатель был успешно испытан
в условиях ионосферного полета на лаборатории ’’Янтарь". Было, т.о. доказано, что использование воз-
духа верхних слоев атмосферы является технической реальностью для создания долговременных ор-
битальных станций.
Кроме того, известно из широкой печати, что в 1964 году на космическом аппарату "Зонд-2” был
успешно применен ЭРД плазменного вида (шесть ЭРД работали в качестве исполнительных органов
системы ориентации в полете аппарата к Марсу) [74].
Рассмотрев очень кратко состояние вопроса, касающегося газодинамических резервов реактив-
ных двигательных установок с ЖРД, РПД, ПВРД, ЯРД и ЭРД, в отношении энергии реактивной струи
двигателя, внешней массы, как компоненты топлива (атмосфера) с внутренней энергии топлива (на
борту), приходим к выводу о больших преимуществах конструктивно-компоновочных схем реактив-
ных аппаратов с развитым центральным корпусом и кольцевым размещением двигателей, безразлично,
касается ли это только стартовых ступеней (земных-планетных), или маршевых ступеней, или косми-
ческого аппарата в отдельности.
1.4 Баллистические резервы
К.Э. Циолковский, учитывая требования выбора оптимального режима работы реактивного дви-
гателя, в первых своих работах рассматривал наивыгоднейший путь реактивного прибора в атмосфере
Земли и далее, и изучал условия взлета с планет и астероидов [322]. После того как К.Э. Циолковским
был научно обоснован метод запуска многоступенчатых ракет, проблема выбора наивыгоднейшей тра-
ектории для запуска ракет получает новое более сложное развитие. Взаимосвязь внутренней балли-
стики с вопросами устойчивости, управления полетом при наименьшей затрате энергии, вызывала не
менее сложные вопросы внешней баллистики, разделения ступеней, колебаний корпуса и колебаний
37
массы жидкого топлива. Стремление освободить ракету от инертной массы привело к созданию систем
отброса не только отработавших баков, но и двигателей.
Программа отделения ставших ненужными частей ракеты, как и соотношение ступеней по весу,
определяется теоретически. От степени точности вычислений будут зависеть и величина выводимого
на орбиту полезного груза или дальность полета. Резервы получения дополнительной скорости в дан-
ном случае могут быть найдены как при изучении процесса разделения ступеней, так и при разработке
способа демпфирования колебаний корпуса и жидкостей в ракете. Проблемы устойчивости и управля-
емости, связанные с баллистикой ракет и космических аппаратов, также при своем решении могут дать
дополнительные резервы для полета. Наконец, большие резервы таит в себе сама программа и способ
передачи тягового усилия от двигательной установки к запускаемому летательному аппарату.
Большую экономию топлива можно было бы получить, если бы удалось осуществить передачу
всего импульса мгновенно - в момент нахождения ракеты на старте. Считается невозможным практи-
чески такое сокращение активного участка во времени. Нами рассмотрены возможности ’’сокращения”
активного участка "в пространстве”, т. е. передача импульса аппарату на постоянном гравитационном
уровне (рис. 29; 37). Для оценки стартового веса ракет, в конструкции которых исключались переход-
ники, межбанковые отсеки и отсеки двигателей, а также исключались все двигатели последующих сту-
пеней, кроме первой, были проведены расчеты на М-20 по программам, составленным для
баллистических ракет. Программы предназначались для выбора наиболее выгодного изменения угла
тангажа ракеты, как функции двух заданных параметров ( ам и ф для достижения максимальной даль-
ности.
Уравнения движения для активного участка (без учета вращения Земли) записывались в виде:
1 jq
V = —(Р-Сх g-5m)cosa-gsin0-g— cos0;
т г
& = -±- —(Р + С“ g Sm) a-g cos0 + g- sin0
V т- ’ г
x = Kcos0; j = K«sin©.
Дальность полета при движении только в плоскости стрельбы определялась по формулам эллип-
тической теории. Программа угла тангажа выбиралась следующим образом:
а) вертикальный полет от t = 0 до ti = 3 сек;
б) участок разворота от ti = 3 сек до ft = 32 сек.;
<3 = 0! + а; а = -атах
в) от t2 = 32 сек. до ft;
г) от ft до [7^ + С] сек.;
t- + 1(Z2 -1)
<p = <ptt+ tkx);
д) от (tk 4- С) сек. до ; ф = 0.
По сравнению с обычной схемой (рис. 55) получено значительное снижение стартового веса - до
l-j-17%. При расчетах не учитывалось благоприятное изменение аэродинамических характеристик ис-
следуемой схемы.
Расчеты, проведенные для определения величины резерва, связанного с оптимальным разделе-
нием ступеней, дали величину ~6% по дальности (рис. 29).
По уравнениям движения систем переменного состава, учитывающим вариационные силы, воз-
никающие вследствие нестационарного движения среды и связанные с изменением количества движе-
ния относительно твердой оболочки [29, 229], были проведены расчеты для определения величины
резервов в насосной подаче топлива. Перекачка топлива по направлению скорости полета (т.е. вперед
по отношению к корпусу ракеты) дает выигрыш в дальности до 0,04% для ракет среднего веса по срав-
нению с обычным видом подачи (по направлению к хвостовой части ракеты). Этот факт интересен с
качественной стороны, т.к. снимает запрет с свободного размещения систем подачи топлива в любом
месте реактивного аппарата.
38
Академиком А. Ишлинским обращено внимание на проблему угловой стабилизации ракеты [117].
По мере выгорания топлива происходит изменение уровня жидких его компонентов в баках. Система
стабилизации осложняется в связи с этим, а также еще потому, что ’’сила тяги реактивного двигателя
не тянущая, а толкающая” (рис. 30). Хорошо рассчитанная для абсолютно твердой конструкции си-
стема стабилизации может раскачать реальную конструкцию, обладающую упругостью и несущую по-
лости с колеблющейся жидкостью, которая воздействует на стенки баков подобно маятникам.
Применение "тянущих схем” (рис. 9-14) может значительно облегчить решение этой проблемы. Рас-
четы, проведенные В.В. Кирилловым, показали, что "тянущие схемы" по устойчивости значительно
превосходят "толкающие схемы" ракет [126; 150] Демпферы, предложенные авторами этой работы,
показаны на рис. 56-^60.
Большие резервы таятся и в решении задач полета на активном участке с использованием РПД
большой программы по созданию космического самолета (т. н. "Транспортный корабль") интересно
рассмотреть многоразовую ракету-носитель, типа "Ромбус" или "Бета" (ФРГ), и ее модификации с при-
ложением комбинированного синтеза всех выявленных резервов, с целью разработки более эффектив-
ных, чем в США, "Контрпредложений".
1.5 Конструкционные резервы ракет и космических аппаратов
При поисках новых конструкционных форм необходимо учитывать, что в технике форма чаще
всего бывает наиболее консервативной. Добывание частных фактов может не решить вопроса в целом,
если мы не установим более общих связей в конструкции аппарата.
Необходимость экономии в весе конструкции с учетом аэрогазодинамических, баллистических и
др. факторов и требований при разработке конструктивно-компоновочной схемы аппарата приводит к
расчету, в основе которого лежит преобразование необходимых величин в эквивалентные величины
скорости.
По формуле К.Э. Циолковского скорость аппарата без учета силы земного тяготения и аэродина-
мических потерь зависит от трех характерных параметров:
А:
- параметра ---, применяемого при оценке качества двигателя;
Gab
Gt
- параметра ——, характеризующего конструктивное совершенство и
@ДВ
- параметра Руд , характеризующего топливо.
Все они тесно связаны друг с другом и, зная любые два из них, можно установить значение каж-
дого (рис. 16; 17; 29; 37).
Высокий темп изменения скоростей (взлет, посадка) может быть достигнут при помощи силовых
установок, потребляющих горючее в таком количестве, что полезная нагрузка составит лишь 1^-3% от
полного веса аппарата, стартующего в космос. Почти любой современный космический аппарат будет
состоять в основном из запасов топлива, из двигателей с одним или несколькими соплами, оборудова-
ния и из относительно небольшого веса полезной нагрузки.
Для выявления конструкционных резервов рассмотрим космический аппарат по трем чисто услов-
ным группам элементов:
1. Элементы конструктивно-компоновочной схемы космического аппарата с полезным грузом и
стартовым устройством по традиционной номенклатуре в полном наборе (рис. 55).
2. Элементы компоновки космического аппарата с тем же полезным грузом, наличия которых до-
статочно для осуществления полета (рис. 55).
3. Элементы, которые можно или желательно исключить из компоновки космического аппарата
(рис. 55).
Можно рассмотреть большое количество вариантов комбинаций ступеней и элементов схемы, ис-
следование целесообразности применения которых будет входить в общий анализ всей ракетно-кос-
мической системы.
39
Применение жидкого топлива с мощными насосами для перекачки и отделение двигателей от ба-
ков позволяет предполагать принципиальную осуществимость ряда вариантов компоновок и сочета-
ний элементов по ступеням. При этом могут быть наиболее выгодным образом реализованы
классические схемы К.Э. Циолковского, Ф.А. Цандера, Ю. Кондратюка и В.П. Глушко, а также выяв-
лены и все конструктивные резервы [322, 302, 128, 60].
С конструктивной точки зрения основными идеями в этих схемах являются следующие:
- использование элементов конструкции и, особенно ее свободных поверхностей, в качестве опор-
ной площади для более полного преобразования энергии топлива за счет дорасширения струй и эжек-
ции добавочной массы из окружающей среды (рис. 38,43); &РуД[ = (0,04 ч-1,5) Руд\
- наиболее полное использование прочностных свойств материала (растяжение вместо сжатия за
счет перераспределения внешних сил на компоновке) (рис. 55); ^РуД1 - (0,014- 0,05) Руд;!
-ув еличение ресурса работы конструктивных элементов двигателя и переход к единой двигатель-
ной установки для всех ступеней аппарата (рис. 55); ^Рущ = (0,01 -ь 0,1) Руд;
-со здание компоновок с непрерывным отделением инертных, отработанных масс (рис. 53, 55).
Объединение перечисленных идей для реализации в одной компоновке возможно в варианте ра-
кеты или космического аппарата с кольцевым размещением двигателей вокруг центрального тела (рис.
41). Такая компоновка очень близка к идеальному облику реактивного летательного аппарата и может
быть хорошо приспособлена к условиям водного старта.
На рис. 139 изображены схемы аппаратов, предназначенных для посадки на Марс и Венеру, и
компоновка корабля для полета на Луну (на базе КК ’’Аполлон").
(1 ;2) - шаровые емкости для запасов топлива;
(3) - двигатели реактивные;
(4) - носовой конус - центральное тело для двигателей (3), являющийся и аэродинамическим тор-
мозом при посадке;
(5) - основная часть аэродинамического тормоза, при взлете остающаяся на Марсе;
(6) - посадочное устройство;
(7) - кабина-капсула для космонавтов.
Передняя часть аппарата - аэродинамический тормоз - имеет внешнюю форму, благоприятству-
ющую дорасширению струй выходящих из сопел и эжекции внешней добавочной массы атмосферы.
При посадке аппарата - встреча двух потоков на тормозном щите также будет способствовать
дожига-нию струй и увеличению тормозного импульса. При взлете двигатели будут находиться в
зоне разря-жения за угловой линией и могут работать в высотном режиме, что также увеличивает
удельный импульс.
Окончательный выбор конструктивной формы будущего аппарата будет возможен только после
тщательных комплексных исследований. Приведенные на рис. 139 схемы аппаратов являются лишь
концентрированным выражением поиска и практически очень приближенны. Главнейшим их недо-
статком является, на наш взгляд, проблема стабилизации вектора тяги относительно центра масс.
Гипотетические схемы с идеальным процессом использования массы и энергии, содержащихся в
аппарате, полезно рассмотреть как эталон при сравнении выбираемых реальных конструкций.
Одним из близких к воображаемому нами идеалу является проект ракеты с двигателем на лазер-
ной энергии. Основная идея является развитием работ доктора А. Кантровица в области высокомощ-
ных лазеров. Кантровиц подчеркивает очень быстрый рост мощности излучения лазеров и считает
вероятным ее увеличение на 5-6 порядков еще в текущем 10-летии [113], (рис. 37(4).)
Для запуска ракеты потребуется передавать меньшую мощность, чем для ИСЗ, особенно если на
1 ст. использовать обычный РД, а лазерную энергию применять только для II и III ст.
Тяга будет возникать в результате испарения твердого рабочего тела, подвергнутого тепловому
воздействию лазерного луча, направленного с Земли на хвостовую часть ракеты. Получится источник
тяги, подобный ионному или плазменному двигателю, но не требующий бортового источника
электро-энергии (рис. 37 (4)).
Вторым примером ракеты с "непрерывным отделением масс реактивного аппарата" (в отличие от
ступенчатого) является проект автора, основанный на идее Г. Покровского о передаче масс по лазер-
ным "трубопроводам", рис. 37а (4). Преимуществом этой схемы можно считать частичное решение
проблемы, исключающее экранирование или ослабление луча истекающими парами рабочего тела, т.
к. пары остаются по одну сторону луча - внутри его "трубки".
40
В настоящее время нет возможности с достаточной точностью предвидеть по какому пути пойдет
развитие конструкции пилотируемых летательных аппаратов. Будут ли они отражать в себе условия и
требования, связанные, как с участком взлета (активным), так и с участком посадки (пассивным)? Или
же для посадки будут сконструированы специальные, оснащенные всеми атрибутами спуска, аппа-
раты? Несомненно, различие в воздействии окружающей среды определяет тип конструкции и мате-
риалов летательных аппаратов и останется долговременным фактором. Но быстро развивающаяся
ядерная и лазерная энергетика может перевести этот фактор в разряд второстепенных.
Запас прочности конструкции - этот критерий незнания факторов, воздействующих на нее, - оста-
нется еще долго недоступным для нас резервом. Этот запас прочности, влияющий, главным образом,
на стоимость, полезен в отношении сокращения времени и затрат на конструирование, анализ и испы-
тания.
Разработка конструкций космических аппаратов находится на ранней стадии развития, и решение
современных конструктивных проблем, связанных с действием нагрузок, динамикой и механикой по-
лета, теплозащитой, метеоритной и радиационной защитой, созданием искусственной силы тяжести и
надежного энергопитания, послужит основой для техники 2000 г. Ярким примером в этом отношении
являются процесс создания первых обитаемых орбитальных станций ’’Салют” в СССР и ’’Скайлэб” в
США. На схеме (рис. 61) показана эволюция конструктивно-компоновочной станции "Скайлэб”.
Эволюция космических кораблей США следует такому же пути поисков как и в СССР, что под-
тверждается историей программы ’’Скайлэб". Здесь необходимо учитывать, что успех в деле создания
конструкции осуществляется не за счет движущихся сил, перечисленных кратко выше (см. введение),
несмотря на все их значение, а благодаря действию источников развития - труду и опыту специалистов,
талантливых рабочих, инженеров и ученых. Подготовка станции "Скайлэб" включает не только соб-
ственный опыт США в освоении космоса. Советский Союз представил большую информацию о полете
станции "Салют" в распоряжение специалистов США, подтвердившую правильность принципов, по-
ложенных в основу создания комплекса "Салют-Союз", и показавшую, что с точки зрения обеспечения
нормальной жизнедеятельности экипажей в длительном полете не потребуется никакой модификации
конструкции станции "Скайлэб".
Идея использования "сухой" массы третьей ступени S-4B ракеты "Сатурн" и энергии, затраченной
на вывод этой ступени на орбиту, для создания обитаемой станции, при своей реализации еще раз ука-
зала на большие резервы, таящиеся в ракетно-космической системе, включающей в себя стартовое
устройство + двигатель + конструкцию ракеты + космический аппарат + посадочные и спасательные
устройства на орбите и на Земле.
Таким образом к конструктивным резервам можно отнести элементы преемственности в разра-
ботке конструкции и "утилизацию" элементов РКС, выполнивших свои задачи в программе полета.
Как следствие этого необходимо рассматривать и появление в космонавтике США модульных кон-
струкций. Модуль (а их различают три вида: унифицированный многоцелевой модуль, электроэнерге-
тический модуль и центральный стержневой) это своего рода "кирпич" будущей "космической
архитектуры", - технологический резерв гигантских конструкций в космосе, [114, 133, 194, 214, 134,
135,214, 232, 246, 249].
Выводы к главе 1
- Основой для исследования аэрогазодинамических, конструктивных и баллистических резервов
стартовых, маршевых ступеней ракет и космических аппаратов на участке выведения на орбиту яви-
лась генеральная (общая) совокупность всех характеристик изучаемых проектов пилотируемых косми-
ческих аппаратов, отображенная на план-карте (рис. 22).
- Исследование проводилось на основе применения общих законов диалектики, наиболее ярко
проявляющихся в развитии конструктивных форм и компоновочных схем и др. элементов РКС. Выяв-
лялись причины, движущие силы и источники развития космической техники с целью определения
времени наступления скачка в развитии РКС и, главным образом, с целью определения вида этого
скачка и его конкретной формы.
- Приведено краткое описание особенностей космических пилотируемых аппаратов СССР и США
и выявлена динамика развития их основных характеристик вместе с ракетами-носителями и старто-
выми устройствами (рис. 24, 63).
- Отмечается большая перспективность и прогрессивность водного вида старта для гигантских
ракет будущего (старт из воды, из полузатопленного вертикального положения) (Рис. 63, 176).
41
- Выявлены основные конструктивно-компоновочные проблемы проектирования космических
пилотируемых аппаратов в программах до 1990 г. (нагрузки при старте и посадке мощных ракет и
больших аппаратов; компоновка ракеты (аппарата) и двигателя как единой системы; форсирование
тяги двигателя за счет внешних энергии и масс; создание и применение тяговой энергетики нового
вида - кумулятивной, электрической, эл. магнитного поля, квантовых и ядерных устройств).
- Аэрогидродинамическими резервами РКС являются аэростатические и гидростатические силы
на стартовом участке, потери скорости на гравитацию и сопротивление, силы устойчивости и масса
пограничного слоя. Предлагается использовать указанные резервы: за счет применения компоновок с
развитым центральным телом и двигателями, размещенными по кольцу вокруг корпуса; за счет при-
менения водного старта и аэростатов; за счет изменения формы и поверхности обтекателей головной
части ракет и аппаратов (’’звездообразные” формы, перфорация поверхности), отсоса п.с. двигателями,
чешуевидных поверхностей, демпферов колебаний внешнего и внутреннего потока и резонаторов вы-
сокочастотных колебаний (рис. 294-47).
- Центральная ракета с многосопловым блоком двигателя имеет хорошую устойчивость и управ-
ляемость в связи с тем, что ее центральное тело, находясь в струе газов двигателя, выполняет роль
газового руля, подобно хвостовому стержню пороховых ракет Картмазова и Засядко (рис. 9, 10).
42
ГЛАВА II. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ С ВНЕШНЕЙ
СРЕДОЙ СТРУЙ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
ВВЕДЕНИЕ
Отличительной чертой полета реактивных летательных аппаратов на РД с центральным телом яв-
ляется взаимодействие струй их двигателей с корпусом центрального тела, находящемся во внешнем
потоке или в вакууме. Для сложных конфигураций тел подобного вида и для многофазных течений
пока не существует теоретических методов расчета. При скоростях, намного превышающих скорость
звука, головное сопротивление играет решающую роль, но изменения, вызываемые струями двигате-
лей на развитом центральном теле (корпусе) и лобовой части, настолько значительны, что ими прене-
брегать нельзя. Рассматриваемая схема летательного аппарата (так называемой центральной ракеты)
является сложной и малоизученной аэродинамической компоновкой [151, 161], а результаты экспери-
ментов представляют интерес для увеличения эффективной тяги и выбора рациональных аэродинами-
ческих форм перспективных летательных аппаратов.
2.1 Некоторые сведения и основные данные к постановке задачи
1) Звуковое давление (шум) реактивных струй. Турбулентность и сдвиг скорости, образуемые
струями двигателей, вызывают хаотический, случайный шум на протяжении до 10-12 диаметров сопла,
переходящий далее в упорядоченные сферические волны. Современные конструкции выдерживают
звуковое давление до 150 дб. Пульсации пограничного слоя могут достигать до 140 дб. и не вызывают
особых опасений, т.к. не имеют разрывов на корпусе. Другим видом пульсаций являются колебания
скачков уплотнений. Звуковое давление может стать серьезным барьером при увеличении мощности
ракет (рис. 44) [14]
2) Изменение направления вектора тяги. Специалистами фирмы Локхид (США) признана наибо-
лее надежной система управления вектором тяги с помощью выдвижных щитков. Весовые характери-
стики этой системы те же, что и у поворотных сопел, но лучше чем при впрыске топлива в
закритическую часть.
3) Внешний поток. Реактивные струи. Взаимодействие реактивных струй и внешнего потока.
Исследование отрыва внешнего потока на "изломе” (перегибе) образующей, на боковой поверх-
ности корпуса модели и в ее донной части, проводились в работах Г.И. Таганова, В.Я. Нейленда, Ю.А.
Демьянова, В.Н. Шманенкова, Б.С. Кирнасова, А.Ф. Кулябина, В.С. Трусова и др. [161, 90, 283].
Опубликовано большое количество работ, посвященных струям [1, 2, 14, 15, 52, 30, 333]. Значи-
тельная их часть обобщена в трудах Г. Н. Абрамовича и Бай-Ши-И.
В режиме недорасширения взаимодействие струй с внешним потоком влияет на величину лобо-
вого сопротивления, может привести к отрыву пограничного слоя на поверхности корпуса перед
струей маршевого РД. Для конических сопел ((р = 15°; Рк/Рн = 16) опасность отрыва пограничного слоя
от стенки сопла возникает при Ра!Роо < 0,4 (новые данные: на больших соплах при Ра!Роо =0,286 отрыва
не было). Поскольку разброс точек значителен, используется критерий Соммерфильда [1,2].
4) Сжатие струи двигателя внешним потоком. Во многих режимах полета число Моо ракеты больше
чем число М струй двигателя. В этих случаях явления сжатия струи становятся более заметными. Ванг
и Петерсон показали, что границы газовой струи получают наибольшее поджатие от внешнего потока
в месте встречи (рис. 46).
5) Расширение газа в соплах внешнего расширения. Расширение газа происходит в системе волн
разрежения, радиально расходящихся от точки А (рис. 44). Характерным является режим недорасши-
рения. Струя сжимается тем больше, чем больше Р^. Режим перерасширения фактически исключается
и не возникает отрицательная составляющая тяги. Саморегулирование степени расширения - одно из
главных свойств сопел внешнего расширения. Внешнее расширение можно начинать с Ма >1, после
предварительного расширения струй в соплах внутреннего расширения.
6) Области смешивания струй и эжекция. На рис. 43 показана схема области смешивания двух
потоков. Различаются: начальный участок, переходный и основной. Угловые коэффициенты показаны
на графике рис. 43. Импульс - основная характеристика струи. Эжекция - одно из главнейших ее
свойств. Предполагают, что эжекция постоянна, если постоянен импульс струи. На величину присо-
единенной массы влияет импульс струи, а не относительная ее скорость. Секундное количество дви-
+00
жения одинаково для всех сечений струи и2 dy= const. Чем больше число Re, тем в более узкой
—00
43
области происходит эжекция. Плоские струи из прямоугольных (щелевых) сопел дальнобойнее круг-
лых. Круглые сопла эжектируют на единицу поверхности лучше чем плоские.
7) Отсос пограничного слоя. Отсос перед точкой перехода затягивает возникновение турбулент-
ного режима и сохраняет ламинарный режим. Масса, отсосанная из пограничного слоя из области с
нулевой скоростью и отброшенная с некоторой скоростью, создает реактивную силу. Таким образом
регенерация пограничного слоя есть процесс создания реактивной тяги (рис. 43).
8) Отрывные течения. Установлено, что на дозвуковых - околозвуковых скоростях, для конусов
>36° раствора за линией перехода конуса в цилиндр (за ’’изломом’’) возникают отрицательные
нагрузки, причем давление за изломом меньше донного давления (рис. 29) [283, том 8].
9) Устройства для выравнивания донного давления. На АГДУ (У-1; У-3; У-4) проведены экспери-
менты с коническими головками, имеющими на днище сопла по окружности и протоки в конусе, при-
крытые перфорированным обтекателем. Результаты опыта показали на увеличение давления во всей
донной области за счет перепуска части внешнего потока, в донную область через перфорированный
обтекатель (рис. 69) [162].
10) Центральные тела для кольцевых группировок сопел. Эксперименты, проведенные А.Ф. Ку-
лябиным [162] с коническими и тороидальными центральными телами на многосопловых моделях, по-
казали на увеличение эффективной тяги и уменьшение пульсаций (рис. 118).
11) Атмосфера. При определении аэродинамических сил использовалась ’’стандартная атмосфера
в виде таблиц и графиков. Наиболее распространен принцип классификации атмосферы по слоям в
зависимости от изменения температуры с высотой: тропосфера (94-11 км), стратосфера (11^-40 км), ме-
зосфера (404-80 км), термосфера (404-80 км), термосфера (804-300 км) и экзосфера (300 км и выше). В
таблице MCA даны:
Р/Р о; р/ро; Т/Т о; а/аои др.
12) Сопротивление движению. Силой сопротивления в аэродинамике принята
p-V2 P-V2 Z 1 Рн ->
Х= сх ~-------SM, где —— = q= — Рн-М2 (если % = 1,4; то q= 72,33 — М2) или
2 РН 2
q = 0,7Pjf • . Тангенциальная сила Т = 7233 • Ст SПотери на лобовое сопротив-
Л)
AV,
ление для одноступенчатых ракет - ——— = 0,03 4-0,135 (для дальностей 12004-2000 км).
Vk
Рн ?
13) Подъемная сила. Y= 7233 Sм'Су-
Рн 2
14) Момент аэродинамических сил. Mz = 7233 • —— • М Smz.
G ( Р У
15) Реактивная тяга. Р= — Va + Sa(Pa - Р^) или Р= SaPa %a-Ma+l--^~ .
g V PJ
16) Точность определения аэродинамических коэффициентов.
При малых углах атаки: Сх< ±5%; С% <5%; С^<±1%.. Отклонения по Мо = ±0,001; по
тхп =±0,025.
17) Диапазон моделирования: Мо = 0 4-6; q*> = 0 4- 1кг/см2; Re = 104 4- Ю9; РооРа= 0 4- 4; Ма = 0 4- 5;
Та = 100° 4- 2000°К; Ка = 1,1 4-1,4; фа = 0 4- 20°; [161]. На графиках (рис. 59а) приведены газодинамиче-
ские характеристики некоторых ракет США.
18) Характеристики аэродинамических установок.
- АГДУ ”У-1” имеет размер рабочей части 0,4 х 0,4. Измерительное оборудование: 3-х компонент-
ные весы, ’’Теплер" - ИАБ-451, интерферометр ИТ-Р, тензовесы ВМ-1 (для измерения тяги и силы X),
весы ВМ-2 (измерение сил и моментов). Настенные весы в трубе (для измерения моментов), тензовесы
для кругового обдува моделей;
- АГДУ ”У-3” имеет рабочую часть 0,6 х 0,6. Принцип действия - эжекторный.
44
- АГДУ "У-6” оборудована коническим соплом 0 = 276 мм имеет подогрев до 600°С, работает
без конденсата до Мо =10.
- АГДУ "У-И” рассчитана на Мо = 12 4- 16 при tucn = 0,2 4- 1,2 сек. Модели размером до 100 мм
(0).
- АГДУ ”У-12" предназначена для исследования теплообмена, ударных волн, донного давления и
процессов разделения. Мо = 34-18. Рабочее тело ГЬ (и смеси), То = 200° 4- 5000°, t3KCn = 10-2 4- 10'5 сек.
- АГДУ ”У-13" - тепловая аэродинамическая труба. Предназначена для исследования теплооб-
мена; рабочая струя 0 = 300 мм; рабочая часть 0,9 х 0,9 м; Мо =4 4- 7; Рн = 0,5 4- 10 мм.
- АГДУ ”У-13М”. Подогрев - электродуговой. Эжектор - 3-х ступенчатый. То = 2000° 4- 5000°, Ро
= 20 - 80 кг/см2, Mo = 1 4-5, Ря= 2 4-735 мм; Р0 = 0,1 -3.
Затененность потока сечения модели допускается от 0,33% до 0,74% от общей площади сечения
рабочей части. По зависимостям и Re^ установки не полностью удовлетворяют на
соответствие с характеристиками натурных образцов техники.
У-1 y-iv У-Ш
Мо 4,1 2,515 1,2 1 0,87 0,78 0,6
q<x> 0,8 0,85 0,5 0,45 0,39 0,33 0,22
Ръ 0,068 0,194 0,506 0,624 0,758 0,786 0,924
ЯеЮ6 /= 1м Т =288° 42 32 19,3 18,5 18,2 16,4 13,8
19) Некоторые вопросы методики экспериментов.
Струи двигателей имитировались холодным воздухом, что вынуждало пренебрегать влиянием сил
вязкости (отличие натурных Re^ от трубных), температурными факторами (TJTo, Т0/Тк и ToJToq), про-
цессами догорания топлива в струях с влиянием нестационарной работы сопел при запусках. Большого
искусства работников ’’препараторских” мастерских требовала доводка сложных моделей, связанная с
установкой датчиков, подводом воздуха, тарировкой и устранением возможных погрешностей и наво-
док, влияющих на точность измерений большого количества характеристик. Применение большого
количества державок, вызванное неодинаковыми видами крепления моделей в трубах, также создавало
специфические трудности.
Для измерений применялись: тензометрические датчики (наружные и внутримодельные), осцил-
лографы и манометры. Весовые испытания на сверхзвуковых скоростях проводились на боковых дер-
жавах, внутри которых был высверлен канал для подвода воздуха к соплам модельных двигателей.
Относительная ошибка из-за влияния державки не превышает 2-8%. Картины обтекания фиксирова-
лись фотокиносъемкой (СКС-1, КС-50) через теневые и шлирен-приборы, а также нанесением покры-
тий, растекающихся в потоке на поверхности моделей. При моделировании работы двигателей
соблюдались следующие условия: модели проектировались на основе геометрического подобия и со-
Ха ‘ М2
отношения ,я а - = const, потребное давление вычислялось по формуле:
J М2 -1
V О
Ра у Модели
потребное
(2^/1
I / VJ
'ХаРа-МТ
< К >
♦ Натурн.
J • р, Tta М,_ II12 + (Z„ -1) л£ у
45
где: Л/оонат = Момод. и тяга Р = — Va + Saj, а с учетом внешнего потока и донного дав-
ления P=%pPkSa-Sa-Poo,где хр
Расход газа (% = 1,4) определялся
G3 =0,02335 5^ Л.
\ + Ха
Ха
Ха "I
по формуле: G = 0,02335- -Рк кг/сек. В расходомере:
Ха~^
2
G3
Тогда Р = Р G3-SaPr -.
(j
При экспериментах в барокамере разность между измеренной тягой и расчетной составляла силу
донного давления Xg = Рз- Рр-
2.2 Постановка задачи. Методические модели для АГДУ.
Программа экспериментов.
В отечественных и зарубежных космических программах большое внимание обращается на ис-
следование летательных аппаратов с хорошими аэродинамическими характеристиками. Идея цен-
тральной ракеты, обоснованная в трудах К.Э. Циолковского, Ф.А. Цандера, Ю. В. Кондратюка, В.П.
Глушко и их последователей, объединяет в единое целое ряд положительных эффектов, взаимосвязан-
ных аэродинамикой корпуса и газодинамикой реактивных двигателей в одном объекте. В общей клас-
сификации PJIA (рис. 41а) схема центральной ракеты занимает промежуточное положение (по
эффективности) между РЛА с ЖРД и РЛА с ПВРД.
Большой объем работ по реактивным двигателям с центральным коническим телом, доведенных
до натурных испытаний, в комплексе с обобщенным материалом введения и главы 1, дал возможность
выполнить проекты моделей для аэродинамических испытаний в АГДУ (рис. 65).
1. Для исследования взаимодействия струй РД с внешним потоком вблизи головной части (за ’’из-
ломом” конус + цилиндр) применялась модель с цилиндрическим корпусом (Лч= 5,6) и конической
головной частью (Л*= 2,5) (рис. 61). Кольцо с 8-ю реактивными двигателями в конических обтекателях
(Л*= 2,7) устанавливалось так, что двигатели на пилонах ромбовидного профиля размещались вне пло-
щади миделя, вокруг головной части модели. Корпус служил для двигателей центральным телом.
Для методических экспериментов применялись 2 варианта этой модели: весовая модель с хвосто-
вым двигателем и весовая модель с 8-ю двигателями с цилиндрическим центральным телом.
Исследование взаимодействия струй проводилось на установках У-1, У-3, У-4 в потоке воздуха с
числами Мо = 0,6 4- 4, на углах атаки 0; ±2°; ±4°; ±8°.
Для измерения величин нормальной (Р„) и тангенциальной (Рг) сил применялись тензобалансиро-
вочные весы. Испытания весового варианта модели сопровождались фотокиносъемкой картины обте-
кания модели через оптическую приставку прибора ’’Теплер”. Центральное тело (цилиндрический
корпус) устанавливался в рабочей части установок на боковой подвеске. Кормовая часть модели,
кольцо двигателей впереди, как и подвеска, были сменными.
В эксперименте использовались: 1) хвостовая часть с центральным донным коническим соплом -
dKp = 5,7 мм; Da = 15,1 мм; Ма = 3,53. 2) хвостовая часть с закрытой (заглушенной) донной частью.
В камеры модельных двигателей через боковую державку, форкамеру и через ромбические пи-
лоны поступал воздух под давлением Pk =20; 40; 60; 80 ата. Первый блок модельных двигателей имел
8 сопел с dKp = 2 мм; Da = 5,3 мм и Ма = 3,53. Второй блок имел 8 сопел с dKp = 3,1 мм; Da = 6,5 мм и Ма
= 2,89. Обозначения соответственно: - ’’кольцо 1" (К-1) и ’’кольцо 2” (К-2). Эксперименты проводились
в диапазоне чисел Мо = 0 -ь4 и в барокамере У-17 = 50 ч- 760 мм). На нулевых углах атаки с помо-
щью специальных тензометрических весов ВМ-1 измерялась величина Р-Х суммарной осевой силы (Р-
X, где Р - тяга РД, X- сопротивление потока).
Для измерения величин суммарной осевой силы Р-Х, нормальной силы Рп и продольного момента
Mz, в диапазоне чисел Мо = 2,515 и Мо = 4 использовались тензометрические весы ВМ-2. Испытания
модели на установке У-3 были проведены на режиме непрерывного и дискретного (фиксированного)
46
изменения чисел Мо от 0,6 до 1,2. Физическая картина обтекания фотографировалась через ’’Теплер”
(рис. 73 - 76).
2. Для исследования взаимодействия струй модельных РД с внешним потоком на корпусе модели,
имеющем ’’обратную1' конусность и различные по конструкции головные части, была изготовлена дре-
нированная модель с 12-ю модельными РД, установленными вокруг основания головной части (рис.
107-110). Дренажные точки устанавливались в 16 местах на модели для измерения величины давления
и распределения его по корпусу. Воздух к РД подводился также через боковую державку. Для измере-
ния величины тяги и лобового сопротивления применялись тензометрические весы ВМ-1 и ВМ-2. Пер-
вый вариант модели имел клиновидные обтекатели сопел, общие с пилонами. Испытания его
проводились в потоке с Мо = 0 4- 1,25 на У-3 и с Мо = 2,515; 4 на У-1. Измерялись величины сопротив-
ления, тяги и распределение давления на центральном теле (корпусе). Первые эксперименты показали
несовершенство обтекателей на РД. Модель была доработана. Клиновые обтекатели были заменены
коническими. После тщательной обработки формы головной части и места перехода ее в центральное
тело была получена наилучшая конфигурация сочетания двигателей с центральным телом и головной
частью (фото на рис. 109-111). Эксперименты проведены на числах Мо =0 4- 1,25; 1,5; 1,8; 2,515; 4 и
5,12. Варьировались и величины давлений в камере РД. Кроме того, на модели устанавливались: внеш-
няя обечайка типа прямоточной, сменные головные части (конус перфорированный, конус ’’звездооб-
разного” сечения с клиновидными выступами, конус + цилиндр + усеченный конус) (рис. 68).
Взаимодействие внешнего потока со струями РД на модели фотографировалось через ’’Теплер” в
нескольких зонах по потоку при числах Мо =0; 0,6; 0,8; 0,9; 1; 1,1; 1,25 - для всех вариантов программы
испытаний. Влияние обтекателя державки исследовалось при Мо =0 4-1,25 на У-3 с основной моделью
(измерения величины тяги и силы сопротивления).
Влияние струи РД на центральное тело вне потока определялось с целью исследования тяговых
характеристик корпуса - центрального тела, имеющего обратную конусность и большую длину (на
порядок больше чем обычные центральные тела). Испытания проводились в барокамере установки У-
12 (при Роо =0,5 4- 760 мм. рт. ст.).
2.3. Экспериментальные исследования в АГДУ процесса взаимодействия
струй РД с внешним потоком вблизи головной части методической модели
1. По результатам измерений при испытании весовой методической модели определены: коэффи-
Д Рп
циент тангенциальной силы СТ =-----—, коэффициент нормальной силы Сп —----------— и коэффи-
9оО Я CD SМ
циент центра давления Cg — ё/ 9 где площадь сечения модели в цилиндрической части, Ьм
- длина модели, Хё - координата центра давления, отсчитываемая от носика модели.
Результаты исследований приведены на рис. 73 4- 76; 85 4- 88, 91 в виде зависимостей Сл, Cg, Ст в
f(a) при различных числах Мо набегающего потока и в виде фотоиллюстраций картины обтекания мо-
дели. На рис. 77 4-78 приведены зависимости Cg - ^(Мо) и СТ о =
. Коэффициент нормальной силы изменяется по закону, близкому к линейному (рис. 71).
Коэффициенты Сё и Ст изменяются незначительно. Сопоставление аэродинамических коэффици-
ентов по числам Мо исследуемой модели и модели с конической головной частью (Л = 2,5) и корпусом
того же удлинения, что и у испытуемой модели, приведено на рис. 77, а. Видно, что величина С*
исследуемой модели в диапазоне чисел Мо« 0,8 4-1,1 возросла на 30 - 40% по сравнению с коэффици-
ентом С* для конуса с цилиндром. Центр давления, за исключением диапазона Мо = 1,3 -4- 1,9, не-
сколько сместился назад, и величина лобового сопротивления возросла на 40% за счет выноса РД из
миделя. Все вышеописанные характеристики получены и приведены без учета влияния струй, истека-
ющих из модельных двигателей (Ра = 0).
2. По результатам измерений при экспериментальных исследованиях методической модели на
ВМ-2 получены следующие величины: коэффициент продольного момента относительно оси враще-
М“ ** г Pn
ния mz =--------; коэффициент нормальной силы Сл =-------------— и коэффициент центра
9со ‘ м ' Ясс ' SМ
47
м°£
давления относительно носика модели Cg — Сов — —--— где Сов - коэффициент положения оси
PN'LM
вращения модели относительно носика модели Сов = ~ т°в . На рис. 83, 84, 90 представлена зависн-
ем
мость т°* = для различных углов атаки и при различных числах Мо, и рис. 79, 80 4-82; 85; 87;
88 ж™ = Да) - при различных давлениях Рок в камере РД. Струи модельных РД при взаимодей-
ствии с внешним потоком на корпусе центрального тела благоприятно влияют на моментные характе-
ристики модели. При изменении величины Рок от 0 до 80 ати центр давления смещается назад ~ на 3%
для модели с кольцом 1 и на 5 4- 6% для модели с кольцом № 2 (рис. 83, 86, 89, 90).
Величина коэффициента нормальной силы Сп изменяется незначительно (рис. 84, 86, 89. 90).
3. По результатам экспериментальных исследований методической модели с модельными РД на
тензовесах ВМ-1 в АГДУ У-3, У-4 и барокамере У-17 получены зависимости суммарной осевой силы,
эффективной тяги модели от изменения давления в камерах РД при различных числах Ма (рис. 93, 94).
Получено также изменение тяги модели в зависимости от изменения давления окружающей среды
(рис. 95, 96). Обнаружен интересный факт взаимодействия струй РД с внешним потоком на централь-
ном теле (корпусе), приводящий к уменьшению лобового сопротивления для исследуемой схемы мо-
дели, особенно сильно проявляющийся при околозвуковых скоростях.
Зависимости эффективной тяги (измеренная величина осевой силы при включенных РД модель-
ных + сила лобового сопротивления) от числа Моо приведены на рис. 95, 96 для моделей с кольцом №
1 и № 2.
Вышеприведенные графики иллюстрируются фотографиями картины обтекания (рис. 97 4- 105).
Процесс увеличения эффективной тяги (уменьшения лобового сопротивления) предварительно объяс-
нялся следующими причинами:
а) уменьшением донного разрежения;
б) эжектирующим действием струй модельных РД на обтекание головной части (за счет отсоса
пограничного слоя) и, следовательно, уменьшением давления за ударной волной головной части;
в) уменьшением волнового сопротивления в диапазоне околозвуковых скоростей за счет экрани-
рующего действия струй модельных РД на корпусе центрального тела и обтекателях этих двигателей.
Реальные цифры, приведенные к Руд, составили увеличение Руд « 6 - 7% для методической модели
и диапазоне чисел Моо = 04-3. Эксперименты, проведенные с шахтной моделью, показали, что цен-
тральное тело обладает свойством самоцентрирования в стартовом объеме модельной шахты за счет
перераспределения нагрузок на корпус тела (рис. 106).
Предварительная продувка моделей с модельными РД не всегда позволяет правильно определить
величину и характер сопротивления из-за несовершенства измерительной техники и масштабных ис-
кажений при моделировании. Размеры модели и модельных РД ограничиваются размерами аэродина-
мической трубы, в связи с чем возникают неточности в имитации чисел Re. Факторы, немодулируемые
в данных исследованиях, могут значительно увеличить значение добавочной тяги во всем диапазоне
чисел Моо (догорание топлива при взаимодействии струй, изменение %а, нестационарность работы со-
пел и т. п.).
2.4. Экспериментальное исследование моделей корпусов и центральных
тел со струями модельных двигателей в АГДУ
Результаты экспериментов на дренажной модели, оснащенной 12-ю соплами, коническим цен-
тральным телом и сменными головными частями, различными по форме (гладкий конус, перфориро-
ванный конус, конус с ребрами и составная головная часть - "Конус + цилиндр + конус") (рис. 107 ч-
112) сведены в таблицу (рис. 126) в виде коэффициентов (Р/Рж; ^) и показаны на графиках в виде
зависимостей сил тяги модельных РД и лобового сопротивления от числа Мп и величины давления Рь
в камере РД (рис. 114, 115, 116, 117).
48
Физическая картина сложного процесса взаимодействия струи внешнего и внутреннего (РД) по-
токов иллюстрирована рисунками с фото (рис. 113,114,117,119) и графиками распределения коэффи-
- Р~Р^
циента давления - Р —------ на поверхности центрального тела (рис. 120, 121) в зависимости от
?ОО
чисел Мо.
Из анализа картины обтекания модели (рис. 114, 117, 119) и распределения коэффициента давле-
ния Р следует вывод о существовании трех режимов взаимодействия внешнего потока со струями РД
на центральном теле. При числе Мо <1,1 происходит формирование скачков уплотнения на струях
модельных РД, связанное с увеличением донного давления и эжекцией массы из головной области
обтекания. При 1,1 < Мо < 1,6 формируется система скачков уплотнения на передней, головной части
модели (перед струями), что приводит к потерям тяги на волновое сопротивление. После Мо > 1,6 фор-
мируется устойчивый косой скачок уплотнения, увеличивается эффективная тяга модели.
Последовательная картина перехода одного вида обтекания в другой наблюдалась и в экспери-
ментах с методической моделью на цилиндрическом центральном теле (рис. 73-76; 97).
На рис. 120,121 приведено изменение коэффициента давления Р вдоль поверхности конического
центрального тела модели при различных значениях числа М» и величины давления Рк в камерах мо-
дельных РД. Как видно из рис. 120, 121 максимальное уменьшение давления наблюдается за срезами
сопел кольцевого блока РД, а максимальное увеличение давления - на некотором расстоянии (в сред-
ней части центрального тела - на 0,6 I модели). Результаты исследований хорошо согласуются с дан-
ными работы [88].
Все эксперименты на У-12 при Мо = 0 и на У-1 при М» = 4 показали, что центральное тело двига-
телей ("обратный" конус) дает дополнительную тягу.
Для определения влияния боковой державки на сопротивление модели применялся дополнитель-
ный обтекатель. Эксперименты (рис. 108) по методике, принятой в отделе, показали, что обтекатель
мало влияет на изменение эффективной тяги модели. Расчетная тяга определялась с учетом высотного
добавка путем измерения действительно расхода воздуха через модель на всех числах Мо согласно
программе. Эффективность действия модели определялась разностью тяги, измеренной при различных
числах Мо и Рк, и расчетной тяги, по измеренному расходу. Изменение коэффициента эффективной
тяги Кр модели, характеризующего качество работы сопел модельных РД в зависимости от чисел Мо
показано на рис. 117. Вспомогательные графики, необходимые для пересчета на натурные изделия и
для дальнейшего анализа результатов даны рис. 127, 128 (необходимо учитывать в нашем случае от-
ношение массовых секундных расходов / • модели и натуры и отношения эффективных тяг
р
гэф нат.
------- с учетом масштаба модели) [161, 162].
“эф мод.
2.5. Экспериментальное исследование взаимодействия внешнего потока
со струями двигателей на центральном теле натурных моделей
- СТЕНДОВЫЕ ИСПЫТАНИЯ. Прототипом для проектирования и изготовления натурной мо-
дели центральной ракеты был выбран реактивный снаряд типа "Сайдуиндер" (условное название). Дан-
ный снаряд, благодаря простоте конструкции, являлся для массового производства наиболее дешевым
и эффективным (рис. 129), В хвостовой части его, длиною 1,9 м, расположен РДТТ. Заряд имел форму
цилиндра, формованного прессовкой. Сопло двигателя, длиною 177 мм, имело внутренний диаметр 76
мм. Время горения заряда - 2 сек. Для испытаний использовался корпус этого снаряда и топливный
заряд. Кольцевой блок сопел был разработан на заводе ММ3 "Звезда" и там же изготовлен. Целью ис-
пытаний была качественная проверка работоспособности конструкции соплового блока и корпуса.
Первый эксперимент был проведен 17 октября 1968 г. на стенде завода в Кузьминках. В конце экспе-
римента прогорел корпус. Результаты эксперимента представлены на фиг. 129. Модель была переде-
лана. Последующие опыты показали вполне удовлетворительную работоспособность конструкции
(рис. 130).
- ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ. Для летных испытаний были изготовлены десять натурных моделей,
общий вид которых показан на рис. 131. Пуски проводились на полигоне КБ. Из десяти ракет были
49
запущены три. Результаты (рис. 132) превзошли все ожидания. Скорость ракет превысила расчетную,
и на первых трех пусках испытания были закончены, т.к. модели уходили за пределы полигона.
- ДРУГИЕ НАТУРНЫЕ ИСПЫТАНИЯ. Кольцевая компоновка сопел двигателей с центральным
телом прямой конусности (рис. 133) испытывалась при натурных отработках С АС космического ко-
рабля ’’Союз” и показала хорошие результаты. Испытания морской ракеты ’’Метель", с пороховым
ускорителем подобного же типа, также прошли успешно. Хотя указанные запуски и не имеют прямой
связи с программой экспериментов по "центральной” ракете, но они косвенно подтверждают жизне-
способность и перспективность подобных компоновок.
ВЫВОДЫ К ГЛАВЕ II.
Полученные результаты при обработке экспериментально измеренных характеристик, наблюде-
ния и поисковые работы во время испытаний моделей, а также обсуждения общей информации приво-
дят к следующим выводам:
1. Установка соплового блока вокруг центрального тела (корпуса) в зоне разрежения, возникаю-
щего в потоке, в области перехода конуса головной части к цилиндрическому центральному телу (кор-
пусу), приводит к незначительному изменению положения центра давления изолированного корпуса
при неработающих двигателях (Р*=0).
2. Струи реактивных модельных двигателей, установленных вокруг передней части цилиндриче-
ского центрального тела с конической головной частью, во внешнем потоке способствуют перемеще-
нию центра давления к кормовой части.
3. Установлен интересный факт интерференции истекающих из двигателя струй с внешним пото-
ком на центральном теле (корпусе), способствующий значительному уменьшению силы лобового со-
противления модели, особенно эффективно в диапазоне трансзвуковых скоростей.
4. Экспериментальным путем установлено, что в диапазоне чисел Мо = 04-4 модель центрального
конического тела, оснащенная модельными РД, обладает несущей способностью, т.е. дает дополни-
тельную тягу на старте и в полете, (Рк * 0).
5. Волновое сопротивление центрального конического тела (по п. 4) значительно меньше донного
сопротивления цилиндрического центрального тела (при одинаковых миделях).
6. Установлено, что коническая головная часть с клиновидными наружными ребрами по образу-
ющей ("звездообразное" сечение) (рис. ПО) в сочетании с работающими РД с центральным телом в
диапазоне чисел Мо =0 4-3 имеет наилучшие характеристики по сравнению с головными частями глад-
кой конической, составной форм и конусом с перфорированной поверхностью.
7. Установка соплового блока за основанием головной части - в области пониженного давления -
позволяет применить двигатели большей высотности с момента старта, что дает выигрыш в тяге за
счет высотного добавка, по сравнению с донными двигателями, не имеющими центрального тела.
8. Установлено, что аэродинамическое сочетание многосоплового кольцевого блока с развитым
центральным телом (Л « 5 ч- 6), представляющим собой компоновку конической головной части с кор-
пусом конической формы (центральным телом), значительно увеличивает эффективную тягу летатель-
ного аппарат (5 4- 10% на холодных струях РД) и улучшает моментные характеристики.
9. Экспериментальные исследования малых натурных моделей PC (реактивных снарядов) на
стенде и в полете подтвердили эффективность конструктивно-компоновочной схемы "центральной"
ракеты на атмосферном участке.
10. На основании систематизированных данных введения, главы 1 и результатов эксперименталь-
ных исследований в аэродинамических трубах, на стенде и летных испытаний малых натурных моде-
лей PC на полигоне, рассмотрена в первом приближении аэродинамическая конструктивно-
компоновочная схема "центральной" ракеты (летательного аппарата с РД и центральным телом боль-
шого удлинения), принцип действия которой может быть использован при разработке одного из вари-
антов эффективного тактического и стратегического средств, особо мощных ракет-носителей и новых
форм космических аппаратов, предназначенных для взлета и посадки в атмосфере планет и в космиче-
ских условиях.
50
ГЛАВА III. АЭРОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ ФОРМЫ ВОЗВРАЩАЕМЫХ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ И
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ, ПРЕДНАЗНАЧЕННЫХ ДЛЯ ПОСАДКИ НА ЗЕМЛЮ И
ДРУГИЕ ПЛАНЕТЫ
Введение
Со времени запуска первого ИСЗ проблемы выбора формы космического летательного аппарата,
предохранения его от чрезмерного нагрева и расширение "коридора" возврата привлекают внимание
многочисленной армии исследователей [214, 232, 40]. К настоящему времени опубликовано большое
количество проектов летательных аппаратов, предназначенных для возвращения на Землю и для по-
садки на другие планеты. Полная систематизация все увеличивающегося объема работ оказалась бы
очень сложным делом. Но и первое приближение к всестороннему исследованию позволяет прийти к
ряду интересных заключений. Все рассмотренные в этой главе летательные аппараты со временем бу-
дут и далее видоизменяться. Обращается внимание и на возможно эффективную эволюцию роторных
аппаратов и аппаратов, оснащенных тормозными двигателями, использующими атмосферу как компо-
нент топлива [41, 11, 288]
Траектории входа в плотные слои атмосферы различных по форме летательных аппаратов пока-
заны на рис. 134, 135. Зависимость максимальной скорости нагрева и суммарного нагрева
/ °Мид
Q / т
У о аппарата от баллистического коэффициента Щ. а , начального угла траектории 0 и
^Мид / ^х * °Мид
аэродинамического качества показаны на рис. 134 [113]
Выбор системы торможения, конструкции и вида теплозащиты, форма и компоновка спускаемого
аппарата зависят от скорости и продолжительности нагрева и возможностей применяемых материалов
тс т
(рис. 134; 135). Зависимость относительной массы системы охлаждения - от величины —-,
Ш $Мид
угла наклона траектории и аэродинамического качества показана на рис. 134 [113] Для входа в атмо-
сферу, вероятно, наиболее приемлемыми будут три типа пилотируемых аппаратов:
- аппарат с легким тормозным устройством или поверхностью для создания подъемной силы,
обеспечивающей торможение на больших высотах в атмосфере, и снабженный системой излучения
тепла;
- тупоносый тяжелый аппарат с небольшой подъемной силой (или без нее), снабженный низко-
температурной системой теплопоглощения путем уноса массы;
- комбинированный тяжелый аппарат, оснащенный тормозными двигателями, аэродинамическим
тормозом и теплозащитой.
ЗЛ. Аэродинамические тормозные устройства баллистического и плани-
рующего спуска в атмосфере планет (пассивное и полуактивное торможе-
ние)
Проблема выбора формы космического летательного аппарата решается на основе нерасчетного
режима входа в ’’коридор", контур которого определяется на основе сведений о физических особенно-
стях атмосфер Земли, Марса и Венеры, как наиболее близких для настоящих и будущих полетов (Рис.
135) [113]
Устройства для создания лобового сопротивления выбираются по условиям аэродинамического
нагрева. Сюда относятся тормозные экраны сферической, эллипсоидной, сегментальной форм; тормоз-
ные "юбки"; щитовые тормозы; парашюты; ротошюты; интерцепторы, вымпелы с тормозными пласти-
нами (рис. 135). Устройства для создания подъемной силы, которая способствует проведению маневра
в атмосфере и сокращает время возвращения на базу. К этим устройствам относятся несущие плоско-
сти различной формы (крылья, специальные формы корпуса, диски) (рис. 135).
Устройства, использующие импульсные силы для торможения представляют собой различного
рода изогнутые лопатки, отражающие поток и, по существу, близки к вышеперечисленным схемам
торможения.
51
Большинство из перечисленных устройств предназначены для увеличения поперечных размеров
аппарата или для создания дополнительной подъемной силы и сопротивления. Возможность аэроди-
намически установившегося гиперзвукового полета пока ограничена двумя пределами по высотам:
верхним, где вес летательного аппарата равен сумме подъемной и центробежной сил, и нижним, опре-
деляемым максимально допустимыми температурами обшивки (рис. 93).
Регулированием сопротивления аппарата достигается выбор наиболее благоприятной траектории
спуска с наименьшим нагревом и, следовательно, с облегченной теплозащитой.
СУ
В 1965 г. в США предполагалось создать аппарат с аэродинамическим качеством — = 1 (как
Сх
экспериментальный М-2). Вертикальная составляющая скорости в момент посадки не должна была
превышать 4 м/сек. Транспортный корабль, разработку которого начала Америка для обеспечения кос-
мической программы 1976-1990 г. может быть примером экономической целесообразности многократ-
ного использования конструкции летательного аппарата, [113] (рис. 27, 135). Применение подобного
космического самолета, оснащенного крыльями (не используемыми в космосе), и требующего слож-
ных посадочных площадок - не единственный путь развития космической транспортной системы.
Большой интерес представляет конструктивно-компоновочная схема центральных ракет, в ряду
которых находятся ракеты типа ’’Нексус”, ’’Ренова”, ’’Ромбус”, ’’Пегасус”, ’’Бета" и др. мощные много-
разовые ракеты, оснащенные двигателями с внешним расширением на центральном теле, которое слу-
жит одновременно и теплозащитным экраном при входе в атмосферу. (Рис. 15-^17; 170.)
Было обращено внимание и на метод возвращения с использованием винта по вертолетной схеме.
В США эксперименты с винтами были начаты в 1952 г. [41]. Использование винтов для космических
кораблей должно было удовлетворить три основные требования: уменьшить перегрузки, приземляться
в заданной точке, иметь хорошую устойчивость. (Рис. 137). Недостатки винтов связаны с проблемой
аэродинамического нагрева, как и в случае крыла. Нагрев лопастей винта больше нагрева крыла на
отдельных режимах в 2-3 раза.
Для возвращаемых аппаратов может быть использован эффект Магнуса. Отличные тормозные
свойства вращающейся внешней оболочки при поперечном обтекании объясняются теоремой Н.Е. Жу-
ковского о силе, возникающей при поперечном обтекании цилиндра плоскопараллельным потоком с
циркуляцией. Картина обтекания очень близка к картине потенциального обтекания крыла с циркуля-
цией, а такое течение дает большую поперечную силу. Направление силы определяется путем поворота
вектора скорости набегающего потока на угол 90° против циркуляции, а величина силы равна Y = рГГ.
и
Величина силы зависит от соотношения окружной скорости тела и скорости набегающего потока ~~
Ко
и
. Так, например, при = 0,33 поперечная сила и сопротивление вращающегося цилиндра в 8-10
Ко
раз больше подъемной силы и сопротивления крыла, равного по площади продольному сечению ци-
линдра.
"Я думаю, что к геликоптерам должно быть отнесено и воздушное колесо с горизонтальной осью,
... - писал Н.Е. Жуковский, - ... воздушное колесо действует совершеннее обыкновенного винта. Но
выполнение этого воздушного колеса в больших размерах имеет конструктивные трудности” [103;
104].
Г. Шлихтинг отмечал в "теории пограничного слоя”, что течение обуславливающее эффект Маг-
нуса, не является прямым результатом именно вращения: если бы существовали ИНЫЕ СПОСОБЫ
предотвращения отделения пограничного слоя или перемещения точки отделения на еще более отда-
ленные участки, то явление получилось бы то же самое [327]. В одном ряду с эффектом Магнуса нахо-
дится и открытие Джозефа Ранка. Он установил различие в температурах потоков воздуха,
движущихся у оси и на периферии цилиндрического вихря (рис. 137). Л.А. Вулис сделал вывод о том,
что неравномерное распределение энергии во вращающемся газовом потоке не исключение, а правило
[52]. Интересна и поучительна судьба этого замечательного технического эффекта.
- Еще в XVIII в. Б. Робинс на основании многочисленных опытов обратил внимание на то, что
центр масс сферической пули описывает пространственную кривую, связанную с вращением самой
пули [272].
- 1852 г. Г. Магнус (учитель Гельмгольца) нашел, что значительная сила действует на вращаю-
щийся цилиндр, если поток направлен перпендикулярно к его оси.
- 1877 г. Н.П. Глоба начал разработку летательного аппарата на основе эффекта Магнуса.
52
- 1881 г. первые полеты "воздушных колес" - моделей, изготовленных Н.П. Глобой. Д. И. Мен-
делеев, ознакомившись с результатами работы Н.П. Глебы, писал ему: "За границей уже подготавли-
ваются летать на аэропланах (дело за легкими мощными двигателями), но будущее авиации -
принадлежит Вашему изобретению".
- 1910 г. Н.П. Глоба получил охранное свидетельство на свои "воздушные колеса" (патенты были
получены позже: в 1972 г. - английский, в 1913 - французский ив 1915 г. - русский). Н.Е. Жуковский,
наблюдая полеты "воздушных колес" -, заметил, что они работают без угла атаки, "что благоприятно
для скорости". В 1912 г. Н.Е. Жуковский опубликовал знаменитую формулу подъемной силы крыла
У=рГГ, где Г обозначала циркуляцию потока.
- 1917 г. М.Н. Ульянова изобретение Н.П. Глобы направляет в ЦАГИ. Там Н.П. Глоба получил
отзыв Ветчинкина, В.П.: "воздушные колеса могут подняться вверх, но работа их экономически невы-
годна ..." (как и в истории с дирижаблями).
- 1924 г. Испытание "колес" Н.П. Глобы в МВТУ.
Немецкий инженер А. Флеттнер построил роторные паруса на судне в Кильской бухте.
- 1925 г. Изобретение финского инженера С. Савониуса - роторный ветряный двигатель (вингро-
тор). У нас - Шекунов, Кочергин и В.И. Левков построили летающие модели с роторными крыльями.
Опубликована схема роторного воздушного змея - для метеонаблюдений. Инж. Г. Якобс изобрел ро-
торный воздушный винт.
- 1927 г. Испытания "вингроторов" в ЦАГИ.
- 1931 г. Опубликованы результаты испытаний роторов в Берлине.
- 1934 г. Появилось описание роторных предкрылков Тэрстона, предотвращающих срыв потока.
- 1935 г. Инженеры Е.М. Фатеев и В.П. Панкратов построили небольшой ротор мощностью в 15,6
л.с.
- 1936 г. А. Фавр (г. Марсель) опубликовал отчеты об испытаниях крыльев с подвижными поверх-
ностями и ротором.
- 1939-40 г.г. Г. А. Токаев исследовал роторные крылья и короткие роторы.
- 1958 г. А.И. Болдырев в МАИ исследовал модели крыльев с роторным закрылком.
- 1959 г. Б.С. Блинов разработал роторную "поперечно-гирляндную" гидросиловую установку (за-
явка от 17 февраля 1959 г.).
- 1959 г. В.Н. Кочетков предложил проект - "Космический летательный аппарат для возвращения
из космического пространства на Землю", на основе эффекта Магнуса (заявка N 642809/40 от 31 .X-
1959 г.)
- 1961 г. В.А. Латкин построил и испытал ветровой двигатель с поперечной (роторной) турбиной.
КПД турбины - 18%.
- Е.С. Бирюков (г. Ногинск) на роторном профиле нового вида получил КПД - 41%.
- 1965 г. Космический аппарат на основе эффекта Магнуса зафиксирован как изобретение (№
32182) [163; 179]. Автор В.Н. Кочетков.
Б.С. Блинов установил, что работы по поперечным турбинами (роторам) велись в 26 странах. Ему
удалось систематизировать 312 турбин, из которых 43 были отобраны для испытаний. Поперечные
турбины на основе эффекта Магнуса оказались эффективнее пропеллерного ветродвигателя, К.П.Д.
которого обычно не превышал 23-25%. Привод поперечных турбин прост, вращение не зависит от из-
менения направления потока (угла атаки). Ряд форм роторных летательных аппаратов для планирова-
ния в атмосфере показан на рис. 137. По сравнению с крылом, вращающийся цилиндр, той же что и у
крыла площади, имеет преимущества при скорости потока не превышающей величину Ко = 600 м/сек
(Мо « 2). Сила Магнуса примерно пропорциональна произведению угловой скорости вихря на скорость
потока их К (рис. 137):
Умагнуса = 2ltpRL Vc- Ko'SHlS ИЛИ У Магнуса =-l/2F-p-S •/• Ко-Г-8-J,
где j - коэффициент отрицательного ускорения = уг2; Г- циркуляция воздушного потока опреде-
ляется интегрированием скорости потока вокруг тела Г = 2nR- К. Скорость циркуляции Ис, вследствие
скольжения воздуха, составляет, примерно, 1/4г-7? по данным эксперимента. Изменение в характере
воздушного потока вокруг тела возникает при Ис = Ko-sinS (рис. 137). Для К = K» sin8 замкнутые линии
отсутствуют, появляется точка с нулевой скоростью. Эта точка отходит от поверхности когда воздух
циркулирует по замкнутой линии (sin8< -у-). Критическим углом нутации является 8 = 5°, при ко-
*оо
тором центр давления силы смещается назад [97]. Пока нет никаких доказательств, чтобы считать Г
53
меньшим единицы. Подъемная сила и сила Магнуса являются нечетными функциями от угла нутации
(атаки), в то время как сила лобового сопротивления является четной функцией от этого узла. Лобовое
сопротивление вращающегося тела равно количеству движения, которое приобретает поток воздуха,
обтекающий тело, за единицу времени, т. е. равно произведению массы спутной струи воздуха, обра-
зующейся за одну секунду (пропорциональной pSV), на скорость (пропорциональную V), которую эта
струя приобретает [97].
1 2
Х Магнуса- ~~ Р' С971
Гу2 - аэродинамический коэффициент пропорциональности, фактически являющийся функцией
угла атаки, а также различных безразмерных коэффициентов, характеризующих движение (Re, М»),
вместе с тем он является четной функцией скорости вращения (на малых углах 3 это малозаметно).
Идеальный коэффициент использования потока для роторов барабанного типа определен Н.Е. Жуков-
ским ^шах = 0,5926 [103; 104]. Г.А. Токаев экспериментально установил новую закономерность в теории
роторов - закономерность величины подъемной силы при обтекании коротких роторов (рис. 138).
"Эффект Магнуса", зародившись у среза пушечного ствола, дал две ветви - два направления в
своем развитии:
- первое, через "летающие колеса" Н.П. Глобы, в авиацию и космонавтику;
- второе, через воздушные роторы А. Флеттнера, в ветродвигатели и гидро двигатели.
Проекты роторных крыльев, которые были опубликованы перед началом войны 1941-А5 г.г., обе-
щали большой прирост подъемной силы, но встретили большие затруднения с технической стороны.
Даже в лабораторных условиях было почти невозможно сделать модель роторного крыла, состоящего
из отдельных цилиндрических роторов или имеющего подвижную обшивку (рис. 137, Па).
С развитием космических полетов появилась возможность использования эффекта Магнуса при
спуске летательных аппаратов из космоса на поверхность Земли или другой планеты, имеющей атмо-
сферу. "Коридор входа" (рис. 134) может измениться в благоприятном отношении для "захвата" кос-
мического корабля атмосферой и для "спуска" в атмосфере с небольшими перегрузками.
Первоначальный проект космического возвращаемого аппарата представлял собою цилиндр из жаро-
прочной стали с дисками на торцах для уменьшения перетекания (рис. 137а). Перед входом в атмо-
сферу аппарат получает предварительную раскрутку вокруг продольной оси, в сторону, зависящую от
ориентации по отношению к Земле. В атмосфере вращение поддерживается специальными лопастями
на цилиндрах или на дисках (рис. 137). Авторотация может быть вызвана и фактурой наружной по-
верхности цилиндра. Кабина экипажа подвешена на внутренней оси в цилиндре и вращению не под-
вергается, Визуальное наблюдение может быть осуществлено через торцы или проблесковые окна.
Энергия авторотации с помощью генераторов может быть превращена в электромагнитную - для за-
щиты ротора от нагрева. Высокий Су способствует торможению в разреженных слоях атмосферы, сгла-
живая пик перегрузок и нагрева по высоте и позволяет произвести посадку без применения парашютов
[163,164].
3.2. Газодинамические устройства для торможения в атмосфере и вакууме
(активное торможение)
Основным средством защиты космического летательного аппарата от аэродинамического нагрева
при торможении в атмосфере являются сейчас различного рода покрытия и обмазки, обладающие боль-
шой теплопоглощающей и - рассеивающей способностью (и значительным весом). Тугоплавкие
сплавы и сверхогнеупоры имеют предельные величины основных характеристик, поэтому исследова-
ния ведутся не только для улучшения рецептуры покрытий, но и для поиска новых конструкций теп-
лозащитных экранов, новых способов спуска в атмосфере за счет использования
аэрогазодинамических эффектов. Предохранение летательных аппаратов от разрушения в условиях
огромного тепловыделения при полете в плотных слоях атмосферы - одна из важнейших технических
задач. Полное ее решение означало бы перенос космических скоростей на трассы современных само-
летов, в военном отношении это привело бы стопроцентной беззащитности от удара низколетящих
снарядов. Сопротивление воздуха заметно сказывается на высоте ~65 км. Уже при числе М = 5 сталь-
ные конструкции должны иметь теплозащиту.
Кроме энергии аэродинамического торможения на поверхность аппарата передаются тепло излу-
чения Солнца и Земли. Внутренними источниками тепла являются работающая аппаратура и реактив-
ные двигатели. Температура в камерах сгорания РД достигает ~ до 1900° (безводные кислородные
54
соединения металлов дают температуру до 2200°С). Внутрь аппарата может передаваться до 30-40
ккал/м2сек. С явлениями теплообмена связан весь путь летательного аппарата - от старта в атмосфере,
полета в космическом пространстве, где большую роль имеет лучистый теплообмен, и до момента по-
садки, после торможения на пассивном участке. Главнейшим является процесс тепловыделения при
торможении в атмосфере. Проблема создания надежной теплозащиты аппарата требует знания всех
форм и способов охлаждения. Количество тепла, которое может поглощаться, определяет охлаждаю-
щий эффект. Второй закон термодинамики указывает направление поглощения: тепло само собой пе-
реходит от тела, более нагретого, к телу, менее нагретому, но не наоборот. Наоборот переход
происходит только при затрате энергии. Охлаждающий эффект может достигаться применением сле-
дующих физических принципов и процессов:
- фазовых превращений, идущих с поглощением тепла (плавление, парообразование, растворе-
ние);
- излучения (радиации);
- расширения сжатого газа с отдачей внешней работы;
- расширения сжатого газа путем дросселирования (эффект Джоуля-Томсона);
- вихревого эффекта охлаждения;
- пропускания электрического тока через спай двух металлов или полупроводников (эффект Пель-
тье);
- размагничивания твердого тела (магнитно-калорический эффект);
- десорбции газов;
- заградительных устройств (теплоизоляция, струйные завесы).
Пока не все из перечисленных способов охлаждения могут быть использованы при защите лета-
тельного аппарата от нагревания в условиях полета.
Наиболее распространенным при спуске с орбиты на Землю является охлаждение сублимацией.
Тугоплавкие материалы при высоких температурах рассеивают тепло за счет излучения. Охлаждаю-
щий эффект фазовых превращений используется в пористом и пленочном охлаждении, которые из-за
конструктивных трудностей не получили широкого применения. Пленочное охлаждение применяется
для камер сгорания и сопел реактивных двигателей (охладитель, обычно, - горючее). Охлаждающие
смеси веществ, поглощающие тепло при растворении, применяются в лабораторной практике. Охла-
ждение расширением сжатого газа с отдачей внешней работы, расширением газа дросселированием и
при вихревом движении газа требуют установки турбохолодильных агрегатов, что увеличивает вес
всей системы охлаждения. Поглощение тепла материалом конструкции или теплоемкой массой приво-
дит к увеличению веса и не может служить длительное время. Система охлаждения поверхности с по-
мощью поверхности полупроводников в дальнейшем будет исследована с развитием космических
электростанций и электроядерных двигателей. То же можно сказать и об охлаждении посредством из-
менения магнитных полей [3; 4; 31; 56; 96; 265]
1. ТОРМОЖЕНИЕ И ЗАЩИТА ВСТРЕЧНОЙ СТРУЕЙ
Как для кратковременных, так и для продолжительных полетов может быть использовано охла-
ждение струей, подаваемой навстречу набегающему потоку в критическую область обтекания [87, 90]
Д<7
Подвод охладителя в данном случае дает хорошие результаты, т. к. —г струи сравнима с величиной
Дл?
"эффективной энтальпии" многих пластиков, не имеющих заметной теплоты горения. В результате
взаимодействия струи охладителя со встречным потоком происходит следующее:
1. Увеличивается толщина пограничного слоя, снижается его скорость и трение. Образуется паро-
вая, защитная завеса на поверхности летящего тела.
2. Тепловой поток расходуется на нагрев охладителя до кипения, на испарение и на перегрев его
паров.
3. В зависимости от расхода охлаждающей жидкости на поверхности аппарата может образо-
ваться жидкая пленка.
4. Перенос массы и энтальпии путем конвенции и диффузии по нормали к поверхности изменяют
характеристики пограничного слоя так, что уменьшается температурный градиент у стенки и теплопе-
редача на стенке.
5. Защитная струя может быть эквивалента по действию игле, установленной в поток впереди
тела. Уменьшается не только теплопередача, но и сопротивление тела.
Теоретические источники. Пока наиболее изучена затопленная струя, т. е. струя, распространяю-
щаяся в покоящейся среде. В струйной теории (т.н. теории свободной турбулентности) для случая за-
топленной струи имеют всеобщее признание и широко используются работы Прандтля, Тейлора,
55
Рейхардта, Маттиоли [14; 299; 300], а также новые исследования советских и зарубежных ученых [2;
3; 4]. Абрамович [2], развивая идеи Прандтля, нашел полуэмпирическое отношение, связывающее ин-
тенсивность турбулентного расширения струи со значениями скорости потока на границах зоны сме-
шения. Были решены и задачи о распространении струи жидкости в потоке тех же физических свойств
[3; 30] и о газовой струе в движущейся и неподвижной средах [58]. Неучтенным в теории остался фак-
тор начальной турбулентности перемешивающихся потоков, что привело к расхождению расчетных и
^СТ'РУИ
опытных результатов при ш=---------->0,35. Аналитическое исследование сверхзвуковых струй
потока
основано на результатах работы Жесткова [101]. Объем опытных данных пока невелик, но расчеты
показывают, что универсальность профилей скорости и температуры имеет место и для сверхзвуковых
струй [333].
Небольшое количество работ по теории встречных струй объясняется непреодолимыми пока
трудностями строгого решения такой задачи, т. к. мы не имеем замкнутой системы уравнений для тур-
булентного течения. Лаврентьев [184] рассматривает задачу построения двух симметричных устано-
вившихся потоков идеальной несжимаемой жидкости при движении их навстречу друг другу (рис. 53).
Солодкиным [277] исследован случай с отрывом струи от кромки насадка и образованием области не-
подвижной жидкости. Получено решение для случая разных плотностей встречных потоков. Даются
простые формулы для вычисления составляющих скоростей течения и подтверждаются некоторые
предложения, принятые Абрамовичем.
Хошизаки и Смит [300] исследовали охлаждение с помощью массообмена в критической точке
осесимметричного тела. Охладитель - гелий - подводился на 20° в пористом сегменте в полусфериче-
ской носовой части. Авторы, анализируя результаты работы, признали, что подвод гелия в критической
точке более эффективен, чем это показано, вследствие охлаждения далее - вниз по потоку.
В работе Хейдея [299] дан анализ плоского и осесимметричного потока в окрестностях критиче-
ской точки. Показано, что подвод легкого газа (водорода) понижает касательные напряжения и тепло-
вые потоки на поверхности. Выбор охладителя при сравнении с эффектом тепловой блокировки
большой роли не играет (но все же влияние молекулярного веса охладителя необходимо учитывать).
Система охлаждения водой и легкими газами близка по своим характеристикам к теплозащитной си-
стеме на основе кварца.
Расход охладителя определяется формулой:
Qw+Яг
лп=
• ка?
tpe3l Am
кг
_м2 • сек_
, где:
qwnqr- конв. и рад. тепл, потоки (ккал/м2 сек);
iw и ipe3 - энтальпия охладителя у стенки и в резервуаре (ккал/кг);
— = — [240 + 0,865(4 -/ц/)] - эффективная энтальпия (ккал/кг), т. е. энтальпия процесса
Ат ц w l v /j
массообмена, представляющая собой эффект тепловой блокировки, вызванный ростом пограничного
слоя;
P-w - средний молекулярный вес паров охладителя.
(Величина эффекта тепловой блокировки —9500 ккал/кг. больше разности iw- iPes, как для жид-
кого воздуха (z> - ipe3) = 610 ккал/кг, так и для воды (г> - ipe3) = 1388 ккал/кг). Диссоциация может
улучшить характеристики охладителя (для воды добавочный теплоотвод ~20% при 1945°К).
В работе [148] найдено распределение расхода воды по поверхности конуса (Tw = 800°С), полу-
чены значения количества воды для охлаждения конуса при полете с Н = 80 км до Н = 0 со скоростью
Voo = 7,9 км/сек. Блокирующие свойства паровой завесы не учитываются.
Имеется много исследований [149], в которых показана большая роль паровой блокировки в уве-
личении теплоемкости охладителя. Подтверждается, что, например, для спуска спутника (при ® = -2°,
q = 21000 ккал/м2 и Tw = 427°) охлаждение испарением (вдувом) охладителя является наиболее эффек-
тивным.
56
Вес в различных схемах теплозащиты КА [149].
Материал Температура поверхности °C Полный вес для охлажде- ния и изоляции кг/м2
Стекловолокно 1980 75,7
Пенокварц 1980 41,5
Тефлон 427 20,5
Вода (пористое охл.) 427 5,37
Физическая схема течения, образованного полуограниченной турбулентной струей охладителя,
имеющая место на боковой поверхности летательного аппарата при струйнозаградительной защите от
аэродинамического нагрева, показана на рис. 136, 150, 151.
Струя охлаждающей жидкости, выбрасываемая в критической области в поток, разворачивается
на 180°, распыляется и, смешиваясь с набегающим потоком, образует завесу около боковой поверхно-
сти (возможно существование и жидкой пленки). Смешивание паров жидкости с обтекающим возду-
хом происходит на боковой поверхности. Неустойчивая граница раздела паров охладителя и потока
размывается в систему вихрей, образующих зону смешивания.
Профили относительной избыточной скорости здесь, как и в изотермических струях, универ-
сальны и м. б. описаны формулой Шлихтинга (рис. 43, 44). Профили относительной избыточной тем-
пературы в нагретой струе, а также и профили относительной избыточной энтальпии принято считать
тоже универсальными [333].
Экспериментальные исследования. В аэродинамических установках США (Ун-т в Миннесота)
проводились опыты по теплозащите притупленных тел в гиперзвуковом потоке путем впрыска жидко-
сти и набегающий поток около передней критической точки. Образовывалась испаряющаяся пленка (3
= 25 микрон). Передняя полусфера модели не нагревалась выше 50°С, хотя местная Tip. воздуха = 2000°С.
В другой работе того времени в качестве охладителя рассматривалась также вода, впрыскиваемая через
отверстие радиуса Sa. Расчетное значение толщины растекающейся пленки составило 0,2-0,025 мм на
притуплении и 0,051-0,025 мм на боковой поверхности конуса (113, 265). Эксперименты проводились
на трех цилиндрических моделях с полусферическими головками и конусе с впрыском воды в точке
торможения. Рентгеновский снимок заостренного конуса при Too = 1294°К при наличии жидкой пленки
на поверхности конуса указывает на присутствие ледяных хлопьев вблизи от места впрыска воды и на
скопление льда в донной области модели. Подобное же явление было замечено в экспериментах ЦАГИ
1959 г. [86-88]
Физика этого явления понятна при рассмотрении диаграммы термодинамического состояния об-
щей для течения воздуха и для испаряющейся водяной пленки. Выводы из результатов эксперимента:
1. Температура на поверхности раздела жидкости и газа на 17 - 44° ниже местной температуры
кипения воды.
2. Термодинамические состояния газов на поверхности раздела и линии насыщения совпадают.
3. В зависимости от угла конусности и температуры торможения п. с. на поверхности конуса м. б.
как в газовой и жидкой фазе, так и включать твердую фазу (лед).
2. Торможение двигателями. Считается невыгодным способ торможения путем обращения тяги
на атмосферном участке, т. е. при помощи струи газов, выбрасываемой в направлении движения, т. к.
для этого потребовалось бы большое количество топлива. Реактивные двигатели применять выгодно в
разреженных слоях атмосферы и, вероятно, в сочетании с аэродинамическими тормозными устрой-
ствами, будет выгодно применить и в плотных слоях атмосферы. Для увеличения скорости торможения
за счет химической энергии атмосферы и ее динамического напора возможны варианты воздушно-ре-
активного двигателя с дожиганием топлива в висячем скачке уплотнения (рис. 135, а). Удельная тор-
мозная тяга ЖРД и РДТТ в таком случае может превзойти величину удельной тяги ПВРД. Физическая
картина встречи двух струй исследована в упомянутых выше работах [52, 184]. Варианты конструк-
тивно-компоновочных схем космических аппаратов для спуска в атмосферах Земли и Марса показаны
на рис. 135, 139. Модели этих аппаратов исследовались в аэродинамических трубах Б.Н. Даньковым,
М.Н. Казаковым, К.А. Стекениусом и автором с целью выявления оптимальной формы аэродинамиче-
ского тормозного щита [157, 160, 180]
57
3.3. Дополнительные и вспомогательные виды тормозных устройств
Рассматриваются системы аварийного спасения космических аппаратов при старте, системы воз-
вращения двигательных установок первой ступени и тормозные устройства посадочной системы.
1. Реальные системы аварийного спасения существующих пилотируемых космических аппаратов
показаны на рис. 133. В проекте ’’Восток” предусматривалось устройство катапультируемых кресел,
подобных самолетным. САС корабля ’’Союз" снабжена тянущим тормозным двигателем оригинальной
схемы (рис. 133). Аналогично устроены САС "Сатурн" (см. гл. 1 § 1.1).
2. В США рассматривалась задача спасения первой ступени ракеты "Сатурн" для повторного ис-
пользования. Предполагалось применить крыло "Рогалло" и парашютную систему (рис. 135). Имеются
проекты дископланов, форма которых удобна и для взлета и для посадки (рис. 135) [40]. Интересен
проект использования многосопельных кольцевых двигательных установок с центральным телом для
спасения ступени, на которой они помещаются. В этих случаях центральное тело, днище ракеты, слу-
жит и тормозным щитом [11; 288; 45; 86; 324: 113].
3. На рис. 133-^-135 показана посадочная система и порядок срабатывания ее элементов, большин-
ство из которых является парашютами. На рис. 133 -ь 135 показаны наиболее известные в США кон-
струкции куполов парашютов (плоский круг, полусферический купол, ленточный, щелевой и купол
типа "Рингсейл".) [238]. Чаще всего применяется плоский купол ("круг"). Считается, что связка из трех
парашютов обладает высокой надежностью. Современный парапланер имеет вес больше 12% веса
спускаемого груза. Аэростатные парашюты, наполняемые горячим воздухом пока еще слабо изучены.
По весу они близки к парапланерам. Области применения различных средств торможения показаны на
рис. 135. Идеальным критерием для тормозных устройств был бы удельный тормозной импульс или
величина лобового сопротивления, отнесенная к единице веса. Однако и то и другое в определении
затруднено выбором исходной площади и, следовательно, величиной массового расхода через купол.
Изменения коэффициента лобового сопротивления по числам Мо показаны на рис. 138. К вспомога-
тельным устройствам можно отнести и систему пассивной стабилизации спускаемых аппаратов [160;
176].
58
Выводы к главе III
-Аэрогазодинамические формы возвращаемых аппаратов были исследованы в широком диапа-
зоне и при осуществлении имели успех как осесимметричные тела (шар, шаровой сектор), так и кры-
латые тела среднего аэродинамического качества, послужившие основой для разработки
’’транспортного космического самолета” США на 1972-1973 г.г.
- Успех, достигнутый в разработке баллистических (’’Восток", "Меркурий") и аппаратов малого
качества ("Союз", "Джемини", "Аполлон"), ослабил интерес к вертолетной системе посадки, в которой
используются винты несущего и общего шага. Вертолетная система посадки (винтовая) может дости-
гать такой степени маневренности, которую не дает никакая другая современная посадочная система.
- Установлено, что роторная система посадки, основанная на эффекте Магнуса, превосходит по
своей аэродинамической эффективности все возможные в настоящее время способы посадки, в том
числе и вертолетную систему. Преимущества роторной системы заключаются в обеспечении почти
нулевой вертикальной скорости приземления в дополнение к высокому значению величин аэродина-
мических коэффициентов, превосходящих величины коэффициентов крыла на ~ порядок [163, 164,
179].
- Газодинамическое торможение и защита космического аппарата встречной струей при прохож-
X А#/ ~
дении атмосферы могут быть использованы при сравнимых величинах /д^ СТРУИ и эффективной
энтальпии" применяемых теплозащитных материалов.
- Применение тормозных двигателей на начальном участке спуска и, с избытком горючего, на
атмосферном участке может быть выгодно, причем использование тормозных двигателей в сочетании
с аэродинамическими тормозными устройствами может оказаться эффективнее, чем применение
только одного теплозащитного покрытия.
- Наличие большого количества дополнительных и вспомогательных посадочных устройств сви-
детельствует о несовершенстве основной посадочной системы и указывает на возможность разработки
новой аэродинамической формы возвращаемого аппарата, например, роторного или с тормозными
двигателями.
59
ГЛАВА IV. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ТОРМОЗНЫХ
АЭРОГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ УСТРОЙСТВ
Введение
Выбор конструкции пилотируемого космического аппарата, предназначенного для посадки на
планетах, имеющих атмосферу, определяется состоянием поверхности в месте посадки. При разра-
ботке конструктивно-компоновочной схемы основным критерием является безопасность экипажа при
посадке на сушу или на воду. В главе рассматриваются результаты экспериментов в аэродинамических
трубах по определению аэродинамических характеристик модели возвращаемого космического ко-
рабля с регулируемым тормозным устройством, модели роторного тормозного устройства, основан-
ного на эффекте Магнуса, и модели струйных газодинамических устройств, предназначенных для
регулирования величины лобового сопротивления и защиты космического аппарата от аэро динамиче-
ского нагрева [113; 157; 146; 160; 163; 164; 179; 180; 147 + 149].
4.1. Исследование летательного аппарата с регулируемым тормозным
устройством щитового (экранного) вида
При проектировании модели основным критерием при оценке аэродинамических характеристик
приняты устойчивость, лобовое сопротивление и теплозащита. Прототипами являлись: проект регули-
руемого аэродинамического тормоза фирмы ”Авко” США [113], проект США "Beagle” и ряд вариантов,
предложенных С.С. Барковым, Б.Н. Даньковым, С.С. Козловым, А.И. Уткиным и автором [157]. Про-
ект выбранной модели показан на рис. 138. С раскрытым тормозом модель напоминает ромашку, а по
конструкции похожа на зонтик, раскрываемый пневмомеханизмом. Результаты экспериментов приве-
дены на рис. 138. На основании полученных данных и расчетов по теплозащите разработаны два вари-
анта предполагаемого конструктивно-компоновочного облика космического аппарата с регулируемым
тормозом и нерегулируемым тормозом в сочетании с многосопловой тормозной двигательной уста-
новкой с центральным телом (рис. 139).
4.2. Экспериментальное исследование аэродинамических характеристик
вращающегося цилиндра при поперечном обтекании
Модель - цилиндр с шайбами на торцах (рис. 143, 144). На шайбах установлены крыльчатки для
авторотации цилиндра при обтекании поперечным потоком, т. е. потоком, перпендикулярно направ-
ленным к продольной оси вращения цилиндра. До конца неразрешенной оставалась проблема обеспе-
чения работоспособности подшипников при предельных числах оборотов цилиндра. На оси вращения
был установлен индукционный счетчик оборотов. Вилкообразная державка обладала большой жестко-
стью, во избежание возникновения перекосов в подшипниках. Подготовка эксперимента и методика
его проведения оказались очень сложными. Испытания модели проводились в АГДУ, описанных в
главе II, 2.1. На режимах авторотации и принудительного вращения в пределах чисел Моо = 04-3 изме-
рялись лобовое сопротивление и подъемная сила при нулевых углах нутации. Результаты эксперимен-
тов даны на рис. 145 4- 148. Дренажные испытания вращающейся модели проводились с
использованием зондов (рис. 145 4-148). На основании результатов экспериментов, показавших значи-
тельную величину сил, обусловленных эффектом Магнуса, был разработан предварительный проект
конструктивно-компоновочной схемы роторного космического аппарата [179], (рис. 143)
4.3. Экспериментальное исследование тормозной струи в потоке газа
1. Предварительные эксперименты в гидролотке на модели конуса, из вершины которого выхо-
дила струя подкрашенной жидкости навстречу прозрачному потоку гидролотка, показали качествен-
ную картину встречи двух струй на углах атаки a = 0 4-15°. Отчетливо фиксировались заторможенная
область и области перемешивания двух потоков (рис. 150). Предварительные эксперименты в малой
аэродинамической трубе с моделями резонаторов для возбуждения колебаний головной ударной волны
в стационарном потоке показали сложную картину механизма возникновения системы ударных волн
и пульсаций скорости потока (рис. 159). Подтверждением актуальности экспериментов явилось сооб-
щение о результатах исследований обтекания осесимметричных тел с иглой в носовой части, прове-
денных за рубежом [213]. Эксперименты С.С. Баркова и Б.Н. Данькова показали и объяснили механизм
60
возникновения пульсаций в срывных и застойных зонах моделей в потоке [283]. Частота пульсаций
достигала до -2104 герц (для моделей 012 мм), безразмерная частота пульсаций у= 0,23. На больших
моделях Б.Н. Даньковым [283] исследованы все фазы колебаний срывной области (/*= 527 гц).
3. Эксперименты с газоструйным излучателем, как механическим источником ультразвука типа
генератора Гартмана, были проведены в У-3 на моделях конуса с иглой (рис. 160,161). Игла составлена
из двух частей: пустотелого цилиндрического стержня и наконечника. Наконечник (газоструйный ге-
нератор) состоит из кольца, насадка и корпуса. Кольцо имеет переднюю острую кромку. На заднем
торце кольца имеется кольцевой прилив, улучшающий разворот струи. Насадок, образующий полость
резонатора, имеет острую переднюю кромку и может перемещаться, регулируя зазор между кольцом
и своей передней кромкой, чем и достигается предварительная настройка генератора. Через пустоте-
лый цилиндрический стержень подается охладитель (жидкость или легкий газ) для интенсивного рас-
пыления в генераторе. Ввод охладителя в виде эмульсии струей в высокотемпературную область дает
отличные результаты из-за огромного блокирующего действия вдуваемой массы. Эффективное тепло-
содержание струи охладителя становится сравнимым с величиной ’’эффективной энтальпии” теплоза-
щитных материалов. На искровом фото (рис. 162) видны разрывы скачка уплотнения под действием
кольцевой пульсации струи охладителя. Центральная часть ударной волны размыта пульсациями, бо-
ковые ее ветви утолщаются за счет перераспределения энергии.
4. Программа проведения экспериментов на модели конуса с вдувом в вершине была подготовлена
для экспериментов на аэрогазодинамической установке У-13. Задачей испытания являлись измерения
температуры на поверхности модели при включенном и выключенном вдуве в критической точке (вер-
шине конуса).
Модель - конус медный, 20°. Диаметр основания 120 мм, длина 334 мм, отверстие в носике 01
мм, охладитель - вода. Заданный режим: Роо = 44 ата; Too = 5000°; dKp =12 мм; Dcpe3a = 264 мм; сопло
профилированное Ма =7,1; время испытания t = 10 - 15 сек. Рабочий газ - воздух. Регистрация измере-
ний прибором ТЕ-20 и АНФ, ИТ-42. Перед установкой модель ’’проливалась" в системе охлаждения
электрода под постоянным давлением. Расход охладителя (воды) -10-12 гр/сек. Подача воды в модель
осуществлялась дистанционно, по указанию ведущего.
Измерялось давление - Роо - 50 атм., давление на срезе сопла - Рср. сопла - 1 - 6 мм Hg; 10 термопар
К.А. до 300°С; отмечалось время ввода модели в поток; измерялось Рр. г = 1 - 5 мм. Hg; 1 термопара 0-
60°С.
Проводились: 1 эксперимент без включения системы охлаждения (вдува) на модели и следом 3
эксперимента с включением - с разными расходами воды. Устройство модели показано на рис. 152 ч-
154. Схема подвода охладителя и установки модели в рабочей части трубы показаны там же. Резуль-
таты экспериментов приведены на графиках (рис. 155 ч-158).
В процессе эксперимента наблюдалось интересное явление образования льда в сильно нагретом
потоке газа электродуговой установки. Вода после испарения в области торможения попадала в зону
расширения у вершины конуса, где создавались условия сходные с термодинамическим состоянием
тройной точки на линии насыщения для водного пара (рис. 156).
Другая особенность струйного охлаждения связана с проблемой радиозатемнения космического
корабля слоем ионизированной плазмы при прохождении атмосферы [148, 149]. Эксперименты пока-
зывают (рис. 163, 164), что с помощью вдува можно образовать "радиоокно” для связи на участке
спуска.
5. Для определения степени опасности скользящих струй двигателей для конструкции централь-
ного тела, которое может быть применено как на участке взлета, так и при торможении перед посадкой,
были проведены эксперименты в электродуговой установке У-13 (рис. 165 ч- 169) и на стенде с натур-
ным ЖРД (рис. 155). Результаты измерения нагрева конструкции, защищенной стеклотканью, даны на
графиках (рис. 165 ч-167). Скользящие струи не представляют опасности для защищенных стенок.
61
Выводы к главе IV
- Исследована аэрогазодинамическая форма космического аппарата, оснащенного регулируемым
тормозным устройством с разрезным экраном в виде радиально расположенных вокруг головной части
щитков. Установлено испытаниями на моделях в АГДУ, что подобные схемы близки по эффективно-
сти к дископланам и обеспечивают небольшие перегрузки при спуске (п = 6), хорошую устойчивость
и маневренность.
- Сочетание аэродинамического тормоза и многосопловой тормозной установки с центральным
телом является перспективной схемой, исследование эффективности которой представляет большой
интерес.
- Экспериментально установлена возможность исследования возникновения равнодействующей
силы, обусловленной эффектом Магнуса, на аэродинамических установках. Результаты измерений до-
казывают, что эффект Магнуса проявляется в диапазоне скоростей, соответствующих числам Мао = 0 -ь
3.
- Тормозные струи могут служить защитой спускаемого аппарата от аэродинамического нагрева,
обладая большим блокирующим свойством против теплового потока в аппарат. Недостатком струйной
защиты является техническая сложность обеспечения подачи охладителя в подвижную зону высоких
температур, поэтому применение струйной защиты связано с обеспечением заданной устойчивости и
управляемости аппарата в момент спуска.
- Струи горячего газа из сопел двигателей, скользящие вдоль поверхности тормозного щита или
центрального тела, не являются опасными для конструкции, если она защищена небольшим слоем
стеклоткани [152].
62
ГЛАВА V. ИТОГИ ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ АЭРОГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ
ФОРМ И КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНЫХ СХЕМ РАКЕТ И КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ, ИМЕЮЩИХ ДВИГАТЕЛИ С ЦЕНТРАЛЬНЫМ ТЕЛОМ
ВВЕДЕНИЕ
В итоге более чем 10 летнего развития двигатели с центральным телом, объединяющие в себе
особенности однокамерного двигателя и связки двигателей, получили широкое признание. Идея К.Э.
Циолковского о ракете "сложной", т. е. составленной из многих простых"; на боковой поверхности
которой "по винтовой линии кругом прибора", установлены сопла двигателей [316], исследованная и
развитая Ф.А. Цандером в проекте "центральной ракеты..." [302], получила, таким образом, серьезное
подтверждение. Однако широкое обсуждение проблем использования в сверхмощных ракетах много-
сопловых двигательных установок пока еще не дало практического выхода. Крупные успехи в даль-
нейшем освоении космоса ожидаются и от решения категории проблем, связанных с использованием
кислорода земной атмосферы, поскольку продукты истечения даже из двигателей ядерных ракет, будут
обладать высокой энтальпией.
Процесс возвращения на Землю космических пилотируемых кораблей остается по-прежнему
сложным и не лишенным опасностей делом. В этой связи представляет большой интерес схема ротор-
ного корабля и компоновка аэродинамического тормоза с многосопловой двигательной установкой.
Дальнейшим прогресс в строительстве гигантских ракет-носителей связан с проблемой создания
стартовых устройств нового вида и с решением физико-технических проблем использования электри-
ческой, ядерной и квантовой (световой) энергии. В данной главе, на основе проделанной работы, при-
ведены схематические наброски конструктивно компоновочных предложений по ракетам, аппаратам,
стартам и физико-техническим решениям проблем большой энергетики, главным образом во взаимо-
связи с их аэродинамическими формами.
5.1. Аэродинамические формы и конструктивно-компоновочные схемы "цен-
тральных” ракет и космических аппаратов, связанные с требованиями ак-
тивного участка полета.
1. Вариант "центральной" ракеты на основе известных прототипов подобных ракет К.Э. Циолков-
ского, Ф.А. Цандера, а также проектов "Нексус", "Ренова", "Ромбус", "Пегасус", "Бета" и др. показан
на схеме (рис. 170). В зависимости от конфигурации полезной нагрузки длина "центральной" ракеты
составляет ~100 4 150 м., взлетный вес 4000 - 5000 т. Рабочее тело находится в центральном цилин-
дрическом баке (0 6 4 8 м), в восьми боковых цилиндрических баках (0 2 4 3 м) и восьми конических
баках (0осн =2 4 3 м), венчающих ракету и образующих отсек для полезной нагрузки. Боковые и кони-
ческие баки м. б. отделены от "центральной" ракеты после опорожнения. Восемь камер ЯРД установ-
лены в хвостовой части - в торцах боковых баков и четыре камеры под реактором в центральном теле,
ниже центрального бака. Теплоизоляция баков состоит из двух слоев алюминиевой облицовки, разде-
ленных сотовой конструкцией из стекловолокна. Четыре центральных камеры ЯРД могут поворачи-
ваться в пределах 8°.
Двигательный отсек состоит из силовой конструкции и центрального тела с ТЗП. В отсеке уста-
новлены: реактор, турбонасосы, генераторы и камеры двигателей. Усилия от ЯРД равномерно распре-
деляются на нижний отсек баков. Сосредоточенные нагрузки на старте воспринимаются через силовой
набор оболочки. Конструкция и оборудование в донной части закрыты теплоизоляцией типа М-31 (ке-
рамика). Центральное тело защищает управляющие двигатели от периферийных струй. Хвостовая
часть обтекателей периферийных сопл сделана из нержавеющей стали и титана, т. к. температура (в
основном - от излучения) не превышает 700°С. Четыре аэродинамических стабилизатора обеспечи-
вают устойчивость ракеты и имеют площадь - Юм2 каждый. Передняя и задняя кромки их защищены
от аэродинамического нагрева (500 4 1000°С). Баки рабочего тела цельно-сваренные - из алюминие-
вого сплава. Силовой набор обычный. Коэффициент безопасности принят равным 1,4, расчет прочно-
сти - на 150% максимально возможной нагрузки. Демпферы колебаний жидкости состоят из кольцевых
шпангоутов закрытого типа с перфорацией и из крестообразных перегородок на днищах. До старта
баки поддуваются гелием, после запуска - парами рабочего тела от газогенераторов. Верхний обтека-
тель САС и отсек полезной нагрузки имеют герметичную конструкцию аналогично бакам и м. б. за-
полнены рабочим телом. Сложность конструкции такой простой компоновки объясняется большими
63
размерами ракеты, высоким удельным расходом топлива, большими акустическими и вибрационными
нагрузками от двигателя.
Схема имеет низкий весовой коэффициент. Старт ее - целая проблема. Посадка, в случае возвра-
щения, почти невозможна [19, 173].
2. Вариант ’’центральной” ракеты на основе вышеуказанных прототипов показан на схеме (рис.
171). Конструкция аналогична первому варианту. Ракета имеет развитое центральное тело, коакси-
ально наложенное на верхнюю часть корпуса, составляя с ним одно целое. Компоновочная схема объ-
единяет процессы обтекания внешним потоком и истекающими струями из двигателей на центральном
теле корпуса ракеты. Такое объединение позволяет реализовать почти все резервы, связанные с созда-
нием и полетом ракеты. Старт упрощается до предела, т. к. такие ракеты могут стартовать из воды.
Посадка, в случае возвращения, возможна как на воду, так и на сушу с использованием стартовых дви-
гателей в роли тормозных, что нельзя сделать в предыдущей компоновке (посадка на струи) [181; 182].
3. Вариант переходного типа, диктуемый объективными законами преемственности, показан на
рис. 172. Гигантский носитель "NI” имеет большие потенциальные возможности для дальнейшего раз-
вития. Компоновка "центральной" ракеты на основе элементов этого носителя - один из многих вари-
антов, не претендующих на глубину проработки. Здесь не может быть противопоставления схемных
решений, так как одно вытекает из другого и при обсуждении вариантов всегда соблюдается условие
равноправности. На схеме обозначены: 1 - космический аппарат; 2 - переходник; 3 - ДУ третьей сту-
пени; 4 - ЖРД III ст.; 5 - переходник; 6 - двигатели I и II ст.; 7 - ДУ I и II ст.; 8 - 9 - баки; 10 - ТНА
перекачки. Особенностью этого варианта является совмещение ДУ I и II ст. в одном блоке. Возмож-
ность этого возникает в связи с тем, что двигатели I и ст. с момента старта работают в режиме РПД и
запас их топлива м. б. размещен в 2-х баках вместе с топливом II ст. Простейший расчет приведен на
рис. 172. Величина Руд = 560 взята из статистики по РПД.
4. Вариант космического корабля, для высадки экспедиции на Луну и возвращения на Землю, со-
бранный по принципу "центральной" ракеты, показан на рис. 173. Прототипом взята программа "Апол-
лон". Корабль должен состоять из основного блока и лунной кабины. Основной блок составляется из
отсека экипажа и двигательного отсека, а лунная кабина - из посадочной и взлетной ступеней. Отсек
экипажа до подлета к Луне находится в состыкованном положении с лунной кабиной с момента старта.
САС аналогична системе прототипа, но м. б. исключена, т. к. компоновка корабля позволяет запустить
двигатель основного блока. Двигатели основного блока вынесены на боковую поверхность блока и
образуют типичную многосопловую компоновку с центральным телом (корпусом блока). Лунная ка-
бина имеет тоже единый многокамерный двигатель для взлета и посадки с отделяемыми баками и от-
деляемым посадочным устройством.
После дополнительного исследования подобного варианта может быть определена экономия в ве-
сах горючего и конструкции. В компоновке на рис. 174 вместо 4-х осевых (донных) маршевых двига-
телей прототипа, устанавливаются три единых блока многокамерных двигателей с центральными
телами. Этим исключаются пустые объемы, занимаемые двигателем (однокамерным) и переходником
- его отсеком. Исключается и операция перестроения лунной кабины относительно основного блока:
экипаж в полете к Луне может использовать оба отсека с момента старта. Применение многоступенча-
тости в программе полета "Аполлон" было вызвано проблемой ограничения веса предельной полезной
нагрузки ракеты "Сатурн-V". После полета на Луну к Земле возвращался основной блок с экипажем,
составляя в целом около 13% от начального веса корабля "Аполлон". Предлагаемый вариант "цен-
трального" космического корабля может увеличить это соотношение, а сам принцип компоновки мо-
жет быть распространен в проектировании и автоматических возвращаемых космических станций и
аппаратов [173].
5.2. Аэрогазодинамические формы и конструктивно-компоновочные схемы
ракет и космических аппаратов, связанные с требованиями пассивного
участка полета
Прототипом рассматриваемого космического аппарата для посадки в атмосфере планет является
программа использования вертолетного винта, исследовавшая как в США, так и у нас.
В отличие от прототипа тангенциально-роторный космический корабль состоит из двух частей: 1)
тормозной оболочки, вращающейся при спуске тангенциально набегающему потоку, и 2) грузового
отсека (кабины), подвешенной на подшипниках внутри этой оболочки (рис. 175). Внутри грузового
отсека, который не подвергается вращению, м. б. размещены полезные грузы, оборудование и кабины
экипажа. Вращающаяся оболочка может иметь цилиндрическую, биконическую и шаровую формы.
64
Поверхность вращающейся оболочки защищается тугоплавким покрытием или системой активной за-
щиты. Высокий КПД в преобразовании кинетической энергии аппарата в подъемную силу и сопротив-
ление, т. е. степень использования энергии набегающего потока, объясняется эффектом Магнуса. Вес
теплозащиты уменьшается вдвое, если не учитывать еще положительное влияние вихревого эффекта
Ранка, вызывающего переток тепла в направлении к большей окружной скорости. Величина попереч-
ной силы зависит от соотношения скорости вращения и набегающего потока и может превосходить в
5-10 раз подъемную силу эквивалентного крыла. Перед входом в атмосферу оболочка аппарата полу-
чает предварительную раскрутку, направление которой зависит от ориентации перед входом. В атмо-
сфере вращение может происходить в режиме авторотации за счет специальных лопастей. Корабль
имеет значительную подъемную силу и в высоких слоях атмосферы, используя траектории ’’коридора
входа” с наименьшим аэродинамическим нагревом. Хорошая устойчивость, управляемость и манев-
ренность вместе с возможностью снизить вертикальную скорость до нуля выдвигают тангенциально-
роторные корабли на первое место не только среди винтокрылых аппаратов (осевых). Проводившиеся
в США в течение многих лет исследования космических аппаратов с осевыми роторами (винтами) вы-
явили большую эффективность такого способа спуска аппаратов. Проблемы складывания и защиты
лопастей винтов от аэродинамического нагрева, успехи в разработке других систем ослабили интерес
к роторной системе посадки.
Тангенциально-роторный спуск не исследовался исключительно из-за ошибочного теоретиче-
ского вывода о превосходстве осевых турбин над поперечными [103, 179].
5.3. Конструктивно-компоновочные схемы стартовых и посадочных
устройств для ракет и космических аппаратов
Рассматривается водный старт и посадка ракет и космических аппаратов. Прототипами являются
- программы ’’Гидра" и "Морской дракон" (США) и "Нептун" (ФРГ). Программа водного старта и по-
садки ракет и кораблей, близких к максимально допустимым вариантам по весу и размерам в условиях
Земли и планет, предназначена в первую очередь для ракет и космических аппаратов, имеющих разви-
тое центральное тело и единый многокамерный двигатель, установленный вокруг центрального тела в
надводной части. Схема старта показана на рис. 176. Космический корабль КК (ракета) (3) устанавли-
вается в жидкости (10) наплаву так, чтобы срезы сопел (4) находились над водой. Стабилизация КК
осуществляется поплавками (11), балластом (12) и изменением удельного веса жидкости стартового
бассейна. Такой способ старта (и посадки) КК объединяет в единый взаимосвязанный комплекс ком-
поновку и конструкцию с условиями старта и имеет исключительно важные технические (и экономи-
ческие) преимущества:
- возможность многократных стартов и посадок КК на планетах, имеющих гидросферы или очень
плотную атмосферу; для Земли - выбор стартовой акватории без отчуждения дорогостоящих участков
суши;
- полное использование начальной (до выхода на режим) мощности двигателей при старте за счет
инертности жидкости, образующей своего рода направляющую "шахту" для затопленной части аппа-
рата;
- использование гидростатических сил, обусловленных отрицательным вертикальным градиен-
том давления жидкости и атмосферы. Для американской ракеты "Сатурн-V" объемом около 6000 м3
эта сила в начальный момент составляет значительную величину -6000 т. или почти 145% тяги двига-
телей;
- упрощение перевозки, монтажа кораблей и стартового оборудования при использовании водных
буксиров;
- исключение дорогостоящего и уязвимого стартового стола; безопасность старта для КК и эки-
пажа в случае аварии при взлете;
- возможность одновременного запуска любого количества кораблей и ракет в заданной последо-
вательности, что важно для сборки и встреч на орбитах и для спасения экипажей, терпящих бедствие
в космосе и для пуска запасных кораблей в случае неудачи с основными [182].
65
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Теоретические и экспериментальные исследования процесса формирования ракето-космических
систем с учетом условий взаимодействия внешней и внутренней газодинамики, а также с учетом усло-
вий и факторов общего развития космонавтики позволяют сделать следующие выводы:
1. Требования Практики при разработке отдельных технических проблем космонавтики получают
в действительности, вместо единственного идеального решения, целый ряд приближенных вариантов
решений. Из них, в свою очередь, для практического применения выбирается зачастую далеко не луч-
ший вариант. При массовом производстве и применении Практика вносила коррективы, доводя эво-
люционным путем характеристики выбранного орудия труда до порога оптимума. Так было с
пороховыми и реактивными снарядами.
Уникальные образцы ракетокосмической техники, примером которых служат гигантские ракеты
и сложнейшие аппараты с ЖРД, ЯРД и ЭРД, не могут быть скорректированы Практикой в кратчайшие
сроки без колоссальных экономических затрат в силу малосерийное™, а - Теорией ввиду чрезвычай-
ной сложности проектируемых систем, не поддающихся абстрактному рассмотрению.
Одним из методов выхода из создавшихся затруднений можно считать применение обобщенного
экспериментально-теоретического исследования генеральной (общей) совокупности всех материаль-
ных, идейных и политико-экономических условий, совместно с применением диалектических законов
и методов познания.
2. Экспериментальные и теоретические исследования с учетом условий активного участка полета
"центральных” ракет и космических аппаратов, сочетающих в себе результат взаимодействия газовых
потоков двигателей с внешним потоком на поверхности корпуса, служащего центральным телом, поз-
воляют сделать вывод, что одним из вариантов, близких к оптимальному в конструктивно-компоно-
вочных схемах для "активного полета", является аэродинамическая форма тела с поверхностью,
полностью обтекаемой потоком, в который включены во встречном или спутном взаимодействии, как
энергия внешних обтекающих тело масс, так и одновременно энергия газовых струй, истекающих из
бортовых двигателей (при спутном взаимодействии - разгон, при встречном - торможение).
3. Экспериментальные и теоретические исследования с учетом условий участка возвращения и
посадки космических летательных аппаратов позволяют сделать вывод, что одним из вариантов в ком-
поновочных схемах, близких к оптимальному для спуска в атмосфере планет, является аэродинамиче-
ская форма тела с поверхностью, полностью обтекаемой внешним потоком, что возможно при
вращении осесимметричных тел вокруг оси, перпендикулярной вектору скорости полета (роторный
спуск с использованием эффекта Магнуса на центральном теле).
4. Экспериментальные и теоретические исследования условий старта больших ракет типа
"Нептун" и "Си Дрэгон", а также посадки тяжелых космических аппаратов многоразового применения
позволяют сделать вывод, что одним из вариантов старта сверхтяжелых летательных аппаратов, по-
строенных по типу "Центральной ракеты", является водный старт (старт из воды), когда эффективно
используется энергия аэрогидростатических сил, обусловленных отрицательным вертикальным гради-
ентом давления жидкости и атмосферы, и исключается неблагоприятный режим работы РД, т.е. пере-
ход границы раздела "жидкость-атмосфера".
66
ЛИТЕРАТУРА И ИСТОЧНИКИ
Для подробного ознакомления с библиографией потребовалось бы слишком много места. Ниже в алфавитном порядке при-
водятся только основные работы, источники и документы, которые могут привести к работам более частного характера.
1 .Г.Н. АБРАМОВИЧ. Прикладная газовая динамика. М. 1968.
2 . Г.Н. АБРАМОВИЧ^ Теория турбулентных струй. М. 1960.
З. В.С. АВДУЕВСКИЙ, Ю. И. ДАНИЛОВ и др. Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике. М.
I960.
4. В.С. АВДУЕВСКИЙ, Е. Н. ОБРОСКОВА. Ламинарный пограничный слой в сжимаемом газе на пористой
поверхности с тепло - и массообменом.
Изв. АН СССР, ОТН, Мех. и машиностр. N 3, 1960.
5. Ю.Г. АЛЕЕВ. Об изменении относительной величины плавников у рыб в онтогенезе и филогенезе, ДАН СССР, том
120, N 1-3, 1958 г.
6. Ю.Г. АЛЕЕВ. Приспособление к движению и поворотливости рыб. ДАН СССР, т. 120 N 3, 1958.
7. Ю.Г. АЛЕЕВ. Функциональные основы внешнего строения рыбы. М. 1965.
8. В.Е. АЛЕМАСОВ. Теория ракетных двигателей. М. 1962.
9. Анализ вертикального гидростарта ракет. Б.М., б.г., 26с (JAS Paper N 61-11).
10. Н.Е. АСЛАНОВА. Экспериментальное изучение поведения рыб в потоке. Дисс. М., 1974.
11. Аэродинамические тормозные устройства КА. Б. м., 1970.
12. В.А. АМБАРЦУМЯН. Раскрывая закономерности Вселенной. "Природа", 1963, N 12.
13. Американские проекты к Марсу и Венере. Б.М., 1968.
14. БАИ-ШИ-И. Теория струй. М., 1960.
15. БАЙ-ШИ-И. Введение в теорию течения сжимаемой жидкости. ИЛ., 1962.
16. С.С. БАРКОВ. Ступенчатые ракеты. Б.М., 1955.
17. М . Б А Р Р Е Р и др. Ракетные двигатели. М., 1962.
18. В.В. БАРСУКОВ. Скорость движения рыб. ж. "Природа", N 3, 1960.
19. Р. БАССАРД. Р. ДЕ-ЛАУЕР. Ракета с атомным двигателем. ИЛ. 1960.
20. Ф . А. БАУМ. Физика взрыва. М., 1959.
21. Дж. БЕРНАЛ. Наука в истории общества. М., 1957.
22. И.В. БЕСПАЛОВ, Б.Г. ХУДЕНКО. Структура турбулентного плоско-параллельного следа. Изв. МО СССР,
AT, N2, 1959.
23. Т.П. БИГКОК. Пилотируемая капсула для исследования Марса. Б.М., 1968.
24. В.В. БОЛОТИН. Колебания и устойчивость упругой цилиндрической оболочки в потоке сжимаемого газа. Инж. сб-
к, т. 24, 1956.
25. В.Ф. БОЛХОВИТИНОВ. Пути развития летательных аппаратов. М., 1962.
26. Е . А. Б О Н И и др. Теория РД. Конструкции и преобразование, М., 1959.
27. Л.П. БОРИСОВ. Осоавиахим. Страницы истории. 1924-1941 г.г. "Вопросы истории", М., 1965, № 6, стр. 45-60.
28. А.И. БОРИСЕНКО. Газовая динамика двигателей. М., 1962.
29. Ю.Е. БОРОВСКИЙ, Ю.И. КУЛАКОВ.О движении систем переменного состава при наличии вариационных
сил. ПММ, т. 27, 1963.
30. В.Я. БОРОДАЧЕВ. Обзор по сверхзвуковым струям. НИИ-1, 1953.
31.В .Я. БОРОДАЧЕВ. Теоретическое и экспериментальное исследование воздушно-заградительного охлаждения. М.,
1957.
32. В . БРАУН. Ракета "Сатурн" и будущее. Б.М., 1962.
33. В.Я. БРОВАР. Силы тяжести и морфология животных. М., 1960.
34. В.А. БРЮХАНОВ.О философской основе научно-технического творчества К.Э. Циолковского.
Канд. дисс. Архангельск, 1954.
35. В.А. БРЮХАНОВ. Мировоззрение К.Э. Циолковского и его научно-техническое творчество. М., 1959 г.
36. В.П. БУРДАКОВ. Накопление и использование атмосферного воздуха за счет кинетической энергии для спасения
ступеней.
Авторское свидетельство № 24536, 1962.
37. В.П. БУРДАКОВ. Новые принципы движения летательных аппаратов. Б.М., 1963.
38. В.П. БУРДАКОВ, М.В. МЕЛЬНИКОВ, Б.С. СТЕЧКИН и др. О необходимости исследования новых
принципов создания тяговых усилий для космических летательных аппаратов. Б.М., 1965.
39. В.П. БУРДАКОВ. Йспользование земной атмосферы в ракетных двигательных установках. Б.М., 1966.
40. В.П. БУРДАКОВ, Ю.И. ДАНИЛОВ. Физические проблемы космической тяговой энергетики. М., 1969.
41. Ю.Д. БАРЗДА. Роторы для возвращения космических аппаратов -Б.М., 1965.
42. О. В г е v i g. Сравнение ПВРД и РД, использующего для повышения тяги атмосферный кислород. - "Spacecraft and
Rockets", IV, vol. 5, N 4, p. 444-448, 1968.
43. MAKC ВАЛЬЕ. Полет в мировое пространство М.-Л, 1936.
44. Н.А. ВАРВАРОВ, Е.Г. ФАДЕЕВ. Философские проблемы астронавтики - "Вопросы философии", 1961, N 8.
45. В А С Н О. Влияние тормозного двигателя. Б.М., 1964.
46. В.И. ВЕРНАДСКИЙ. Биогеохимические очерки. М.Л., 1940.
47. В.И. ВЕРНАДСКИЙ. Химическое строение биосферы Земли и ее окружения. М., 1965.
48. В.Б. ВИЛИНБАХОВ.К истории огневого оружия в Древней Руси - "Сов. археология", N 1, 1960.
49. Г.И. ВОЛКОВ. Методические проблемы исследования развития техники. М. 1965 (диссертация).
50. М.И. ВОЛСКИЙ. Новое в науке о дыхании. Горький, 1961.
51. Л.А. ВУЛИС. Термодинамика газовых потоков. М., 1950.
52. Л.А. ВУЛИС, Т.А. Л Е О Н Т Ь Е В А . О спутных и встречных турбулентных струях. М., 1955.
53. R. W a n k е s . Marquards Exploring Air Augmentation. "Missiles and Rockets", 1964, 15, N 7, 28, 33.
54. Г.Г. ГАЛКИН. Атлас чешуи пресноводных костистых рыб. Л., 1958.
55. Ф.Р. ГАНТМАХЕР, Л.М. Л Е В И Н . Теория полета неуправляемых ракет, Физматгиз, 1959.
56. С . Я . Г Е Р Ш . Глубокое охлаждение. М.Л., 1957.
57. В.К. ГЕТЛЭНД. Астронавтика 60-х годов. Б.М., 1963.
58. И.П. ГИНЗБУРГ. Прикладная гидрогазодинамика. ЛГУ, 1958.
59. И. ГЛАССМЭН,Дж. В.УРРИК. РПД. - Сб. переводов под ред. Н.Г. Дубровского, М., 1962.
60. Пионеры ракетной техники. Глушко, Королев и др. (1929-1945).
61. В.П. ГЛУШКО. Завоевание Землей Луны, Одесса, 1924.
62. В.П. ГЛУШКО. Угрожает ли человечеству металлический голод? - "Наука и техника" N 37 (182), 1926.
63. В.П. ГЛУШКО. Станция вне Земли - "Наука и техника" N 40, 1926.
64. В.П. ГЛУШКО. Авторское свидетельство (РЛА-100), 1931.
67
65. В. П. ГЛУШКО,Г.Э. ЛАНГЕМ А К. Ракеты и их применение. М.Л., 1935.
66. В.П. ГЛУШКО. Жидкое топливо для РД. М., 1936.
67. В.П. ГЛУШКО. Ракетная техника, вып. 3, 4, 5 и 14, 1937.
68. В.П. ГЛУШКО, К.Э. Циолковский. - ’’Вестник АН СССР”, N 9, 1957.
69. В . П. Г Л У Ш К О . На пути овладения космосом. - "Известия", 17. IX-1957.
70. В . П . Г Л У Ш К О и др. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания. Справочник. М., 1960.
71. Г.В. ПЕТРОВИЧ. Большой старт космоса. М., 1965.
72. Г.В. ПЕТРОВИЧ.У истоков Советского ракетостроения. Вести. АН СССР, N 10, 1965.
73. Г.В. ПЕТРОВИЧ. Из истории русской ракеты. М., 1965.
74. В.П. ГЛУШКО. Космонавтика. Малая Энциклопедия, М., 1968, (2-ое изд. - 1970).
75. В.П. ГЛУШКО. Прорыв в космос - гимн труду. М., 1968.
76. Р. ГОДДАРД. Метод достижения крайних высот. (Вашингтон, 1919.)
77. С.3. ГОЛИКОВ. Ленин о роли техники в вооруженной борьбе. - "Вестник ПВО", 1960, N 4.
78. В.А. ГОЛОВИН. Влияние присоединенных объемов при измерении пульсаций давления, 1952.
79. А.Л. ГОНОР, А.И. ШВЕЦ. Исследование распределения давления на некоторых звездообразных телах при М
= 4. - "ПМ и ТФ", N 6, 1965.
80. А.Л. ГОНОР, А.И. ШВЕЦ. Исследование системы скачков уплотнения при обтекании звездообразных тел. -
"Изв. АН СССР. МЖГ", N 3, 1966.
81. А.Л. ГОНОР, М.Н. КАЗАКОВ, А.И. ШВЕЦ. Измерение сопротивления тела звездообразной формы в
сверхзвуковом потоке при М = 6 и 8. - "Изв. АН СССР, МЖГ", N 1, 1968.
82. А. ГОРОХОВ. Механический полет будущего. - "Возд. путь", N 2, 1911.
83.Э .И. ГРИГОЛЮК, Л.Г. ШАНДАРОВ. Исследование поведения панели, обтекаемой потоком газа, находя-
щейся в условиях ползучести, 1960.
84. А.Т. ГРИГОРЬЯН. Механика от античности до наших дней. М., 1971.
85. М.М. ГРИНБЕРГ. Развитие чешуи рыб и некоторые особенности... Диссертация, Л., 1949.
86. Г.Л. ГРОДЗОВСКИЙ. Торможение и защита встречной струей. ЦАГИ, 1958.
87. Р.З. ДАВЛЕТ-КИЛЬДЕЕВ. Испытания в сверхзвуковом потоке с подводом воды или воздуха через центральное
отверстие. ЦАГИ. 1957.
88. Р.З. ДАВЛЕТ-КИЛЬДЕЕВ, Г.И. МАЙКАПАР. Экспериментальное исследование струйного и щелевого
охлаждения. ЦАГИ, 1959.
89, Е.П. ДАНИЛОВ, В.П. 3 Н А М Е Н С К И Й. Теплозащита встречным потоком. НИИ-88, 1956.
90. Ю.А. ДЕМЬЯНОВ, В.Н. ШМАНЕНКОВ.К исследованию возвратных течений в области отрыва турбу-
лентного пограничного слоя. - "ПММ", т. XXIV, в. 2, 1960.
91. Доклад т. Эйдемана об очередных задачах Осоавиахима на основе постановления ЦК ВКП (б)."
ЦГАОР, ф. 8355, on. 1, д. 47. л. 3.
92. Документы ААН СССР (ф. 4 оп. 14, дд 1-310), ЦГАОР и СС СССР (ф. 8355, дд. 1-300).
93. В. ДОРНБЕРГЕР. ФАУ-2... М., 1954.
94. Л.А. ДОРФМАН. Гидродинамическое сопротивление и теплоотдача вращающихся тел. М., 1960.
95. Достижения в области исследований сверхзвукового горения. - Инф. бюл. "Военная авиация и ракетная техника", N 7,14-
17, 1965.
96. И.И. ДРАКИН. Аэродинамический и лучистый нагрев в полете. М., 1961.
97. Л. ДЭВИС, Д. ФО Л Л ИН, Л. Б Л ИТЦЕР. Внешняя баллистика ракет. М., 1961.
98. A. Demetriades. Heat conduction in a circular cylinder rotating with its axis normal to the direction of flight.
"ARSY", 1959, IX, .29, N 9, p. 653-655.
99. M . I. D u p i n . О применении ВРД на первой ступени PH. - "Aeronautique et Astronautique", N 1, р. 34-44, 1968.
100. Hans P. Eichenberger. Патент США, кл. 114-67, N 3075489, (28.X-1960), 21.01.1963. Уменьшение сопротивления
за счет вдува воздушной оболочки и отсоса п.с.)
101. Б. А. ЖЕСТКОВ. Приближенный метод расчета температур при струйном заградительном охлаждении. М., 1949.
102. Н.Е. ЖОВИНСКИЙ. Некоторые вопросы охлаждения при сверхзвуковых скоростях. М., 1958.
103. Н.Е. ЖУКОВСКИЙ. Волны, вязкость, реакция жидкости (том 4); Вихри, теория крыла (том 5). Собр. соч., 1937.
104. Н.Е. ЖУКОВСКИЙ. Собр. соч., т. УП, стр. 49.
105. А.Н. ЗАВАРНИЦКИЙ, Л.Г. КВ А Ш А. Метеориты СССР. АН СССР, 1952.
106. Заседание III Пленума ЦК Союза работников автотракторной и авиационной промышленности (РАТАП) (О проблемах
турбостроения, ракетостроения и др.). ЦГАОР, ф. 7678, оп. 2, д. 295, лл. 35-36. - Заседание IV Пленума ЦК Союза РАТ АП.
ЦГАОР, ф. 7678, оп. 2, лл. 112-113, 189.
107. Е. 3 Е Н Г Е Р. Прошлое, настоящее и будущее космического полета. 1962.
108. Л.А. ЗЕНКЕВИЧ. Очерки по эволюции двигательного аппарата животных. "Журнал общей биологии", 1944, т. 5,
N 3.
109. Г.В. ЗИМИН. Практическая аэродинамика и летательные аппараты. М., 1969.
НО. Г.В. ЗУЕВ. Живые ракеты. Киев, 1970.
111. В. ИВАНОВА. В. РОЗАНЦЕВА. Теоретические и экспериментальные исследования явления кумуляции. -
Ж. "Механика", 4(20), 1953.
112. Изучение вопросов, связанных с экспедициями человека к планетам Солнечной системы 1973-1982 г.г. Б.М., 1965.
113. Иностранная информация по РКТ: ВИНИТИ (1960-1972), ГОНТИ-1 (1960-1972), ЦАГИ (1960-1970).
114. Использование предполагаемых ресурсов в разработке космических транспортных систем. - Б.М., ГОНТИ, 1970.
115. Исследование влияния газовой пленки на снижение сопротивления подводных тел.
Ж. "В-М. техника", вып. 7, июль 1962.
116. Исследование и обоснование научных задач облета Марса. - (Перевод N 035-70), 1970.
117. А.Ю. ИШЛИНСКИЙ. Два замечания к теории движения ракет. ДАН, т. XXIII, вып. 7, 1947.
118. Е.М. КАЛИНИН, А.И. Т И Ш К О В . Экспериментальное исследование влияния перфорации хвостовой и но-
совой частей на лобовое сопротивление. - НТО № 310, 1962.
119. К.М. КАМИНСКАЯ. Ламинарный пограничный слой на вращающейся пластинке. ЦАГИ, 1950.
120. В.Р. КАРАСИК. Физика и техника сильных магнитных полей. М., 1964.
121. А. В. КВАСНИКОВ. Теория ЖРД. М., 1958.
122. К . К Е Л Л Е Г . Влияние характеристик двигателя на летные данные ракеты. - "ВРТ", N 2, 1954.
123. М.М. КОБРИН. Прочность вращающихся дисков. Л., 1963.
124. Л.А. КОВАЛЕВСКАЯ. Энергетика движущейся рыбы. Диссертация, М., 1952.
125. Н. И. КИБАЛЬЧИЧ. Проект воздухоплавательного прибора... - "Былое", № 10-11, 1918.
126. В.В. КРИЛЛОВ. Кандидатская диссертация, 1961.
127. А. КИСТЛЕР. Измерение пульсаций в св. звуковом турбулентном пограничном слое. М., 1960, (перевод N 10095 из
ж. "Phys, of Fluids").
128. Ю.В. КОНДРАТЮК. Завоевание межпланетных пространств. Новосибирск, 1929.
68
129. Н.И. КОНРАД. Сунь Цзы. АН СССР, 1950.
130. К.И. КОНСТАНТИНОВ.О боевых ракетах. Спб, 1856.
131. Конструктивные и экспериментальные характеристики аппаратов-носителей. Б.М., 1970.
132. С.П. КОРОЛЕВ. Ракетный полет в стратосфере. М., 1934.
133. Космическая эра. Прогнозы на 2001 год. М., 1970.
134. Космические корабли с искусственной гравитацией. Б.М., 1971.
135. Космический аппарат с вращающимся солнечным парусом. Б.М., 1970.
136. В.А. КОСМОДЕМЬЯНСКИЙ.К теории ступенчатых ракет. ДАН СССР, 1964, 156, N 2, 286-289.
137. Космонавтика^англ.). М., 1968.
138. А.Н. КРАЙКОидр. К построению тел оптимальной формы. ПММ, 28, в. 1, 1964.
139. Г. КРАМАРОВ. На заре космонавтики. М., 1965.
140. Н.Ф. КРАСНОВ. Аэродинамика тел вращения. М., 1964.
141. Ф.Д. КРЕТОВ. Первая программа марксистско-ленинской партии. М., 1961.
142. А.А. КУЗИН. К. Маркс и проблемы техники. М., 1968.
143. Д. КЮХЕМАН, И. ВЕБЕР. Аэродинамика реактивных двигателей. М., 1957.
144. В.Н. КОЧЕТКОВ. Ультразвуковое устройство для ГЧ ЛА. М. МАИ. Авторская заявка № 467613/38. 3.III.1958.
145. В.Н. КОЧЕТКОВ. Роторный самолет. М. МАИ. Авторская заявка № 642809/40, 31 .X. 1959.
146. В.Н. КОЧЕТКОВ. Исследование заградительного охлаждения ГЧ и спускаемых с орбиты КА. Б.м. Инв. № к/7114
(к/2213, 1977).
147. В.Н. КОЧЕТКОВ, В.В. КИРИЛЛОВ и др. Тепловое лабораторное устройство. Авторское свидетельство №
26242, М. НИИ-88, 23.Х.1961.
148. В.Н. КОЧЕТКОВ. Исследование теплозащиты встречными струями. НИИ-88. НТО; 2844. 1962
149. В.Н. КОЧЕТКОВ. Исследование различных способов теплозащиты ГЧ БРДД и КА. Инв. № 2845. 1962.
150. В.Н. КОЧЕТКОВ. Демпферы для баков РН и КА (конструкция). Инв. № к/2740. 1962.
151. В.Н. КОЧЕТКОВ. Ступенчатая РН с единой ДУ, с дожиганием ТТ в струе ЖРД. Инв. № к/6111. 1963.
152. В.Н. КОЧЕТКОВ. РН с выносными кольцевыми соплами. Инв. № 3482.Х. 1963.
153. В.Н. КОЧЕТКОВ. РН с верхним (или эшелонированным) внешним расположением РД. Инв. № 3896.1.1964.
154. В.Н. КОЧЕТКОВ. Новый способ компоновки РН с РДТТ. Инв. № к/648.1964.
155. В.Н. КОЧЕТКОВ. Исследования по новой компоновке РН. Инв. № 5736. 1964.
156. В.Н. КОЧЕТКОВ. Перспективы РН. Доклад-справка Ученому совету. Д.53.4.2. 1964.
157. В.Н. КОЧЕТКОВ. Ракеты-носители тянущих схем ДУ. Доклад-справка С.П. Королеву. Исх. № К2340сс, 22. V. 1964.
158. В.Н. КОЧЕТКОВ. Компоновка РН с ЯРД. Инв. № 5976. 1964.
159. В.Н. КОЧЕТКОВ. Компоновка с верхней ДУ. Инв. № 5916 (Исх. № К535). 4.II.1965. 30с. (С.П. Королеву).
160. В.Н. КОЧЕТКОВ (в соавторстве). Йсследование аэродинамических характеристик некоторых КА новых типов и
форм, обеспечивающих подъемную силу. N 129.20.64.-1137 (Инв. № 6901). 1964.
161. В.Н. КОЧЕТКОВ (в соавторстве). Исследование КА со щитком. Инв. № 5/5283. 1965.
162. В.Н. КОЧЕТКОВ. "Однополюсные" магниты для КА. Калинингард. 1965.
163. В.Н. КОЧЕТКОВ. Экспериментальное исследование одного из вариантов РН ("Гном"). Инв. № 1-7380 (19564).
24.Х. 1965.
164. В.Н. КОЧЕТКОВ. Экспериментальное исследование изделия 11А52 с центральными телами в кормовой части.
Инв. №....1966.
165. В.Н. КОЧЕТКОВ. Вращающийся цилиндр в поперечном обтекающем потоке. Инв. № 8278. 1966.
166. В.Н. КОЧЕТКОВ (в соавторстве). Об аэродинамических характеристиках и тепловой защите аппаратов цилиндри-
ческой формы с вращающейся внешней оболочкой. Часть V. Инв. № 17937.
167. В.Н. КОЧЕТКОВ. Творческий путь К.Э. Циолковского (по неопубликованным материалам). Исследование родо-
словной К.Э. Циолковского. Рукопись. Калининград. 1965-1968.
168. В.Н. КОЧЕТКОВ. Документальные материалы по истории развития РКТ в СССР. 1920-1940 гг. Москва. 1969.
169. В.Н. КОЧЕТКОВ. Основы Советской космонавтики. Сборник материалов, документов и фотографий. Часть I,-
1917-1933 г. ГОНТИ-1.22.IV. 1970.
170. В.Н. КОЧЕТКОВ. История РКТ СССР. Описание документов. ААН СССР. М. Том 1-4. 1970.
171. В.Н. КОЧЕТКОВ. Анализ тенденций и перспективы развития космической техники США. ГОНТИ-1 Инв. №
4/6383. 1970.
172. В.Н. КОЧЕТКОВ (в соавторстве) Шаги к звездам. М. Мол. гвардия. 1973.
173. В.Н. КОЧЕТКОВ. Вертикальный гидростарт летательных аппаратов. - В сборнике ЦНИИМАШ, серия 2, № 12,
под редакцией Я. А. Ваграменко. ГОНТИ-1. М. Инв. 33014. 1974
174. В.Н. КОЧЕТКОВ и Д.А. САМАРСКИЙ.К запуску экспериментальной обитаемой орбитальной станции
США "Скайлэб" (конструктивно-компоновочные характеристики). НТО №260-4373-2СП, ЦНИИМАШ, 1973.
175. В.Н. КОЧЕТКОВ (ред.) Перспективы использования атмосферного воздуха для ЛА с помощью ВРД. М. ГОНТИ-
1. 1966.
176. В.Н. КОЧЕТКОВ, Б.Н. ДАНЬКОВ и др. Авторотирующий космический аппарат скользящего спуска с
демпфирующим закрылком (щитком). - Авторское свидетельство №N 35048, 12.Х.1966.
177. В.Н. КОЧЕТКОВ, А.Ф. КУЛЯБИН, С.П. НЕПОБЕДИМЫЙ, Х.А. РАХМАТУЛИН,
Ю.М. ИСАЕВ и др. Реактивный ЛА с многокамерным РДТТ и центральным телом. - Авторское свидетельство № 39070,
25.IX-1967.
178. В.Н. КОЧЕТКОВ, М.М. БЕЛОУСОВ, Ю.И. ДАНИЛОВ, Х.А. РАХМАТУЛИН и др. Реак-
тивный ЛА с многокамерным ЯРД на центральном теле. - Авторское свидетельство N 34144, 1.VI. 1966.
179. В.Н. КОЧЕТКОВ, Б.Н. ДАНЬКОВ, В.Ф. РОЩИН и др. - Роторный космческий ЛА. - Авторское
свидетельство № 32182 18.XII - 1965 г.
180. В.Н. КОЧЕТКОВ, С.С. БАРКОВ, Б.Н. ДАНЬКОВ и др. Космический аппарат с регулируемым аэро-
динамическим тормозом. - Авторское свидетельство № 31125, 27.VIII.1965.
181. В.Н. КОЧЕТКОВ, А.Ф. КУЛЯБИН, В.В. КИРИЛЛОВ, В.П. ЗНАМЕНСКИЙ, А.Н.
РУМЫНСКИЙ и др. Реактивный летательный аппарат с центральным телом и многокамерным ЖРД. - Авторское сви-
детельство - № 27047, 17.XII. 1963.
182. В.Н. КОЧЕТКОВ, Д.А. САМАРСКИЙ. Способ старта и посадки летательных аппаратов в жидкости. -
Авторская заявка № 1552382, 18.VII.1972.
183. В.Н. КОЧЕТКОВ. Новый метод визуализации картины обтекания моделей в гидроканале. - В книге: И. В. Осто-
славский и Т. А. Грумондз. "О связи между подъемной силой крыла и характером течения в пограничном слое." М. МАИ.
1959.
184. М.А. ЛАВРЕНТЬЕВ. Основы теории кумуляции. М., 1948.
185. Г.Э. ЛАНГЭМАК. Проектирование ракетных снарядов и тяговых ракет. Вып. 1. Оперенные снаряды и тяговые
ракеты. Декабрь 1933 г.
186. В . И. ЛЕНИН. Материализм и эмпириокритицизм. М. 19
69
187. В.И. ЛЕНИН.О науке и высшем образовании. М., 1967.
188. В.И. ЛЕНИН. Полное собрание сочинений, т. 55 - стр: 105, 141, 146, 170, 179, 183, 185.
189. В . И . ЛЕНИН. Развитие капитализма в России. Соч., т. 3.
190. В . И . ЛЕНИН. Философские тетради. Соч. т. 38.
191. Г.Г. ЛИНДЕРТС. Движения большой ракеты, плавающей в вертикальном положении, обусловленные воздей-
ствием волн. Б.М., 1965.
192. Ф . ЛИРИ. ULMS - стратегический удар переносится на море. Б.М., 1971.
193. Л . Л И С и др. Использование аэродинамической подъемной силы при входе л.а. в атмосферу, 1960.
194. Д. ЛОРЕНС. Новые формы летательных аппаратов. Б.М., 1962.
195. А.П. МАНДРЫКА.Г енезис современной ракетодинамики. Л., 1971.
196. К . МАРКС. Капитал, т.1, стр. 189, 355-396.
197. К. МАРКС. Машины, применение природных сил и науки (Из рукописи 1861-1863 г.г. "К критике политической
экономии”). "Вопросы истории естествознания и техники”, вып. 25, 1968.
198. К. М А Р К С . Из рукописного наследства ... - "Коммунист", № 7, 1958.
199. К. МАРКС и Ф. ЭНГЕЛЬС. Соч.,т. 23, стр. 374.
200. К . МАРКС и Ф. Э Н Г Е Л Ь С . Из ранних произведений. М. 1956. стр. 566
201. Ю.С. МЕЛЕЩЕНКО. Техника и закономерности ее развития. Л., 1966.
202. А.П. МЕРКУЛОВ, Вихревой эффект и его применение в технике. М., 1969.
203. И. А. МЕРКУЛОВ. ПВРД ГИРД. М., 1965.
204. Методика физического эксперимента. Сб-к, 1968.
205. И.В. МЕЩЕРСКИЙ. Динамика точки переменной массы. П-г, 1897.
206. И.В. МЕЩЕРСКИЙ. Работы по механике переменной массы. Сб-к, 1949.
207. А. М И Е Л Е (ред.). Теория оптимальных аэродинамических форм. М., 1969.
208. В.П. МИШИН, Р.Ф. АППАЗОВ, С.С. ЛАВРОВ. Баллистика управляемых ракет дальнего действия.
Оборонгиз, 1950.
209. А.А. МОВЧАН.О колебании пластинки, движущейся в газе. - "ПММ", Вып. 2, 1956; - "ПММ", Вып. 2, 1957.
210. Н.Н. МОИСЕЕВ.О двух маятниках, наполненных жидкостью. - "ПММ", т. XVI, Вып. 6, 1952.
211. Ф . М О Р 3 . Колебания и звук. М., 1949.
212. В. МУХАЧЕВ. Как рождаются и умирают изобретения. М., 1964.
213. В . МЭР. Экспериментальное исследование отрыва пограничного слоя на иглах, укрепленных впереди тупоносых тел
в сверхзвуковом воздушном потоке. - "Механика", N 4 (20), 1953.
214. С.В. МЭТЬЮЗ. Комплексное проектирование пилотируемых космических систем. Б.М., 1968.
215. G . MAG N U S . Veber die Abweichung der Geschosse, Berlin, 1860.
216. Ф.С. НАЙЛАНД. Аэродинамические хар-ки КЛА будущего. ЦАГИ, 1969.
217. Г.С. НАРИМАНОВ .^ред.) От космических кораблей к орбитальным станциям. М., 1969.
218. А.А. НИКОЛЬСКИЙ. Обтекание вихря. - "ПММ", т. VIII, в. 6, 1944.
219. Г.В. НИКОЛЬСКИЙ. Частная ихтиология. М., 1950.
220. Г . ОБЕРТ. Ракета в межпланетное пространство. Ольденбург, 1923.
221. Г . ОБЕРТ. Пути осуществления космических полетов, М., 1948. (Ольденбург, 1928).
222. "Об исследовании работы Общества Осоавиахим по всем звеньям бригадой ЦК КВП (б)". Архив МК и МГК КПСС, ф.
485, оп. 1, д. 2, л. 69; ЦГАОР.
223. "Объяснительная записка к программе работ ОТО ЦАГИ". ЦГАНХ, ф. 3429, оп. 61, д. 657, лл. 5, 8; д. 1609, л. 4; д. 994, л.
23,(1927-1929).
224. О некоторых перспективах развития мощных PH США. М., 1969.
225. А.И. ОПАРИН, В.Г. ФЕСЕНКОВ . Жизнь во Вселенной. М., 1956.
226. О применении двигателей с соплами внешнего расширения для тяжелых ракетных блоков. Отчет НИИ, 1960.
227. В.В. ОРЛОВ, Г.Ю. МАЗИНГ, А.Л. РЕЙДЕЛЬ, М.И. СТЕПАНОВ, Ю.И. ТОПЧЕЕВ.
основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей. М., 1967; 1969.
228. И.В. ОСТОСЛАВСКИЙ, И.В. С Т Р А Ж Е В А . Динамика полета. М., 1963.
229. Д.Е. ОХОЦИМСКИЙ.К теории движения ракеты. - "ПММ", 1946.
230. М. OSTROGRADSKY. Memoire sur le mouvement des projectiles apheriques dans 1'air. 1841.
231. И.П. ПАВЛОВ. Избранные произведения. M., 1951.
232. Б.М. ПАНКРАТОВ. Проектирование и конструкция л.а. М., 1971.
233. Партгруппа ГИРД"а. Архив МК и МГК, ф. 485, on. 1, д. 2, л. 165, л. 62, л. 143.
- Партийная организация ГИРД в Бауманском РК ВКП (б) (10 марта 1933 г. - 8 декабря 1933 г.) до переезда в Октябрьский
р-н (РНИИ). Архив МК и МГК, ф. 485, д. 63, on. 1, д. 464, лл. 55, 284.
234. А.Д. ПЕДОСОВ. Партия большевиков и технический прогресс. М., 1969.
235. В. ПЕКЕЛИС. Добавление к одной биографии. - "Наука и жизнь" N 10, (О П.В. МИТУРИЧЕ).
236. Р.Г. ПЕРЕЛЬМАН. Цели и пути покорения космоса. М., 1967.
237. Я.И. ПЕРЕЛЬМАН, Межпланетные путешествия, М - Л., 1934.
238. Пилотируемые космические корабли. М., 1968.
239. О.Ю. ПОЛЯНСКИЙ Обтекание тел, колеблющихся в св. звуковом потоке. Б.М., 1958.
240. Постановление оргбюро ЦК РКП(б) от 16 февраля 1925 г. "О добровольных массовых организациях".
241. Постановление ЦК ВКП(б) от 19 марта 1928 г. по докладу Фракции ВКП(б) Президиума Осоавиахима СССР.
242. Постановление ЦК ВКП(б) от 19 ноября 1931 г. "О реорганизации НТО и общества "Техника - массам".
243. Постановление ЦС ОАХ от 25 февраля 1932 г. о финансировании испытаний РП-17 ЦНАОР, ф. 8355, on. 1, д. 52, л. 87.
244. Предварительные характеристики РПД со сверхзвуковым горением. Тех, справка НИЙ N 12762, 1963.
245. Приказ по ЦС Осоавиахима от 14 июля 1932 г. (о структуре ГИРД). - Архив ДОСААФ СССР. Приказы по личному
составу.
246. Проект авиакосмического летательного аппарата. Б.М., 1965.
247. А.Е. ПРИМЕНКО. Исторический очерк развития реактивных двигателей до XX в. М., 1947.
248. "Присоединение дополнительной массы в струйных аппаратах". -^Сборник, М., 1958.
249. Проектирование и испытания космических кораблей. Б.М., (Нью Йорк), 1968.
250. Проект Положения от Отделе Воздушного Флота при ЦС Осоавиахима. Архив ДОСААФ СССР, N 21, on. 1, 1931-1932.
251. Проект приказа от 1 мая 1932 г. о структуре ГИРД. Центральный архив ДОСААФ СССР. "Приказы по личному составу
Отдела Воздушного Флота".
252. Протокол заседания БИРД (Бюро изучения реактивного двигателя) от 18 июля 1931 г. Председатель Ф.А. Цандер, Зам.
т. Оглоблин, члены: Г. Е. Близнюков (ИАМ), МАШБИЦ (МОЛА), Александров (ЦАГИ), Руктишель (ОАХ), проф. Канищев
(ВВА РККА). - ААН СССР, ф. 573, on. 1, д. 265.
253. Н.В. ПУШКОВ. Магнетизм в космосе. М., 1961.
254. В.С. ПЫШНОВ . Из истории летательных аппаратов. М., 1968.
255. S.-D.-POISSON. Sur le mouvement des projectiles dans 1'air en ayant egard a leur rotation. 1833 r.
70
256. В.В. РАДЗИЕВСКИЙ, И.И КАТАЛЬНИКОВА.К вопросу о природе гравитации. Бюллетень Всесоюз.
Астроно-геодез. О-ва АН СССР, N 26 (33), 1960, стр. 36-38.
257. В.В. РАЗУМОВ. Из истории Лен. ГИРД. М., 1964.
258. Расчет кольцевых сопел. М., 1961.
259. III Расширенный Пленум ЦС Осоавиахима СССР. ЦГАОР, ф. 8355, on. 1, д. 55, л. 21, л. 33; д. 52, л. 172, л. 164; д. 47, лл.
143-151.
260. Х.А. РАХМАТУЛИН. Обтекание проницаемого тела. - "Вестник МГУ". Серия Ф.-М. наук, вып. 2, N 3, 1950.
261. X.А. РАХМАТУЛИН (ред.). Ударные трубы. М., 1962.
262. Х.А. РАХМАТУЛИН, А.Я. САГОМОНЯН, А.И. БУНИМОВИЧ, И . Н . 3 В Е Р Е В . Газовая
динамика. М., 1965.
263. Х.А. РАХМАТУЛИН, Б.Б. В О Л О Г О Д С К И Й. Аэродинамические установки адиабатического сжатия. Т.
I-П, б.м., 1968.
264. Реактивная тяга в сочетании с отсасыванием. Б.М., 1947.
265. А . Д. РЕКИН. Жидкостно-пленочное охлаждение ... М., 1960.
266. А.А. РОДНЫХ. Из истории реактивного летания. 1924.
267. А.А. РОДНЫХ Ракеты и ракетные корабли, М.-Л., 1933.
268. Л.М. РОЗЕНФЕЛЬД, А.Г. ТКАЧЕВ. Холодильные машины и аппараты. М., 1955.
269. МОРИС РУАидр. Реактивные двигатели. М., 1962.
270. К. Ф . Р У Л Ь Е . Общая зоология. М., 1954.
271. Н . А . Р Ы Н И Н . Межпланетные сообщения. (Энциклопедия), Вып. 1-9, 1929-1932.
272. В . ROBINS. Neue Grundsatze der Artillerie.. 1745, ss. 686-690.
273. Сборник работ по взаимодействию сверхзвуковых потоков с перфорированными границами. ЦАГИ.
274. А.Н. СЕВЕРЦОВ. Главные направления эволюционного процесса. М.-Л., 1934.
275. Е.С. СЕРГЕЕВ. Диалектика научного познания и мышление инженера. М., 1966.
276. И.М. СЕЧЕНОВ. Две заключительные лекции ..." - Медиц. вестник", 1861, N 26, N 28.
277. В.К. СОЛОДКИН. Встречная струя в ограниченном и безграничном потоке. - Б.М., 1947.
278. Т.С. СОЛОМАХОВА. Соударение двух газовых струй. М., 1961.
179. Р.Д. СТЕПАНОВ. О флаттере цилиндрических панелей в потоке. - "ПММ", вып. 5, 1957.
280. А. СТРУЧКОВ. Борьба Ленина за революционную программу. М., 1954.
281.Е.К. СУВОРОВ. Основы ихтиологии. Л., 1948.
282. В.Б. СУХАНОВ. Эволюция движений позвоночных животных. - "Наука и жизнь". № 6, 1968.
283. Справочные материалы по аэрогазодинамике баллистических изделий и КА. - НИИ, тт. 2-11, 1963, (тт. 6, 8, 9, 1963).
284. Г.И. ТАГАНОВ. Выравнивающее действие сетки в потоках жидкостей и газов. - Тр. ЦАГИ N 604, 1947.
285. Р. К. ТАГИРОВ. Исследование донного течения за плоским уступом М=1,97. - Б.М., 1965.
286. В.А. ТАРАСОВА. Исследование развития отечественных пороховых ракет. М., 1958.
287. Теоретическое и экспериментальное исследование влияния реактивной струи на демпфирование. "J.Spacecraft and Rjcket"
1965, v. 2, №4, р. 638-639.
288. А.И. ТЙШКОВ. Исследование эффективности тормозной струи в плотных слоях атмосферы. - Б.М., 1966.
189. А.Г. ТОМИЛИН. О приспособлении китообразных к быстрому плаванью и о возможности использования этих
адаптации в судостроении. М., 1962.
290. АН. СССР. Труды комиссии по изучению стратосферы. Бюллетень, М.-Л., 1936.
291. М.Н. ТУХАЧЕВСКИЙ, Избранные произведения, т.т. I-II, М., 1964.
292. И.А. ТЮЛИНА. Развитие механики реактивного движения тел переменного состава, Канд, дисс., 1952.
293. D. THOMPSON. Growth and form. Cembridge Univ. Press. 1917.
294. Б.И. УЛЬЯНОВ. Аэродинамика неустановившихся движений. Сб. № 2, Вып, 828, 1961 (Труды ВВИА им. Жуков-
ского).
295. А.П. ФЕДОРОВ. Новый принцип воздухоплавания, исключающий атмосферу, как опорную среду. Спб., 1896.
296. Н.Ф. ФЕДОРОВ. Философия общего дела, тт. I-II, 1906; 1915.
297. А. ФЕРРИ. Теоретические и экспериментальные исследования процесса горения в сверхзвуковом потоке. - Б.М.,
1964.
298. Финансирование работ ГИРД"а 9 марта 1932 г. (80000 р.) ЦГАОР, ф. 8355, on. 1, д. 47, л. 21; Архив МК и МГК КПСС, ф.
485, on. 1, д.2, лЛ8.
299. А.А. ХЕЙДЕЙ. Охлаждение путем подвода Нг в стационарный ламинарный пограничный слой в критической точке
тела. - Б.М., 1960.
300. X. ХОШИЗАКИ, X. СМИТ. Охлаждение с помощью массообмена в критической точке осесимметричного тела.
Б.М., 1959.
301. Ф.А. ЦАНДЕР. Об использовании силы давления света для полетов в межпланетном пространстве. 1924-1925.
302. Ф.А. ЦАНДЕР. Проблемы полеты при помощи реактивных аппаратов. М., 1932. 1961.
303. Ф.А. ЦАНДЕР. Из научного наследия. М., 1967.
304. Ф.А. ЦАНДЕР. Материалы и документы (1887-1933). - Архив АН СССР, ф. 575, 900 ед.хр.
305. Ф.А. ЦАНДЕР. Проект "Космический корабль". - Расчеты, опыты, заметки, 1907. Тетрадь II, ААН СССР, ф. 573,
оп. 2, д. 3, л. 79; Тетрадь № 68 ... расчеты ... ААН СССР, ф. 573.
306. Ф.А. ЦАНДЕР. Тетрадь № XVIII (опись N 2), 1928 г. Схемы одно- и двухступенчатых ракет. - ААН СССР, ф. 573.
307. Ф.А. ЦАНДЕР. Проект "Ракета ОР-3", 1930. ААН СССР, ф. 573, on. 1, д. 253.
308. Ф.А. ЦАНДЕР. Доклад "ОР-1, ЖРД и ВРД". ААН СССР, д. 253, лл. 14-48.
309. Ф.А. ЦАНДЕР. Дневник. - ААН СССР, ф. 573, on. 1, дд. 260 и 266.
310. Ф.А. ЦАНДЕР. "План работы бригады РД на 1931-1932 гг. и др. (ИАМ)". ААН СССР, ф. 573, on. 1, д. 266, лл. 1-19.
(1931-1932).
311. Ф.А. ЦАНДЕР.5 октября 1931 г. - Запись в дневнике о привлечении С.П. Королева к работе по РП-1.
312. Ф.А. ЦАНДЕР. Материалы от 3 марта 1932 г. - о заседании у М.Н. Тухачевского. ААН СССР, р. 4, оп. 14, д. 221, л.
60; ЦГАОР, ф. 8355, on. 1, д. 63, лс71.
313. К.Э. ЦИОЛКОВСКИЙ. Свободное пространство, 1883.
314. К.Э. ЦИОЛКОВСКИЙ. Тяготение как источник мировой энергии. - "Наука и жизнь" № 44-46, 1893.
315. К.Э. ЦИОЛКОВСКИЙ. Грезы о Земле и небе и эффекты всемирного тяготения. 1895.
316. К.Э. ЦИОЛКОВСКИЙ. Вне Земли. 1896.
317. К.Э. ЦИОЛКОВСКИЙ. Исследование мировых пространств реактивными приборами. 1903.
318. К.Э. ЦИОЛКОВСКИЙ. Будущее Земли и человечества. Калуга, 1928.
319. К.Э. ЦИОЛКОВСКИЙ. Избранные труды, ред. Ф.А. Цандер, Л., 1934.
320. К.Э. ЦИОЛКОВСКИЙ. Моя жизнь и работа, М., 1939.
321. К.Э. ЦИОЛКОВСКИЙ. Биология карликов и великанов. - В кн. "Путь к звездам". 1961.
322. К.Э. Ц И ОЛК О В С К И Й. Труды по космонавтике. М., 1967.
323. А. Ч А М Е Й. Экспериментальная оценка кольцевой компоновки сопел с общим центральным телом. Б.М., 1961.
71
324. Н. ЧАРЖЕНКО, К. ХЕНЕССИ. Исследование тормозного действия истечения реактивной струи из носовой
части притупленного тела навстречу сверхзвуковому потоку. Б.М., 1963.
325. Н.Г. ЧЕРНЫШЕВ. Роль русской научно-технической мысли в разработке основ реактивного летания. - Диссерта-
ция, МВТУ, 1949.
326. А.А. ЧУРИЛИН. Исследования по аэродинамике вращающихся неоперенных и оперенных PC. Б.М., 1959.
327. Г. ШЛИХТИНГ. Теория пограничного слоя. И.Л., 1956.
328. Н.А. ШУВАЕВ. Историко-критический анализ развития основ механики переменной массы. - Диссертация. Горь-
кий, 1955.
329. Электромагнитная защита космического корабля. -, 62-156, 1962.
330. Н. SCHULTE. Luftatmende Triebwerke fur Raumfahrzeugtrager und Hyperschall-Flugzeuge, - Luft-gahrttechnik-
Raumfahrttechnik, 7, 1963, Bd. 7, 219-221.
331. Ф. ЭНГЕЛЬС. Диалектика природы. К. МАРКС и Ф. ЭНГЕЛЬС. Соч. т. 20.
332. Ф. ЭНГЕЛЬС. Избранные военные произведения. М., 1956.
333. О.В. ЯКОВЛЕВСКИЙ. Гипотеза об универсальности эжекционных свойств зурбулентных струй газа. Б.М., 1960.
72
РИСУНКИ
(ИЛЛЮСТРАЦИИ, ГРАФИКИ, ТАБЛИЦЫ)
КОСМОС, ПЛАНЕТЫ И ЖИЗНЬ...
Рис. 1
74
Древнейшие формы реактивного движения
в естественной природе
.^3
А
- 5
6
ГЛ..
Скорость Ьвиэкения
/И...
Ш-
П).-
ш..
Скорость струи
|ГЛ£ 13-Хек
/тоЦграгДООДЗ
Рсдкгивхьнл
МОРСКОМ
гребсми*
НЛУТИАУС
(Afadifal)
РСЛКТИГНЫ^
pf
Реактивное
ж трои ом
Аичяккмсте
^электрический
< мАММо^енсгвия
6₽9Жя
световое
давление.
ЯВАКТИВНАЯ
СИСЛТЕМА
КАЛЬМАРА
'М...
реАктивние i.
СПОРЫ
jtyO
I I
т. 7
т... Г;
/И..
%*..
гл..
‘.v т..
^отс^ыиъ.
реактивный
Двигл^теАь
мдеШУИУАТЫХ Ры£
реактивные-силы д
/у t излучакнцихмасс j
Внешняя форам
4сальааара
/ - плавники
2 -/наития
4 - СО/ГАО а ЛД "
S- гоАов4(« г*”)
S - u/vnaAhif^/^
- c/Trag’HAHjATo^Ae
протопали етнь1и
ЭТАП раз вития
Земли.
7ОООлымлет 5500 лмм.лет
570 220 70 О
2 700*-А. 4900м.л. 1200
ЭВОЛЮЦИЯ среды И ЖИЗНИ НА земле (*> АГВологдину/
КАГПАРХЕИ | АРХЕЙ I РАННИЙ ПРОТЕРОЗОЙ синий пале- озой
бактерии
КЖкгерим
млн. лет
Рис. 2
75
Аэродинамические и конструктивные формы первых
пороховых ракет и реактивных устройств.
Рис. 3
76
Аэродинамические формы и компоновки
реактивных снарядов XVII - XIX вв.
I
I
Рис. 4
77
Космическая программа К. Э. Циолковского
1903 - 1933 г.г.
1903 1914 1915 1920 1920 1926 1926
1927 1929 1929 1933
1933
Рис. 5
78
Аэродинамические формы и компоновки
реактивных снарядов 1910 - 1940 гг
в
Высотная
Спиртовая
Ступень
МЕПГЕО-
рдкетл
ДК/ДО*'
ныи.нз/.
%- 1лл
0 о, об**
Р-30Л0
(йроскопичоская
РАКетА Н.В fePA-
еимовА(19М~мил)
2варианта;
_ гироскоп
к
w
350
М<£мгльхВ
Г. ОБЕРТ, 1928
KbpABAB-pAKWE* Г-Оборт. 1928 г.
Со=?2ввт;бе^5т7г Vk-9^k
0б)2/О/и
<ь>я
G-7«r
СУМ
экОж*
^вем>.
г^ум
0ОД$и
РДКетнАЯ БАТАРСЯ
мкымовского
сиЛ
Ъ самоле/froi.
1912г.
воВороЭнлЯ *Г^
ступень
СПИРТ
-рн>о
♦
МНОСОСПГКНХАГАЯ
рдкетА (патент
СШАж1Ю2<53)
Р ГОДДАРД
’ Г. ОБЕРТ.
6**
Я а: л*
РАКЕТА «ГИРА-XV.QА.ЦАНАЕР
1931-1933т.
; Н^т.Ягм; 1=2,2* ;0qw*
P~7O^ri±.-22cw
ВОЗВРДШдеМАЯ РАКЕТА.
РегнстРМРУЮ114АЯ PAfcetn*. -T-i.44Mlir 1Л»Л 1
В.В.РДЗУМОВ-ШТЕРН. ТИЛЛИНГ. ~1930г.
l93Or. -faZjSeS/*; (ХсЦбм.
ЗОЛА-------------------
Герллдния. Первое сгттрлтоссрррное орудие „БеРГПА* 0914).
Рис. 6
79
Аэродинамические формы и компоновки
реактивных снарядов 1910 - 1940 гг
Рис. 7
80
Аэродинамические формы и компоновки
ракет 1931 - 1938 гг
Рис. 8
81
Аэродинамические формы и компоновки
ракет с центральным телом XVII - XIX вв.
Рис. 9
82
Аэродинамические формы и компоновки
ракет с центральным телом XVII - XIX вв.
1676 r.V 73н
/734
Рк-200а*
1849-1867
Ge.4?
Ф.Л.
1819
ШШ
ГТ.
/876
0)00
2-х рюймо&лЬ
русскля
б'оевля
РАКО.ГГГО.
/879' /867гг.
РуАкая
о<беяг«лг**ъ-
кая рсисстА
Х/)(6
<7гасаг«л«*ДО
ръкелгл
®/7.
XfOZSCO
пневморАкертл
ММПомОРЦ£9А
19ОЗт19О6гг
ТМО*г; ± »25сек
Рис. 10
83
Центральные ракеты 10 - 30 гг.
5
Д](Г
Г 6
БОКОвАЯ’
РАкетд
^QtV7T»t, сэвэд.
И «96 1916+1920 гг)
Р»1ОО>а;04л«:&»?4От;
Ссй^Ог; у^вООлл’
кэщиолктвскии
/896; /92Ог.
ценгРАЛьмдя
HSSoAoeaailf
1912г.
псродя идея,
центральной
рдкегпм-
7/903.
£
!>
т
п.н.
ЦЕНТРАЛЬНАЯ РАКЕТА
С ГОРОХОВ./9Н.
I- ВОЗДУХОЗАБОРНИКИ,
2 ^компрессоры,-
3-КЛАПАНЫ;
4.- кдмеры сгорания;
б.-прявод компрессо-
ров
в.-сопла.
ЦЕНТРАЛЬНАЯ РАКЕТА < ЖРД
(<*Ракетный поезЪ Г
КЭ ЦИОЛКОвСКИИ. /929.
поплавок
БОКОВОЙ»
БАК
w
/И
пм
((((IIII.I Wl l ( (JA
OilWlIJMV.LM/bJ
штшжгги li-
tairrtiiifiie.’c.o.d
((IH.IIIIICL.tnWl
тшиш
р1(Н1.шмАЯ
ГЙШМ.иЛД
кишигШ
«((IIUt ।
«ПИ.1,.
центральная ракета
f ЖРА<- тверд, горюч.)
Ф.А.ЦАНДЕР. 1930.
Рис. 11
84
Русские, советские, центральные ракеты 30 гг.
Пороховые цЕнтРАлыыЕ пикеты
для мемеоисследовлнии.
ККРАЗУМСЮ. Лениным»930"-
£=12*} (£= ЗО*п
&т=Юкг; Н=10*м-
РдкегалДЦА-ЮО'с внеш-
ним центямьным телом (^-4)
В.Л.ГДУШКО. 1951 Г.
,„OTA
«ГМРД-Р?*. *933г.
ЖРД(?к.0г+спи'’т); ВМ;
^2.0!м;
RI65
660
Р=8Оп; t=22.v№.; р^Юаш
Пуск 17X11954
( Моучфнмцил patent МАНЮ
-А.Л.Глушхо) ,
Рис. 12
85
Германские, центральные ракеты 30 гг
КЛАПАН
ijtll
02
ф!м
!iC*)
БвНЗИ
«Репульсор!»
Ридель. 19з»г.
Р=Э2кг.
Gx-y/t- 2,$JCr.
П*<Ж !4Vl93tr. H 6Ot
МАЯ
чя
РАГСТА.
Цуккер
1953<
РАКОТА
проект немецкой
центрАлмюи рдкеты
центральная
раксталлл
М. ВАЛЬС 1929г.
С02
J , ув
□«Мимк-Ь фмимМ
Минимдльные ПАКЕТЫ
GAlMpAK”) сМСРД
ЯеБОЛЪ. 49’V-
(n7^>t:eie/iyugpAhf)
23.W ИЗО-V-Aj/nrАС?4
ЦентРАл»
ллодель.
проект
сшцесю&нно оолее
простую конструкцию
йя&9яеп?ся осмее.
цел есоо (Гуамои. х
С/проить необкодилю
только ое-. -*[ J
НА
«Кёгельднве»
Г.ОЁеЙП.
БЫ.
ыллтчя
ГД4А)
ракеша I.
проект
ВинклеРА...
аолеф____
« Мимк-Ш»
НеБЕЛЬ^ИДЕЛЫЗЯ
Gb= 5\€к<-. (гт-^,2л.
Q^-2/\kz Н=7о0л<
Пуск I ИЮЛ4 195» г.
к-8».
т
«ЙепудьсорП».
Ридель. 1951.
|T7fe
t it i
рдкегпА с
<i HACAA^^M»
инж. Корт. 1952
Посеве
Пассажирская РАКвтд.
Проест Некеля 1955г.
Р^750сг. 9?18км.
б/ПЭЛА/Пв/* МЛ Л/AQ)
Рис. 13
86
Американские, центральные ракеты 30 гг.
ЦентрдльНАЯ РДКСПМ
П«к1*^Н>Ч>-ШАШИеРх
1933, J"
Н-8*~
Рис. 14
87
Перспективные, летательные аппараты США и ФРГ,
оснащенные двигателями с центральным телом
(проекты 1970-1980 гг.)
Ът.|8ЖД-.ЧЯт 1съ24ЭКД
Нсг2Ж,Дя.4Иг
(Нг+Ох)
Проект « Ренова »
^"dfH т
03*6,3^
Гиелолму<тея атмосо><4-
НЫИ У1.ТЯГЙ)
I-Hcnr.
Проект 1ст «НексУС»
Проект «Си
(CUJAY
Проект « НепТУН »,ФР Г
СЛГМм ии-т nrfXHItKif. Г ”1
Рис. 15
88
Перспективные, летательные аппараты США и ФРГ,
оснащенные двигателями с центральным телом
(проекты 1970-1980 гг.)
* иЛ;
130
2OOCJ__L_
200 Ш600
М5
100
Inz
з
8
7
5
О 5 ю у
|-S<RAMjeT
2-RAW»ieT
I
г
С
пм
5000
100 Н
[ли]
-РЛ
ЦЕНТРАЛЬНЫЙ А А
(5п=2-Ют; Со=130-350т.-1970г.
Рл.п=4бО(В<=200ат.; е=250) Спупень-оЭиА.
ВозврАщдемАЯ.Осн.пРОБлемы: создание
ц.телом м 7*3 жрана.
центральный «SYNEKJET»
США- 1972 г.
I-диффузор; 2-ЗОСЛОНКЛ- 3-Ж Д;
4-<5мксжмжатм РозО-; S-сопла;
6-внешнее сопло; 7-ввод лорючего;
8-смеситель-9-комп рессор^ю-злдорнш.
Проект «SCRAMJET»
Рис. 16
89
Гипотетические, центральные ракеты - носители
США на стандартных блоках (1970-1990 гг.)
Р ГОЛЛЮ-ХОТ «00-12400 13100-16550 1?400-206<Х> 2.1500-24600
/меньше чем на Активном учлсгпке.
Ндиволее Эффективнь1М,/ю/имем«юлмериклнсхц* инженерову является СОПЛО с
центмльным телом полной длины. Коэффициент полноты использования реактив-
ной силы Л\ь hiakoTo сопла рдвен 99,5Ъ, степень расширения достигает
200 и удел ьн ля тягл в пустоте — 464 ^ггг*. ^озвраи/аел(ая Р/Г
с верглика/цнои посадкой &S-fOpdi yf/е^лше посгпоалсосдпи/ 7елс PfiT.
воыьра.щаел<ая с ъо/эы зонту? ал а мои Twcaotrots.
Рис. 17
90
Рис. 18
91
Космические программы СССР ПИЛОТИРУЕМЫЕ ПОЛЕТЫ
НАИМЕНОВАНИЕ ПРОГРАММЫ ИЛИ СИСТЕМЫ НАЗНАЧЕНИЕ И ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ ПОЛЕТА ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ СИСТЕМ состоя НИЕ РАБОТ ЭТАПЫ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ДО 2000 г. ПРИМЕ- ЧАНИЯ
ВРЕМЯ ПОЛЕТА (суг.) ВЕС (т.) ЭКИПАЖИ СОСТАВ ОБОРУДОВАНИЯ ОРБИТА ИЛИ ТРАЕКТОРИЯ, НАКЛОН PH Os Os Os О > SO г s Os С - оо is os О> OS о оо OS 00 OS еч 00 OS 00 OS Os Os Os
I. Пилотируемые полеты в околоземном пространстве (транспортные полеты)
"ВОСТОК" - первые космические полеты человека. ~10 4,73 1 космонавт, аппаратура, оборудование ГЕОЦЕНТР 181-327 DU |ПШ 1ОГ1 1Г Ч7Т 10^*1 Программа выполнена (6КЮ
’В" I | ш 1 L.
"ВОСХОД" - полеты по околоземной орбите, испытания систем, н.-т. эксперименты ~3 5,32 2-3 космонавта, аппаратура, оборудование ГЕОЦЕНТР 177-312 PH 1 ’В" PH | |13 Х-1964 |гз IV-196' - 18 ц Ш- 965 Программа выполнена (2КК)
"СОЮЗ" - длительные полеты; - маневрирование - сближение и стыковка; - исследования и эксперименты. 3 космонавта; аппаратура; оборудование; САС и др. ГЕОЦЕНТР 201-224 "ВС" Программа выполнена
"СОЮЗ- АПОЛЛОН” - совместные СССР и США космические полеты и эксперименты на орбите. 5-12 13,9 2+3 космонавта ГЕОЦЕНТР ~55° PH 'ВС" "SV" проект CCCP-CII1 “1 п rf VH-1-йг юлет
Транс- портные корабли - доставка и возвращение экипажей и грузов на околоземные орбиты. 5-20 5-15 ГЕОЦЕНТР PH Частично реализова] проекты
иные 1-'Н II | | 1 1 1 a
1 11 11 11 11 11 1
II. Пилотируемые полеты к Луне и в окололунном пространстве (экспедиции)
Косми- ческие лунные корабли - посадка на Луну; - исследование Луны; - картографирование Луны; - исследование больших площадей Луны с помощью мобильных средств; - комплексное исследование Луны с обитаемых баз.-станций; - испытания жилых блоков для экспедиций к Марсу, Венере и др. планетам. 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 м 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 I Содер-жание програм-мы, предпола- гаемое автором
III. Обитаемые Орбитальные станции и базы в околоземном пространстве (космические станции)
"СОЮЗ- СОЮЗ" - отработка стыковки и создание 1- й эксп. ООС 3+3 космонавта, стыковочн. узел, оборудование, аппаратура ГЕОЦЕНТР 200-230 51°40* 141-1969 Программа выполнена
"САЛЮТ" малые ООС - исследование длительного влияния невесомости на работоспособность человека: - испытания оборудования и аппаратуры; - эксперименты; - астронаблюдения; - изучение н и оды Земли 3 космонавта, оборудование, аппаратура части» реали: и прое шо ювана дет I в i по 1-й ООС программа выполнена
Средние ООС (6- 12 чел) - испытания станции и эксперименты; - испытания жилых блоков для экспедиции на Марс и др.планеты предп проек олаг. г 1 1- предпола- гаемое со- держание программы на основе работ К.Э.Циол- ковского
Большие ООС (до 50 чел) - испытания станции и технологические испытания оборудования и производства... — па J E
г п
111
IV. Пилотируемые полеты к Марсу, Венере и др. планетам (экспедиции)
Экспедиция на Марс. - высадка экипажа на планету, исследование природы Марса и условий полета. t+j — 1
Экспедиция к Венере (и Меркурию). - облет Венеры; исследование ее природы (зондами). -J
Рис. 19
92
Перспективные космические программы США ПИЛОТИРУЕМЫЕ ПОЛЕТЫ
НАИМЕНОВАНИЕ ПРОГРАММЫ ИЛИ СИСТЕМЫ НАЗНАЧЕНИЕ И ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ ПОЛЕТА ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ СИСТЕМ СОСТОЯНИЕ РАБОТ В 1972 г. ЭТАПЫ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ДО 1990 г. ОБЩАЯ СТОИМОСТЬ ПРОГРАММЫ И ПРИМЕЧАНИЯ
ВРЕМЯ ПОЛЕТА ВЕСТ СОСТАВ ЭКИПАЖА ОБЪЕМ, ВЕС И СОСТАВ НАУЧНОЙ АППАРАТУРЫ И ОБОРУДОВАНИЯ ОРБИТА ИЛИ ТРАЕКТОРИЯ, НАКЛОН РАКЕТА | 1972| 19731 1974| 1^1 1 197б| 1977| оо О 1979| 1980| ОО О 1982| оо с1984| по 1990 |
I. Пилотируемые полеты на космических кораблях в околоземном пространстве (транспортные полеты)
"АПОЛЛОН" (основной блок) Доставка трех экипажей по 3 чел. На станцию "СКАЙЛЭБ" на 28, 56 и 56 суток (SL-2; SL-3 и SL-4). с 1-V с 20-VII с 30-IX 1973 г. -13,9 -13,9 -13,9 I. Кервин, Конрад, Уейтс. II. Гэрриот, Лаусма, Бин. III. Гибсои, Поуг, Карр. ГЕОЦЕНТР -55° "S-IB" "S-IB" "S-IB" Завершен. 1 Е к IX Входит в программу "Скайлэб-1" 540,5 млн.д. - 1973г.
"АПОЛЛОН-СОЮЗ" (ASTR-Apollo-Soyuz Test Project) Советско-Американский эксперимент по стыковке на орбите: испытания совместных систем, андрогенных стыковочных узлов; отработка техники перехода в кораблях; совместные эксперименты в одном из кораблей. 12 суг. 5 суг. -13,9 2 космонавта на корабле "Союз", 3 космонавта на корабле "Аполлон". Штэт-ный стыковочный узел, сты- ковочный отсек (3 м х 1,5 м; 3,65 куб.м), дополнительное радиооборудование. ГЕОЦЕНТР -55° "S-IB" "Союз" Достигнута договорен -н ость (Хьюстон- Москва) -VII (1 -й полет) -250-300 млн.долл., в т.ч. 37 млн.д. 1973 -100 млн.д. 1974 (150 млн.д. вложено вКК)
fill' н
"АПОЛЛОН-" Отработка отдельных систем. Картиро-вание земной поверхности. Изучение земных ресурсов. Кратковременное посещение законсервированной станции "Скайлэб". 16-30 сут. -13,9 Два или несколько кораблей. ГЕОЦЕНТР -55° 75-150 млнд. на каждый полет (не утверждено)
ш шшш
"Транспортный корабль" - "Земля- орбита-Земля". Демонстрация технического превосходства. Создание маневренного, неуязвимого космического самолета многоразового применения или снабжения станций, для вывода на орбиты, контроля и снятия космических аппаратов с орбит. 7-30 сут. -3000 (I ст) и 90 (Пет) По 2 пилота на I и II ступенях. Вес ПН -29,5 т. Отсек ПН -18,3x4,6 м. ГЕОЦЕНТР 150- 200 км -55° Разработка: 6,5-8,5 млрд.дол. Общие затраты на 7 лет. -11,1-12,4 млрд.д.
-Промежуточный вариант - Штатный вариант - Летный блок Разработка П ступени (с МК-1). Разработка I и II пилотируемых, возвращаемых ступеней. АСТРО-, БИО- и технологические исследования. 6 сут. 4,5-5,5 Два, 6 и 12 космонавтов - - Заключ. контрактов проект |(1-е испе |гориз.по п дтан! лете^ 11-Й! 1 не в 1 запуск 1- летный >бразец экс. I поле ггы (До1973г израсходова-но на ТК-192,5 млн.д, На 1973 г. утверждено-228 млн.д.) (-250 млнщол )
Модификация стартов для ТК - м.Кеннеди - С.Ванденберг Создание посадочной площадки, 200x4000 м., нового оборудования и модификации имеющегося. • проект (начало строит, работ) L -500 млнд.
Транспортный корабль "Орбита-орбита". Многоразовое применение в полетах на геоцентрич. орбитах между ООС, ЛОС и базой на Луне. Отработка ЯРД для непилотируемых и пилотируемых полетов КК (проект ТК с ЯРД ф-Lockheed) ГЕОЦЕНТР (-185 км) ТК "З-о- 3" Обмяла ков-курс пваяуче-пе orrpurrta. Изучаются пробяаш оиздиия. п (программы: зах и I П-Ш 650-750 млнд.
т.ч. 69 млн.д. 1973 г) (США)
(с участием Европы)
Транспортные ко-рабли ELDO-NASA "Орбита- орбита". - "12 т" (EST) - "RTS-20" (CEZAR) - "RTS-20-20" (CEZAR) - "RTS-20-20-TM" (CEZAR) Перевод грузов с одной геоцентри-ческой орбиты на другую и на тра-ектории полета к Луне и планетам. базируется на Земле. базируется на Земле и на орбите. базируется на орбите. ГЕОЦЕНТР Заключение новых контрактов 4483 млн.д. (до середины 1972г. расходы 25 организаций США и Западной Европы составили 5 млн.д.)
12 ПН 1-3,6 т. 622 полета. Проект
-23 ПН1-9т. 362 полета. - - Проект
-46 ПН 3-14 т. 362 полета. - - Проект
-46 ПН 2-23 т. 362 полета. Проект
П. Пилотируемые полеты на космических кораблях к Луне и в окололунном пространстве (экспедиционные полеты)
"Алоллон-XVH" Экспедиция на Луну (Район "Тавр-Литтров") 13 суг. -47 Сернан, Эванс, Шматт. Комплект приборов типа ALSER (-125 кг) и SIM (-424 кг), ИСЛ - 41,3 кг. ГЕОЦЕНТР "S-V" Завершение 1 программы | 7X1 1972
"Аполлон-ХУПГ Экспедиц. на Луну (не утверждена) 13 суг. -47 - - "S-V" - - ш 412 млн.д. (неугв.)
"Аполлон~на ОИСЛ" Полет по полярной лунной орбите, глобальной картирование Луны. 9 суг. -47 3 чел. Панорамная,топограф, и звездн. камеры; спектро-метры; лазер-высотомер; MRSE, ALEMED, SIM. Г.Ц. ОИСЛ. полярн. "S-V" Проект 190 млн.д. (не угвержд.)
КК В.ф.Брауна Экспедиция на Луну. Исследование Больших площадей с помощью мобильных средств. -30 суг. Экипаж - Луноходы - ГЕОЦЕНТР (Г.Ц.) "S-V" и ТК Проект шшшшшш После создания ТК (не угвержд.)
Полет на астероид Торо, (второй, резонансный, спутник Земли) Посадка на астероид или стоянка у него. Исследование происхождения Солнечной системы (у Земли). ГЕОЦЕНТР "S-V" и ТК Проект шшшш (не утверждено)
Рис. 20(1)
Ш. Обитаемые Орбитальные станции и баш в околоземном пространстве (космические станции)
"Скайлэб-]" (SL-1,SL- 2,SL-3,SL-4) Иссл. адаптации и реадаптации че- ловека при длительном воздейст-вии невесомости. Обработка борт, систем. Технические и научн. Экс-перименты. Разведка природных ресурсов, картирование Земли. 140 сут. -97,1 (36 х 6,6 м) V=418 куб. м. Экипажи: 1. на 28 сут. (Кер-вив, Конрад, Уейтс), IJ. на 56 сут. (Герриот, Лаусма, Бии), 111. на 56 суг.(Гибсон, Поуг, Карр). Комплект астровом. Приборов, зонды, технкчес-кое и научное оборудование (до -4000 кг.). ГЕОЦЕНТР (500 км) -55° "S-V" "S- Ш" (AS-206, AS-207, AS- 208) Завершение программы ' 2358,5 млн.д. (вт.ч. 540,5 млн.д. на 1973 г.)
"Скайлэб-2" Наблюдение Солнца в телескопы. Изучение природы Земли. Медико- биологические исследования и опыты с искусств, силой тяжести. 180 сут. -97 2 экипажа, на 90 суток каждый. Астро- и теле-приборы, техн. Аппаратура и технологическое оборудование. Проект |ЩнГ7 600-700 млн.д. (в т.ч. 100 млнд. на новые приборы) (не утверждено)
"Скайлинк" ("Союз"+ "Скайлэб") Межгосударственный обмен опытом - сотрудничество в освоении космоса. Отработка стык, узлов, аппаратуры и оборудования. 2 экипажа по 3 чел. "S-V" "Союз" Проект । шшшшш (не утверждено)
"Аполлон-Салют" Совместные исследования и технолог, опыты в орб. станции и в космосе. Изучение совместимости при длит, работе станции. 12-30 сут. 14; 24 2 экипажа по 3 чел. Г.Ц. (500 км) "S-V" Проект ] шшшшш Программа заменена на ASTR ("Аполлон "- "Союз").
Долговременная орбитальная обитаемая станция ДООС. Длительные исследования (техника, наука, производство: литье шаровых и сложных форм, пенометаллы, монокристаллы, пленки, вакцины, медикаменты; изучение микроорганизмов и растений). Решение технических задач по подготовке экспедиций на Марс. -10 лет. 110-115 Экипаж 6-12 чел. Сборка на орбите из блоков с аппаратурой (техничес-кой и научной), с обору- дованием и приборами (например; IMBLMS - для мед.биол.иссл. и помощи в косм.условиях) Г.Ц. (400-500 км) -55° ТК Проект: -6 блоков - 9 блоков -17 блоков ш прогр. I вариант промежут. шшш 3-10 млрд.дол. (не утверждено)
max I П-Ш 1 и i шш
шшшшш 1 “IS
Пилотируемый орбитальный блок- RAM. Иссл.космич.навигации и связи в сочетании с SL-1 до 1 года - с ТК до 1 недели. Полет на низких орбитах до 1 нед. медико-биолог. иссл. и иссл. ИСТ. ДО ~ 1 года 10 (18x4 м) Экипаж 6-12 чел. Приборы для наблюдения Земли и звезд. Мед. биолог, и промышл.- технологическое оборудование. Г.Ц. ТК Завершение поисковых ра-бот. Разработ-ка прототипов 1 [-начало использов. 75-300 тыед. (не утверждено)
шшшшш]
Обитаемая станция на селеноцентричес-кой орбите - ЛООС. Изучение Луны и окололунного пространства. Экспедиции на Луну на кораблях-буксирах. 6-12 м- цев 55-80 Экипаж 6-12 чел. Аппара-тура для зондирования Луны. Астроприборы и комплекты приборов типа SIM. (-5000-10000 кг.) Г.Ц. и С.Ц. "S-V" ТК Поисковые работы. Контракты на иссл. проблем создания nporpmax. I П-Ш 2-5 млрддол. (не утверждено)
Обитаемая станция на Луне - ЛОС. (ВЛС, ПЛБ, ЛБ) Изучение Луны и возможностей создания постоянных станций и космодромов на Луне. 0,5-10 лет >30->50 Экипаж 3-12 чел. Приборы типа SIM, ALSER. Техническое, технологическое и научно- прикладное оборуд. (-500-5000 кг.) Г.Ц. "S-V" ТК Разработка прототипов П] рогр: max. I I П-Ш (не утверждено)
Обитаемая орбиталь- ная база-станция ООБС на 50 чел. Длительные исследования околоземного пространства и ресурсов Земли. Технологические и производственные опыты. >10 лет 250-400 Экипаж 50 чел. Научно-техни- ческое и производст -венное оборудование, измерительная аппаратура и приборы. Г.Ц. (500 км) "S-V" ТК Поисковые работы. пр югрт пах., П-Ш - (не утверждено)
Обитаемая орбитальная база-станция ООБС на 100 чел. Длительные научно-технические исследо- вания и отладка космического опытного производства. Участие в подготовке экспедиции и кораблей к полету на Марс. >10 лет 250-400 Экипаж 100 чел. Научно- техническое и промыш-ленное оборудование, измерительные приборы и аппаратура. Г.Ц. "S-V" ТК Поисковые работы. 1 (не утверждено)
IV. Пилотируемые полеты на космических кораблях к планетам Марс и Вейера (экспедиции к планетам)
Экспедиция на Марс. Выездка экипажа на Марс. Исследование природы Марса и условий межпланетных полетов. 400-450 сут. -750 Экипаж 7-70 чел. Приборы, оборудование до -900 кг. Зонды, марсоходы, ИСМ. ГЕЛИОЦЕНТР. Орбита ИСМ. "S-V" РБсЯРД Разработка прототипов 2 1 и * 1'1 г 40-50 млрд.д. (не утверждено)
• "Викинг" (Автомат) Исследование Марса с орбиты ИСМ. 3,61 Орб.блок - 2270 кг. Посадочный блок с лоб .экраном -1019 кг. - - "Титан-ШД" Констр. разр- ка п |с марсо- ходом 750-830 млн.д.
• "Марсоход" Иссл. поверхности Марса. 0,526
• "АС с Марсоход" Доставка марсианских пород на Землю.
Экспедиция к Венере Исследование природы Венеры экипажем с облетной траектории с помощью зондов и венероходов. 400-450 сут. -750 Экипаж 7-70 чел. Приборы, оборудование до -900 кг. Зонды, марсоходы, ИСМ. ГЕЛИОЦЕНТР. Орбита ИСМ. Типа S-V РБсЯРД Разработка прототипов 2 1 1 j max ! (не утверждено)
• "Планетари- эксплорер" Иссл. Венеры с пролетной траектории. 3,85 По 4 зонда на АС. - - 1 1 LS L 25-33 млнд. на 1 КА
• "MVM-73" Иссл. Венеры и Меркурия с пролет, траект. 0,5 5700 фото Венеры; 2740- М ер курия j ш
* Являются первыми прототипами пилотируемых кораблей.
Рис. 20(2)
Рис.21
95
План-карта для исследования аэрогазодинамических
схем и конструктивно-компоновочных форм
пилотируемых летательных аппаратов США
(1950-1970гг.)
Е
Е
*
0=
V,-
Сг
0
|ЗП1
£= 5.79м.
0;2,25М-
«=2,7*..
0=1,6 м
V-1,56м3
G=1,36т
еэлеп-АУ G»=8Q*r
С?
С/
АТМ.Я8%Ог*г%Мг.
Р-0,3^0,39 х
Д»АГ.»АПА<0,= 3,9п
\л 6,21м3
G.=s,6r
G,-0.'"T
е^х4в
0»Д9м
С=2в,9т.
СгИЛт.
tJOjM.
0=59м
V,’
ал.
W
1962... Ю73
« Sky^ciS >
V“2,26m?
Ge= 3.76т
V»
G=AP»r.
е=9,вм
v-vftsV
С=Ч47т.
Стж2«6^т.
fxr 3.76м.
0- 429
Т.^З^АС.
1
х<
з<
М
£
ft
0
(ИГ):
Vr
&
0
Р=
-SIM
— VWU.RIRB4 >
Ст’^О;
®
t^ftXkex
aY<I,F?«k.
R45kr
г J
950..i96i-i962l|... ig&HgGtihe&jg&g-
«Метсипу» 4 Gemini» « Apotto»
Ашм. Qe- р~О,54
ееисмюлф
^AlSEP
V-
©.•юл
Ст-Я1»т
t»S^l
а«4л*
* («и;
iSSSTlBtiiriSj!?
« Apoffo »
- I'X^>"<A**WAn’
Рис.22
96
Исследования. Предмет, цеди, средства и методы
I. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ.
Q Предмет исследовании - споем
Производспг&Л (эскиз-проекпт-
констрхкния-технология "г.*.)
f орокзвоонгпелжь/^ силы я
I лщзивводстпвенньге отнонгения.
СРЕДСТВА Лроиз-
ВРДСГЛВД — соло
К^ттностгть "РСД -
но то в грхла и
среАснтв труд А
@ Цели, исследовании :
~ Bb/язление связей (внешни* и
Внутренних взлимо связей) для
ООоСНоБОНЫЯ ЗАКОНОВ РАзВИ/ПИр*
^МуЧВНИБ РАЗВИТИЯ (САМСр^З-
ВИТТГИЯ, КАК ОСН- СВ -ВА МАТГТерИИ)
® Законы и категории.
з^чеммя о всеобщих связях и
РАЗВИНТИМ (ллылериалиептыче-
скоса оыаяекгпыки) •
— ЗАКОН ЕД ИНСтВА и БОРЬБЫ ПР<ПМ
воположмостей. г
-"ЗАКОН перехода КОАИчесгпвенмыд
изменении в КАчесгпвенные..
«" ЗАКОН ОГПРИЦАНИЯ ОТПРИЦАНИЯ.
• Одннш/ное и осГшее.
• /тричина и
• сЪоержоние и О>орма .
• cycjuf'^ocrrrt» и явгготтые..
• неоБЛООилсосетгв и слууянностз
• возможность мренс7ви7елвность.
~14СЛ1ОУНИБСЯ Лттр^ t орудия
труд.*), ДВИЖУЩИЕ СТНЛЪК
(Внеи'нве и &ниг/>*ниие)М
ТГРпеЧИЗ№7 ^АЗВИЛГИЯ^
—Лолигтт чес кие, экономичес-
кие и технические прогрАнны.
(ЯВОГРАЖАЛЫ КПСС,
КЪсЖИЧесвОАЯ ПРОГРАММА
э. г^иолконского,
Космические льограаоиы СССР
США,ФРГ е0. 7
И. ТЕХНОЛОГИЯ ИССЛЕ- Ч
ДОВАНИЙ. ЭХАЛВ1,С!ГЕПВа>\
левизны, эф<рЕ^ивность(
и прогрессивность.
|.Опм€Ание отдельных фактов
( пгт новизныJ.
г.ИсслсдовАние взАИлкхвязеаГ
Разрако*лка хАасеиа^икгАчим/
(гготтоИ}Пет.
ЕАЭТАЮЛИСА СПОСОБА. АЛГОРИТМА
Устройств а. г ’И
(Выявление нризнАК* 0I
Разработка ЧАстнои проБлемы]
чдегпкои теории. J А
(опн^гагине нониретиои форвиз f
5. РАЗРАБОтКА А1НОГОПЛ АНОВОМ
ЗА кономорности. теоретиуе-
ского ЗАКОНА.
- Эффективно сита -относитель-
ный э<р<рек/77 нд/трииер, ил
вложенный рукль, яри вяеу/ениц
'юлого л $=с + Е К;
_ЛА С-экспл- злптрдты;
<? Е-ИОрМД ПрИБЬИИ;
О К- ДГАПИГП. ЗА игр АТЫ;
s - оы^естз.сеБегтоим.
—Прогрессивноепгь - срок с
мо/ыенгпа появления 'новой'
технической и оси до момент#
ее морального износа .
0-^1 ^"«fc
Б ~ ТАБЛИЧНЫЙ
к'О^ффМЦМвИТ
Выборочный метод
(ВЫБОРОЧНАЯ СОВОКУПНОСТЬ
4 0^^O^Z7fZ*0 V/t/V7*AA/> поме —
ПОЛИГОН
рдсоределения
- злклчрдс'треТклснне
CAVyAifHO НАБАН>а*СА<ЫК
вслкчвв (4^*04301 а МД
к появления).
/границы КЛАССОВ
НОРД. ЗАКОН
А. 1?Аспредрление переменны*
ПО КЛОССАМ-
5. ВьнцсАснне Корелдлцион
Него отношения г
Поел ЕД 06 а стельность
оFPAСОПТКИ ДАННЫХ
оля нАхаясуення корлвил-
ЦМОином зАвисимоспги'.
±.Сеаплмение паан-карпты^
(слвны-эскизлу исслероЛАНИК
(^остаточкост-ь. с/п*в*д6косга;
. НеТАОИСИА^ОСГЛ Ч САУУАК^ОСП
ООГЛОрА/ Гр У/Г ГТ К/> а 0***4 *о сущ
^оггтт* лреуесеов и Ър) •
Разработка и занол некие
ЯГАБШЦЫ ЭАёАЮНПГОВ.
3. Определение К- числа клас-
сов и массового г/ролгенсут~
ГИСТОГРАММА /V (3~Юк.л.} ЛофОрНУЛаМ.
6. Определение ошибки корел-
ляоионного отношения
Определение отношение
<П *ервЛ*мырь
' С3
еггг
Дшиикмруюсдин
«Актор иуие-
йяемся:
лк
8Л&
(«-*}*
+е/Г'
X
Зам** Жозул»
РДкносп*
И VPh - воуиожмо .
1 ЛО
I S. Сосепа Пленыс ура£-
J Пенил c&jyn
изучение обработан
ньта данных.
Рис.23
97
Г. ГанЬсвиндт
1881-1927
N= gPylln|ik- 8V,-8V,T
G° 6,7Д%
Ж. Верн,
зер
>3
929 1933 1934 1935193619371938
1881
1903
1916
M.t алье
(1 '30)
и
алъ на я
Р< л< iH< e
Консп ант
'81Ъ-\ 849
К
'.Свиц
25
Ф.А. Цандер
ежпланетна я
Ф.А.Цгндер
19А4
гжплаъ етный
корабль
Ф. Улинск
Ко :мичес :ий к
В.П
(1
'Малкове кий
(115 г -1935 >
“Вн? Зеллеv
Hi
Кос. шческие
рикетнь >.е поез 1а
(1929)
>, Ц Волков гкий
( 8^7-193
‘Ис&л* давание кц
пр Ширана вв
хим прибор
903)
веский
К. ЭШиол^фвский
( 857-1935) -
Наиб ыыиа* скоро:
ра сеты** 1934
(зека грилья ракещ
(зека Ърилья
бль
луш*
0-193\
.А.Ца
Ю.ВЛ'ондр
[“1ем, кп го будет читать,
чтоб м строить" ]
« воевав ие межпланег тых
проепц анств\"(192^)
ll6i Л'ЧиЧ
1 81)
Рис.24 (1)
98
X=gPwlngK-SVArSVM
Рис.24 (2)
99
5,52%
I ...1 Г" Г
19,4%
V=gPyfllimK-5V-8ViT
0,000427
74.8
Hi 19,6
II 19,6
_ 0/047 0,083 0,19 0,429 0,418 ги 0,795 0,78
_ И 1,11 III 0,305 IV 0Д5 1 98,3 1 99 II 3,78 II 3,92 II 8,15| II 9,86 II1 23 ~.И|Ц55 1У.0,19$ . .
| I 95,5 I 95,3 I 91,5^ II 23,6
।
1 1 89
•г 1
и / л л 1 1 76
Ns 480 КМ| I 74,2
1 280 279
54,4
25^
/ 950Л 252
29,5
10,2
75*
«Атлас Змба»
954
955
Стар» «Тор Аджана» «Атлас»
1958 1959 1960
17,15%
25,4
Рис.24 (3)
100
в
«МЕРКУРИЙ»
1961 -1963
VK=gPynlnMK-5V-5ViT
«ДЖЕМИНИ»
1964 - 1965
TRACTOR
ROCKET 1964(проект)
General Elektric К
«АППОЛ ОН»
1968 - 1972
^СКАЙЛЕБ^
1973
Рис.24 (4)
101
Х.Ноордунг.
ООС.1929
Рис.25
102
Рис.26
103
Рис.27
104
САС
С
И КМ.
S-IC
1-ДВЕ СТУПЕНИ; 2-ЭЛИПТ. ОРБ.;
3-ТРИ СТУПЕНИ; 4-КРУГ. ОРБ.;
5-ПРЯМОЙ ВЫХОД НА КРУГ. ОРБ.
ЖРД J-2
РОЧ=Ю4
Ру=430
Т=500
ЖРД J-2
Р02=5*Ю4
Ру=430
Т=400
СЛУЖЕБНЫЙ
ОТСЕК
Gco=22,7-22,8
' hco=4
0СО=3,91
h2=42,5
0™=13
0б„=1О,1
.<САТУРН-У»
*’** • j
100 J
90
80
70
60
50
40
30
20
10
0 0,2 0,4 0,6 0,8 1
ОТСЕК ЭКИПАЖА
Go=5,47-5,5
ho=3,43
0o3=3,92
10)
90
80
60
40
20
° _rF
185 1850 ^18500
S-IVB
h=17,8
0O=6,61
G„=117,25
G_=1,8
GMex =12,75
G =9,5
104,5
«АТЛАС»
GH=2,7
Go=125,5
GT=112
h01=29,9
0^=3,05
СТАРТОВЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
Р0=2*74,8; Т=145(сброс)
120
90
60
301
о тгтг....1 ю,8
Q КМ./СЕК.
Т
2160
1620
1080
540
0/300 500 700 900
-0,4 0 0,4
1,2
0,8
S-ll 04
h2=25 °‘1'2
02 бак= 1 0 , 1
G02=458,7
02nepex=3,4
G2cVX=42,7
02^=37,6
G2t=416
GO1=2145
G, =2010
Glcy=135
G1TO=127
бгпер^З^
ЖРД=Б-1
O2+RP-1
О/Г=2,38
P01 =5*680
PH=5*775
T=150
Рис.28
105
Аэрогазодинамические резервы. Сопротивление атмосферы и
форма аппарата. Динамика полёта и устойчивость.
I Аэродинамическое солрогливле!
1,5 ^рмчсепты с экрл и p^mm
Потери скорости на С* •
S)J>cp - потери. К /меньше при старте
4) t ак.уч. - при потери скорости
Рис.29
ие. Х-Ся«л<-4р\е
(роьрлАса илЦ) О '
» Л то» . указыВттма. гремлрфстЛ)
' $м Ллъших ыуЪтинеюшх л.а.
2) Va - цкашвоет наОЪхыиие поге-
у “к Jpu cKopoemHbjx мнет.
• а ьросягаяю лИн cv стльтолон ракеты.
। w»V о
Ле«риъш'мпуас С 3
106
Аэродинамические резервы ракетно-космических систем.
Силы стабилизации и устойчивости.
Гдзовые
рули.
(х.эцмсл-
'«эвсгмй,
1903)
АэродинАмические
РУЛИ (~XVH +ХХ9л)
Проект НИКиБАдтм
^Летдпклькмм лпммт
txviie)
HG
проект проект
₽А«^ -МИРМС’
гж*ит‘н гж
проект КА.
[.Гансвиндт
•887-l9Z7rr.
М.ВАЛье, Ю.&Кодмтюг
-И930г ~19эо7-
ВЛ Глушко
- »93fr-
Гравигпационная
СГЛАВИАИЗАНИЯ
(£ И П о* ь)
СтдтмчЕсгдя неустойчивость
рлкеты из-за толкАющего
ХАРАктерА силы тяги
ДВИГАННАЯ.
Два крайних
ПОЛОЖЕНИЯ ОСИ
РАкегль» При mjthf-
ных ксиелдниях
кор ЛУГА
тон)
«Проблема угловой стабилизации сложна осоту ел/ уже тготожу, vmo
сила тяги реактивного двигателя не тянжцая а. толкоиощая. *•
(Jf. . Ышлинекш £
Рис.30
107
Внешние формы и покровные реактивные придатки в живой
природе.
Рис.31
108
Структура покровных реактивных придатков
скоростных рыб.
C/L -передний край;
Опорныел/кчи;
бершинад
С, - q>e стоны;
ос^оо^ - гребни;
Сг Cld^-3OSIHUH край;
OC;Of-база/ипые лучи;
ОС-ОсК-аликомные лучц
z -ребра. склеритов;
Ь-е6 - годичные колырд
С£ Л£-ОЛи*(МЬНЫерАзмАх
О Ю 2Q 30 40 30 60 70 80 90 ЮО г
Олина карпусл Ll *>"*4
Зависимость эдзмеррв чешуи от величины
«ГОрПУСА рмгм
Характеристический коэффициент сопротивления:, f ]
Рис.32
109
Форма покровных реактивных придатков некоторых видов
рыб.
Рис.33
ПО
Внешние демпфирующие покровные ткани скоростных рыб.
ные
- эпидермис
клетка
эпидермиса
столбчатая
ткань
слизистыи покров
круглые клетки
0,020
qois
шаровидный элемент и его
детор мации.
столбчатая
ткань
8„.с.
калбовидныи
элемент
г ’• ’Г\ ОГУ~ эпидермис
dU'O.U.o-°4
—столбчатая
ткань
(боков&е %
покровы1
О,W5
Жилеточные оболочкиЗ&па, гаебсаЪаъ
у многих групп позвоночных
животных (рептилии, тпицн
лллекопилтнщи*) являются прожвориьмии
Фолликулярных клеток. (Р7ак, например
внешние покровы дельринов микро суб~-
чатые и гасят калеваикл в п.е, и
Kofu/па^ию.) [ХКфедяедскии. Ткуды ЦДГИ,1938г.
ВВ.Шхлеикин. Филикд моря, 4956 ]
О,(МО
О 0,2 0,4 0,6 Ц& 4 х
развитие пограничного Т /
слоя на теле скоросгньм рык
Рис.34
111
Ре&ктпвпые механизмы и специальные формы тел для
движения.
I
Рис.35
НИНШН:
iiWi пинг:
Mnnifllkj
ОСНОВНАЯ
ВИВРЧрУЮ-
вмятина
Акустические Резонлторы
и фильтры-
------Э^Л/со
«АвТОНДМ^Линдеил,
/ДО#л 2- гнГ
Над впасть.
Предкрылки
А.иГБомыре8а_,
/9S3 (МАк)
Реактивные
ДОПАСШИ. Y96tf.
z
Продмьна-
-ажовля
ыиошаима
QOfa.
-i Ф6О |—
MU'tf IfHU*
wimn тит
Виды ПЕРФОРАЦИИ съемок.
ГХ-АРаХЛААГПУДИН. ОЛпгканче
u проницаемого те, Л!ГУ. W0Q
«Волновой»
движитель
П.В.МитурмчА
192|-1р5Огг.
«Войновой»
ПРОфИМ» TWA
('П.В.ЛЙтур*'».
193Ог)
Образованью
ромбовидной
поверхности
в потоке.
M’QS+O,9
[Э-Ц.Григолюк.
Иссл. панели
¥ ПЫП6К9 ГАЗА ЮЮХ
112
Аэродинамические резервы. Срывные явления на
соплах, резких сопряжениях («изломах») и донных частях
конструкции ракет.
Срывные процессы,
приводящие к колебаниям объемов
донной овлдсти овтекдния рдкет.
ДеипфировАние срывов
сшруй при помощи тороидмьных
НАКЛАДНЫХ колец »/Q
Длвления нА поверхности
тел a п конус-цилиндр" ъмкыл
Для использования внешнего
длвления в кАчестве допол-
НАБеглющего газа.
ни тельного 'довдвкА к тяге.
Рис.36
113
Внешние и аэрогазодинамические резервы двигательных
установок стартовых и маршевых ступеней ракет и
космических аппаратов.
(-программа К.э. Циолковского по основным нАпрдвлениям рдкетно-косми-
ческой техники и науки}
ВНЕШНИЕ РЕЗЕРВЫ. (К -первоначальная скорость аппарата)
I. Разработка и создание сгпаргповыа устройств на плднетАх и в кос-
мическом простРАистве с ислользовАнием внешних ресурсов.
Рис.37
114
I. Первый резерв - энергия струй, выходящих за пределы
сопел внутреннего и внешнего расширения.
(располагаемая и используемая энергия)
1 (полный ЛУ)
.max
Ни^гооо1—
^5; “
1^=0,Т7Г
Рис.38
115
Совершенствование реактивных двигателей и создание
новых эффективных топлив.
Рис.39
116
Характеристики комбинаций и вариантов топливных пар
I М3
200
&
os I GW^IG
x17.
100
о
Оз
ЛеНТАбОйАН
-100
Тпл
НгО2
139
-28,3
-91$
деТАНОД
8 64,4
, ЛЬЩ ГИДРАЗИН
CHjMfe • НИТРЛИРТАН
ОН^оГ'^5-----------------
*1
-ii
Ткмп V‘
-Si,г
78,3 /игтил .спирт
-и!
-Чв*
«ион-
-зоа
Нитро-
WrA>1
1^;7^^б1_о,ыьо,7г j),^_o,7pqgi
‘ТоТДвг уз
I
-200X&
»,(«7,58-1,4»—I^S“V5FV^
Рис.40
117
II. Второй резерв - использование атмосферы в качестве
добавочной массы и окислителя в РД.
1 ЭВОЛЮЦИЯ ПВРД (1907-1980)
м
ЭВОЛЮЦИЯ РПД (1960-1980)
Формл космических аппарапюв
с использованиям внешних
г.
№
чЗДмЬН*ЙШМН РАЗВИТИЕМ
\гМПЭДВУК060ГО ПШД АК.Б.
я явится веско нпфный
»g виглтель с внеш ним
горением.*
МАСС АТМОСфеРЫ.
проект
«Скрэмджет»
ФИРМЫ
Марквдрд
ПРОект ВКС
ФИРМЫ
Р И ПАБЛИК
АВИЭИШН.
проект ВКС
«Ссрэм^н^ет»
экс иермментААЬИАЯ
ДУ. 1064 г.
проект
ЦЕНТРАЛЬНОЙ РАКСТЫ
«SYNEinET»
<973
Рис.41
118
III. Третий резерв - пусковые запасы топлива РН и КА.
ПУСКОВОГО ТОПЛИВА
На увеличение
СКОРОСТИ ПОЛСПТА
ИСПОЛЬЗУЮТСЯ*.
ступенях
^50% Запаса
ПУСКОВОГО ТОПЛИВА
• При гидростлрте могут бъппь исполь-
зованы пусковые запасы топлив*
почти полностью на увеличение
скорости полетл рАкетъ».
о Объединение В4 всех ступеней в единым
влок позволяет использовдт все
ПУСКОВЫЕ ЗАПАСЫ ПОЧТИ ПОЛНОСТЬЮ.
Баллистические резервы.
Программа полегпА белее эдФективнА j
1. При использовании гравитационных
грлдиентов поля плднет и Солнца;
ЛКЪгда производится передАчд импульса
НА постоянном ГрАВИПГАЦИОННОМ Уровне
ВБЛИЗИ центр А тяготения (хлееицменне
потерь на преодоление О)
3 В слУЧАе. если изменение парамсптров
возмущен#** Связанные су пру гос ПН),
• ГХ.Ю.Ишимским ,, JTp^Mbf
и ииекакн ки, •• /96В J
Проведено срдвнеиие ^кдая двух компоновок:
Добычном сгпупенуА/пои схемы, о ДУ мл казн-
уом ступени (G5) и
2, мой ракеты С омбм-
баками9 не имеющем отсекав
и лерещвЬнмков (Q?c).
Расчет во методике Р,ЩАппАЗОЗА ЛОВКОМ '
И &П-М"ШИНА „Беннет***
Дал дальности 1г скорость рлвнА:
VrSW^M^ji^ -
гое :
Для С^550кг.; Ъ=12000кл.
ру^= 300 , рЛ(г 330 ?
получено?
с“=о,8зс:
( de.з мзмемеммА (гг)
Рис.42
119
Области смешивания струй двигателей
с потоком и эжекция струй.
Рис.43
120
Взаимодействие газовых реактивных струй с внешним
воздушным потоком и средой.
гпурвул. n. с.
пульсации
ПРОДОАЬМОИ
НАПРАКАеиие
на и бол ее
интенсивного
ШУАДА
ТУ PF>A€H W1HOC
смешивАНме
ГПУРГУА<НЛТМЫИ сдвиг
полностью рлзвигьил
У поток ✓yodtf'
’ГОЛОВНОЙ СКАЧОК — ИСТОЧНИК
ПУЛЬСАЦИИ ДАВЛЕНИЯ-
краевой тон срезА сопла
140-/80 »<Г
/7Од<Г
L’Lr2otj(^)-K(z-z,) ГХ1
Звуковое давление С«цулл)
редктивных сгпруй.
мд гольшмх
СОПЛАХ *ОТРЫВД HCAAFXIojaAOCto-
вэдимодействие струй сопел
с внешним потоком.
Коэффициент тяги 1Ср для.
Амтердтурл- йзааьхор, ч
Р. Эл1вен.Л№ра»^гль,^Ллрглмик
Jf./Vtax, T.C.CtnaH'roH, С Граниг Р.П ио он^орг,
Лан^рзгрлк^ЪУмн/елор, С.ЛавтАА *9р-' л
ПА.АкнмолН~ИГ^олоЯеА,А.ГллолкЯ1Ло1Ю^.КАннши,
ЮЯ.Ла/'Нпмн,Ю.ННкшр9Г, £Я>Щр/нЬ*о&,
У, в,П. ГрроноА ojp.
УМ-ДОБ-СОЛр
лтягд.
Ур.ДОб. сопр.
ультрН* -
Сопла внешнего
РАСШИРЕНИЕ
Рис.44
121
Основные формы центральных тел и устройств для
внешнего расширения струй РД.
ф/Иногокаллерныи РД
с коническим насадком
взамен здкритическои члои.
Одна из r*f>Au* скем A7ASA 1959,.
£ Л£стаи<а J
.. В ЮбОг. создана:
х/ракета с цент-/
/ РДЛЬНЫМТЕЛОМ^
/{вЛклЛт4’г>->_; i
Я
i
/яялмг -Ялг
Cj/гду
И» ЛЛ<у**Я*
длительности доводки.
(Расчет/a Piatt and Whitney покауали, что/ми^уч
------- ------------должны овяаааяп
2.д»^о)
ц,=ек*х"
X- УИОГО кСПЬИЛНАШ ♦.
jh /уз г^арлмс/^р^
, , сюагтгА/сгики f
т'
^многокамерный двигатель <
с центральным телом. , Яя-
для атмосферных ступеней
ракет ( проект GenetaC
ЕеесЫс.7959г)
ОО О О®
/. СРормл центрального тела для Аэросплик
меукорбхтдльного транс портного кора бая.
с) центральное тело-вставка
В камере ЖРД
(Проект KpcP»ttfyn9,796O)
Уменьшение а*ины п«^«хо^пикл-
Центральным
телом для кольцевого
щелевого сопла
служит корпус PC.
Пот- ФРГ'Кл^/бдй/ю,
FT
V^zszr
вес
ct. ЦентРАльное т*АО
? SSBfKSSWSSZc-m»»
’----1----1
е .Тороидальное цЕятрлльное
тело для внешнего и внут-
реннего расширения струй РД
1125
- • я-^г^^бьН
225
67Т
200 £
в 72 !в 20 4о So UO
Зависимость веса JW от степени
расширения для сопел < центральным
телом. £^й¥г*лввЛ‘сгл/ло./х.иГУЯ/>зе-з/]
Рис.45
122
Выбор формы центрального тела для многокамерных ДУ.
\\
у=тах;
riijMS
профиль центРАЛЬМОго тела
м.в. выбран по контуру струи
(или с помощью расчета)
Ра
n=2Q П=2,5
Ул) МаЗ
центральное
тело
Й.5?ЗЛа
к= /,из
Ма=3,405
Резерв максимальном тяги:
Рис.46
123
Видоизменения формы центрального тела
Теоретические хАРАКтеристики сопел внешнего и внутреннего
РАСШИРСНИЯ.
Схемд течения на ценm ральном теле.
проект,, Аэроспа и к". 1967. "пчгц- нз ^*8От.
Рк=Ю5»Хс/и* (Ог+Нг>г
Проек m & Скорпион»
с нулевым центральным телом.
8КАМ€Р ПО ||,47т*£2т.ТЯГИ.
Является основой для соз-
дания ДУ I-и ступени ДА.
Схемд комического
сотового двигателя
fрадда оа/пара)
Схе/идтмческии РАЗрев
сотового двигАтеля с
ммоэкеством нулевых
центрдльных тел.
рАСпылительНАЯ
головка*
Сотовый KvarKr^AlapmitH»
имеет минимальную высоту.
КАмеры круглые хвлдрАтмые,
треугольные.
VX.MfoA^p.AAtram^b
L каме
124
Зависимость геометрических размеров сопла от Ра/Рк.
125
для полета В вакууме
1. - направляющие насадки, на камере сгорания;
г. - отражатель;
3- теплозащита отражателя.
Рис.49
—дВиеатель установлен для равЬты
8 ammoeqpepe.
Рис.51
Рис. 50
СопмВые уагшристВа и uz работа 'в различных
условиях, а,о, в,г —расширение струи обычного сопла
РИС 52 С п°д*9*™* высоту; д - другие виды сопловых устройств;
126
Преобразование энергии внутренних масс КА в
кинетическую энергию для увеличения удельной тяги ДУ.
Сопло Лаваля и его видоизменения.
СОПЛО
Corfpo ПНУТр./>АСШ.' СОПЛО &f€UiM. расы.
изолятор из
синтетического
КАУЧУКА
восплдмеки-
тель.
ЗАРЯД ПОЛК-
КАРбУтенА
C^OOMi——^
dC^J
1слРп'1уж.
КАМСРД
Снелла импульсного
РДТТ L»ckhe«L
Propulsion 0965)
' сопла для ллгнов^но сгорлн>щих
I топлив
Voxp 100 200 500 400 S00 ТОО 1000
Рк [атм]50 200450 800 GS02V0 $000
о о о о о е
образов дние ред кт йеной
струи кумуляцией£.3
I .
схема ^езсоплового
РДТТ
(1965)
м= [v^LZ
Lv* smt
Рис.53
127
Конструктивно-компоновочные резервы ракет и
космических аппаратов.
Резервы конструкционных мАтперидлов
CMASA СК-37Д,ре1-«,1М/)
1,0
од
0,2
0.4
2-х елейный -
гофри ров{Л<7
гладкая fA9\
_гТо6<моу/йй \Аъ)_
0,6------
дч----
1,0
0,0-----
0,2-------
0.6
|£ —
2.х-СЛОИ И. СОТ. -
ЗАПОЛИ &рилш*
2**сюинос
сотовое
Млолнемме/^^
вдфздьная констругц.^!)
2* сломи - с наружи. —
НАБОРОМ злгрыг ПрОфМАЙрт^
т-соетэдым
ЗАполкеммем(4£/ — -
КОЛЬЦево*,}
шпангоут (At)
(? = Ц6т“»6п^454г
^ПК ' _ _||в
^Опн
-0,12
0,10
-0,08
-Ц06
-0,04
-0,02
-0,0
НАРУЖНЫМ НАБОР
ЗАКРЫТОГО ПГ
Многослойный
2-» саоиныи
0,2 L
0,1
-0,02
о,оч
10,6------
1о,8
0,ОБ
0,0ft
Зависимости между весом, выигрышем в весе полезного груза и стоимостью.
1-ИГ- целесообразные КОНСТРУКЦИИ J JV- НЕЦЕЛЕСООБРАЗНЫЕ.. ( Параметры эта-
MHHW комстру/сции^\л-\-м-ттка ^к<ж«т>.
— г» ' —. VtaaMcip G-^падока г
Ся спюл^ость; дОпн5— алг/гАг^луелА/PAW Лее
Mnovitctf. ЭталонС1,0-\-ор)-конструм/ия мзмомыитнем плнелм спрл-
MovrMSHb/MM стрингеры**.
.Go V«i>=wB<Fz
Q л_____________________
—-iZ!S. |^/^|ftfXarib БОЛЬШЕГО
ЯНИЯ |Ик _
dp
mG-k
о,оз —4
б
5
№
ч
3
L0.0l
2
A5CW
^jrr^OKN^e^gJ
~ ЛЛгм _,л-----------г *»«
____ ДАяХй=С0П51:
djHx= п udWa*
/Их i <T*
, только при JMk=€
. ИЗЛ4енецие Шк для
Увеличения Уид
- требуется иа щу
же величин», что
И dWw
“W^ ‘
Рис.54
128
Конструктивные резервы ракет и космических аппаратов.
«Тандемная» схема компоновки ступеней
«Пакетная» схема компоновки ступеней
ракеты поперечного деления.
ракеты продольного деления.
гп2
ill!
Ъ/ПанЬемная схема
и^т наименьший
момент рькмла, но
Ълн*А ее И СГЛАОто
вых у ст ренет в ома
велики.
Тяжелые переход-
ники и emafHAHja-
лгоры -другой ее ,
Конструкционный
Неу остаток
tn.
т.
С. Элементы комлоно&ки,
КОГОрЫС М-КИСКАНЯСНЫ 4*3
нои схемы, которым
достаточно Ъля
^вьтолнениа прог-
раммны попето»
Ьнеор комлоно&км определяете*
и соображениями по трепной жест -
кости (a 3poxnpvro^rwruj.
компоновка, cl) наиболее жеетка.л
4г прочная ср-еЪи Ърхгих вориак-
то г „пакетно и н схемы*
Рис.55
129
I
Рис.56
ПЛАВАЮЩИЕ ДЕМПФЕРЫ
Sotithwest Research Jnstitute (США)
Рис.58
Рис.57
Декремент затухания в зависимости от глубины
Рис. 59
130
Рис.60
131
Эволюция конструктивно-компоновочных
схем в программе «Skylab» (1964-1973гг.)
Рис.61
132
Рис.62
133
Старт из-под воды
Водные старты и плавучие платформы
Старт из воды
Старт с воды
Рис.63
Конструктивно-компоновочные схемы стартовых и
посадочных устройств (к программе «Skylab»).
135
Выбор схем экспериментальных и методических моделей для
исследования взаимодействия струй ДУ с внешним потоком
на центральном теле.
Авторское свидетельство №27047, 17.ХП.1963. НИИ - 88.
Авторская заявка №592418/25, 17.11.1958. МАИ.
Рис.65
136
Программа экспериментального исследования
взаимодействия с внешней средой струй двигателей
летательных аппаратов, имеющих центральное тело.
Моо* О
схема эксперимента
Экспериментальные и расчетные характеристики
|. Фактический расход:
2. Расчетная тяга:
3. Фактические :
оч»
4 измеренное : Ма^. »
5. График: Р©о=^(А4<»)
9.
_j$2- .C ,Ik
Skj^Px
и ;
(no измеренному G)
у
6-График: X-^^cy” J^RoMoo)’
7. Расчетный расход z Уj
g ФактическоеГРх^ТЕ* -ь ^RoMko, и,
°* Спо /микро вес AM) ° *©о 00 Кео J>WXCO J v^f
9. Донное сопротивление: Зй
3 м*о
IO. Pp„vR3«T ЗСа ; (M^0;S.^)
к
%
. II. График: P=/(GHJMe/Ma„jn);
• 12. Фактическое: >
\Ъ.Я>актичес/сое: /(Рк/М«) J
14. График: Р„„^ J(R ;М„) .
Рис.66
137
Основные данные по методической модели для исследования
аэродинамики центральных летательных аппаратов.
Авторское свидетельство №27047,
17.XII.1963. НИИ-88.
Авторская заявка №592418/25,
17.11.1958. МАИ.
деитрдльнАя рлкегпд ,>ллечг<
Модель ДУ
овтекАгпель ДУ
Рис.67
138
Модели головных частей - обтекателей ДУ
с центральным телом.
Рис.68
139
Экспериментальное исследование моделей головных частей,
имеющих различную форму, фактуру и конструкцию
поверхности.
Рис.70
Рис.71
Рис.72
140
Рис.73
141
Рис.74
142
Экспериментальное исследование модели с центральным
телом при различных числах М и Рк.
Рис.75
143
Рис.76
Рис.77
145
ЫцКт?
M<fO
Рис. 78
146
Рис.79
Рис.80
Рис. 81
Рис. 82
147
Рис. 83
Рис. 84
Рис. 85
Рис. 86
148
Зависимость Сп Сд от £для модели с цилиндрическим
центральным телом при Моо = 2,515; Роо/Ра= 0,072
(модельные РД-8сопл, Ма=2,89).
Зависимость Сп Сд от Рк для модели с цилиндрическим
центральным телом при Моо =2,515; 4,0
(модельные РД-8сопл, Ма=2,89).
Рис. 87
Рис. 88
Рис. 89
Рис. 90
149
Рис. 91
Результаты экспериментального исследования методической
модели ракет с цилиндрическим центральным телом.
Аэрогазодинамические характеристики.
Рис. 92
151
Рис.97
152
М«. = 2,515
л' ,/1Г 839
Рис.98
153
Л1<® “4,0
839
2. 1>~4V(4V
1
2 20(2!J)
4. Рг‘О(б)
2. P, = o(6,$)
Рис. 99
154
Рис. 100
155
т<%39
Рис. 101
156
Р^О.528 К-< Л* 928/839
К-1 92%39
Р^-0,0^ К-1 92%з<)
Рис. 102
157
Л/l 94у$ЗО
Рис. 103
158
Jfi. 94^830
< продолжение)
Рис. 104
159
fn родоа нее мне )
Рис. 105
160
Экспериментальное исследование выхода модели с
центральным телом из контейнера (шахты).
Рис. 106
161
Основные геометрические данные модели кольцевой
многосопловой двигательной установки с центральным телом.
I 'ПиР-фХ)р*^>г
So ~ 0,442 см?
П(Л)=£=00И7
Т*=з6о* Т=90°
Л=2,О5
а-юо; сц,=31в
Уа-ЗМЯ0-455
Ра=80 Q0I4MP5
О,58=(1,26Ч315М
9 *
П) Pp^.638^H>o«SR-4,«2P„;
p^lornP, 4бгР„ .
Моо 0.6 1,0 1,5 до 2,5 5,о 4,0
Ра fto 0,245 0,555 0,805 0,925 0,995 1.035 1,095
0,!08S 0,245 0,356 0,408 0,440 0,457 0,483
с/? а?«1 КГ 1.Ъ 2,94 4,27 4,9 5,28 5,47 5,8
р 106,6 108, уу 109,77 110,4 110,78 1Ю,97 111,3
Рис. 107
162
Модель конического центрального тела для многосопловой
двигательной установки - ДУ (346-Д).
ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСШАНОВКИ -ДУ ( 346-Д)
А.с..лА 270V7, .Нйи-М
А.-з.аА592?18/2У, 17у.»958,Л'М/<
Моо 12 1,5 2.0 2.S 3,0 3,5 4,0
С *4. ода ft»2 W (До 0.226 0WI ДО
XgM 61 tys м» М.о 26,2 22.2
М=о S-187-iaw
(М^З; Tj*2€;SX-34;Xj8
Рис. 108
163
Авторское свидетельство №27047
17.XII.1963. НИИ - 88.
Авторская заявка №592418/25
17.11.1958. МАИ.
Рис. 109
164
Авторское свидетельство №27047
17.XII.1963. НИИ - 88.
Авторская заявка №592418/25
17.11.1958. МАИ.
Рис. ПО
165
Авторское свидетельство №27047
17.XII.1963. НИИ - 88.
Авторская заявка №592418/25
17.11.1958. МАИ.
Рис. 111
166
Положение модели в аэрогазодинамических установках.
Модель в У-1
Модель в У-6
Модель в У-3
Рис. 112
167
Рис. 113
168
Экспериментальное исследование взаимодействия струн
модельных двигателей и внешнего потока на стыке передней
части с коническим центральным телом.
( обт era мель;
Рис. 114
169
Экспериментальное исследование модели с многокамерной
ДУ и коническим центральным телом.
Рис. 115
170
171
Рис. 117
172
Экспериментальное исследование центральных тел для
многокамерных ДУ (модели 341Д; 342Д ) [162].
173
Экспериментальное исследование модели с коническим
центральным телом при различных числах Моо.
Рис. 119
174
Экспериментальные исследования взаимодействия струй
двигателей и внешнего потока на моделях корпусов и центральных
тел летательных аппаратов с многокамерными ДУ.
Испытания дренажной модели 346Д.
Распределение давления на поверхности модели при различных цифрах М оо.
р
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ НА ПОВЕРХНОСТИ МОДЕЛИ ПРИ РАЗЛИЧНЫХ ЧИСЛАХ М
А7
<0
О*
Qi
₽2
Q9
0,8
0,7
0,6
QS
0,4
0,5
Q9
Я»
о*
OZ
о/
Р.Т
оу
оу
оу
Г-'-ал
•4А О
0,9
08
0,4
<*.> QS
'<?* Q4
-4*
-04 03
44 0,9
4* 48
42 0,7
«♦л 0Д
ц*- Q4
-<Р цз
-49 42
а* 0,9
-;.Ав
0,7
-М 0,6
-Q7 ОЛ
-0,9 0,4
-44 0,2
Д8
-43 0,7
-4< О„в
-*л
41
03
44
45
4*
чз
-t?4
О
1
0,9
0,8
оз
-г<>
4* <М
г> 03
-V 0,1
во
О
о
50
Ъ "
60
&>
W
W
100
2
IOO
Д0*о
-o,og(
"О.Н32
0,7/4
о, лиг
O.Vfff
0,5 бо
-£,/2Г
0.047
й ;-0;гд
80
4I.W3
-4W
—<Л2
оу U
*л«
•адй
Ъ;Х0
(00
--Ц592
- Oyt9
- -<«у
-0,4^
-
- -ojvr
-i,fa
-0,149
-0,401
0,914
О
80
ио
ьо
юо
'Изо
- .-|,«бг
- -1,941
- о,яб
0,043
- --O.26I
- -о,$6г
- -0,34?
- “М?0
--И70
- -|,W
- --2.0&)
-Ч,МИ>
Н>.Я«
- -о,34ч
> - -OJOZ
-
- .'136
- -2,sr
Я- ‘5^
200 250 300 3S0 400 450
дмна
!б
4 3 1
/о
Рис. 120
175
Экспериментальные исследования взаимодействия струй
двигателей и внешнего потока на моделях центральных тел
летательных аппаратов с многокамерными ДУ.
Испытания дренажной модели 346Д.
Влияние формы головной части на распределение давления
на центральном теле.
Рис. 121
176
LLA
зп эи<1
о
£ п% t «ЕР/ / 4 1 1ГЛ 4 >»ВР* • r> 1 | -ИГ— f J9/4> *€>» fi? ЖГ7 •®7‘ 9 ^e~ ;z": > Й7 Ж Л •t г — j
!KS- 1*1 **д —h in ' XA/ZO i vi <1 Л/t»
?у и XX * Г i
г Y 1 1 —У 1 ^Kk if- lst‘0 ,
1 1 на! о/гг 1 1 1
СеУ —и 1 "" 9 1 1 / 1 % 1
1 1 1— Г 1 1 n / — т— ! i
1 1 1 ГЛЬ —
s'i 4 I- — \ / \ / 1 / 9 Г ‘ — I л 1 X ОМ.Г A
1 1 1 F? ff' ’ A -r — *r-~
1 л %'о / 4
1 1 Г
1 1 1 v; 3k£2 Xi ’s;
— 1 1 1 — 1 — 1 1 1 Д ; W--* L*-’’ f 1 J t \eo
1 1 > Г 1 1 r
1 9* 1 1 •
Г 1 1 Ja. i v“7
1 1 • - “ <Х. .WS i\
1 1 1
1 1
apV* 1
1 1 ' j /•}
г 1 SSi£ 4 “L X
1 1@- к I I'l I :Lt_ *21 • •Hsk' i " "(Sr" X X 41
£
9
71
Я
АГ-
it-
ot-
ft-
А
я-
ООО)
ООН
0021
О0£1
00Ы
0051
0091
0041
0091
0061
boo?
0017
рог?
оо£7
оо^г
оо$г
10092
99th в-
0042
>092
0М2
09
lOOOt
М'О- £9
001£
Э9-
оогг
Zi'O- бУ
Оо££
tib и -1
0'0- - jzJ 00S£
M'/- 009£
W'l - /w 0«£
r/’h Lw8£
-y/'/ ' ’ 1 lootf
Стендовые испытания ДУ с центральным телом
на модифицированной ракете типа «Сайдуиндер».
Эксперимент I (отработка камеры с кольцевым, соплом)
ЗАРЯД РДТТ
центральное теио
КАЛЛСМ
р
Г*»7
Скедла установки
R4W
1000 -
1790 (№)
900
800
М^5
Ма~6
— 2S —0,00/89
__—0,0006X3
R^60,0 Яг
<?д
Т °'5
0,2
700
200
t=2,64
600-
500 —
А00
300
100
/ЯВУ
проглр _
корпусе (X)
Сопло:
К-0.177м
Ъи=76мм
G 2,3кг
вл
МГТ:
'длин* - /»9м
во=Л^Л5Г
f^591S(w9
2,63
+Л,
281*
о
Рис. 129
178
Стендовые испытания ДУ с центральным телом
на модифицированной ракете типа «Сайдуиндер».
Эксперимент II (отработка многосопловой камеры).
179
Малая модель для летных испытаний.
Авторское сЬ-Во ~&5 W8,M#A966. А
Рис. 131
180
Летные эксперименты на малых моделях
(А.с. №35048, 12.Х.1966).
Рис. 132
181
Системы аварийного спасения (САС) пилотируемых
космических аппаратов «Меркурий», «Джемини», «Аполлон»,
«Союз».
ВЛААОСГП
обтекатель
основной двигдтель САС
САС „Аполлон
разд ели тель ны и
двигатель
управляющие
двигатели (4 )
двигатель
тангажа
двигатель
^отведения
Обтекатель
САС./Иеркурии
ь Джемини Г
Рис. 133
основной
двигатель
САС
Ф«рт®
САС „ Союз • прошла
успешно большой ЦИКЛ
стендов , и ^летных
испыстгании. Эффект*!?-
нослгь и НАчежносгнб
САС лодтуерЪъмигь.
ЦЕНТРАЛЬНАЯ РАКЕТА
слс «Союз»
182
Аэрогазодинамические формы возвращаемых ступеней ракет
и КА, предназначенных для посадки
на Землю и другие планеты. Введение (общие сведения).
н
[Mf}
орбитальные скорости ВБЛИЗИ Зеллли
спуск при помои
БАМИСШИЧеСКИИ
90
60
зо
0
- орбита.
ИсЗ
Цтах
[кгдлТ
0,9 1,8 17 3,6 45 5/1 в,5 7> 8,1 9,0 9,9 10,6 1
Траектории входа, различных КА в Атмосферу.
2710
271000
27100
0,5
271
27JI
системы I —>
1легмопомо!1|емиЯ|
т
4»
системы
Тп&мойз&Ч&шя
5000
500
50
Шс
т
2,7\ __________________ _______________
Я71Ю* 2JH& 2ДЮ\ (
Скорость нлгрева и суммарный нагрев'
ЙА во время входа в лпуиосферу
е v=7J<^t*0:eKC-*,*A* •лото’9.
Qi
QOI
0,001
at
50 500
. Ояноси«пелы<АЯА’А<хА систем
ОХЛАЖДЕНИЯ, РЛССЧМШАННЫХНА
эффективноепотощеиме тепле..
^2800^%
27Ю
27,1
271
ВозвРАщение на Землю из космоса
Й Zkn Г J
А ф^имлокрнпшя
ССЬ!
ЮОО’
55(Г‘
йа
• ^Поглощенясл_
о^шткеи
с Д-Крмдом.-
МСЗ ।_______
271
4/^ИЗОЛЯ
L ПААНИРУЮЩИе АППАрДГПЫ _
•W^g
5500’-
ЦосЛ
3850» <
33OCR< <
2750*
22ОСГ-
1650*
огрАкмчеяме по
.-гемлерлпре сюжм
>KA₽fiiUI< грдфкг
-ВОЛЬФРАМ
4-Md,Zs
.ф окисли ЛЦ Zs
фТЗЛ,ОЬЛ<АЗЮ<
фстлль/гкгдн
Системы с теплогюгммценаем4г ^^^^^изАУ^нием
------------J . I I . - .1— । ..I ।
QI 0,5 1 5
1О
515’<
205*
ЗО 60
Рис. 134
183
Аэрогазодинамические тормозные устройства
баллистического и планирующего спуска в атмосфере
плАяет(пассивное и активное торможение).
Кг
max
синти.
требуются ноВые ТЗП* м-*ы
Возвращение ’ I *
ire *юиоэ<миптмчлПРАекгпо|нии*1
низкие
ОРБИТЫ
—
Лс
ВЕНЕРЫ
vL/А. "’**«*« АЛЯ I
|/ / / Возвращения
i.' А с Л4АРСД
Д5к%ек_
Аполлон »
16 17 18 19 20^£
«Джемини»
Мер кури____________________________________
5 id п 12 13 Й 15 16 17 18 —
В будущем для решения задач входа в атмосферу пилотируемых космических
кораблей большой интерес предстдвляют аппарапты способные развимгпь
ЭНАЧИтеЛЬНУЮ ПОДЪЕМНУЮСИЛУ в ДИАПАЗОНЕ Улг=(?>в^18»3),0>€ек.
Рис. 135
184
Расчетные данные по струйно - заградительной защите
центральных и конических тел при спуске в атмосфере.
X
4000
СИАЛЬ
400D
3000
3000
200С
2000
1000
|О 20 30 40 504.^0
бО*ои50к*<о^О 20 IO км
гр УпоБЛ.^СестК(^~,Лг>и^мпемл«^/л<ле/>1 Cfryyaw-
IW L зауау utri€A6Kota о^ажуения." JW-
траекнри*.
dej Trnfwu
\ ст аль >
‘С спмювои
здвесои
Х=3н)
''CnwvuHO-jorfia'Bufrj
s । защита.
сохранении жидкой
' пленки охладителя
__________ &=4О1*г.
1000 х=3л*7
800 -+~<zj
600I XiA
4оо-
200
О
6000
5000
4000
3000
2000
н*о
сталь f I /Ц0- I
Юоо
n-IZ.
1-200
ТО-5
4*3
.500
-400
100 10
-300
- IOO
G С
40040
300 30
200 20
f
/
J— струимо-ЗАГРАДИТЕЛЬНАЯ-?АЦ1*ГА+
' + проточное охла^кдение
-----------------
ч 1
^Зснцшц.
4 Ом2-
9,2 A2
3,2m*
О «О 20 30 40 50 Tl , О Ю 20 30 40 50
•’teKj
t IfEbfj
»
Рис. 136
185
Аэрогазодинамические тормозные устройства для спуска в
атмосфере планет. Использование осевых роторов (винт) для
торможения летательных аппаратов. Общие сведения и теория
тангенциальных роторов(эффект Магнуса).
Авторская заявка №642 809/40,31.Х.1959.МАИ
элементы системы i ,
„Рртршют" (дерти)
-лопасти £ слаженном ।
состоянии. \ |
роторы. L □ ПДСадспЕмцидльные ротогы-
- А.с.Л:За»82,»в.ХИЛ$65-
' /W-<88
oV
I.Oceb ые
X^GcS
А* "
^irR?
Zz
Cxrf
стержень
СИНХРОНИЗАТОРА,
етулкл
ШАРНИР
<2
[л.Дэвис 1
галл «спиде /миелг* 194/Л
.ротор < ^ИСКАМИ
50
25
• О
—15,25------------
flyrop .Аполлона
(проект)
ГУ*5
10 —
5 у
T t- 2 JCx
•**Ротор с Дисками
(^^LQco3<f>-T скмь^с.у Cy _______
rav-2nKVe ^ци/>К»^9ЧМ)
6 9 U Р
0,8
0,4
О
^снижения, л</сек
24
18
12
9
НАГРПКА на S
делл «спиде ^оадег
ЭфоектЛиГНУСА и тормозная струя ‘
^cmco^bf точкн олгрым
пОГра.иичн,оп> слоя
РоторНАЯ система
Меркурии »
( проект)
ВэторнАЯ система для’£-4В^оее<)
Рис 137 ^х = ^62^ [БИТИл/ая.19*8]
ЭффекгД .РАНКА
ху»
•Ь (|9»ЧЯ<)
186
Авторская свидетельство №31125,27.VIII.1965.
187
7
2
1
5
Рис. 139
188
Экспериментальное определение величины силы Магнуса
и влияния вращения тела на аэродинамические
характеристики CL, Сх, Су.
Распределение
ддвления по пой?р
хносгпи врлир»ю-
н|сгося циликЬр*.
У>=60’
Q5
° - £=0,26
№ I 0 М
05 10 15 2
Аэродинамика ^ращамяуегосл цилинЪрсь [А.С Бойко и j|>.94,97,H9/2I8J
НТО НИИ >
=о
Рис. 140
189
Теплопередача к вращающимся телам.
Зооо - | । । r i г
-VM5&
2500
2000-
1500
IOOO
500
300
ts
190 сек
и=а.
Ч€ I
R-Q3
Е=Ч>се*
е
*Гб|ё,’5в«
Хт *
Х8
ez-6°4T
е^°^'
Ю9счк
V8
я-т
нй
11=0,3
и-о
А<7
^2,5
НеАращ.
р>=0
Jf8
/=2,Ъ
Hetf«u4
а-а
0
200
300
4™________Е***!
пинеЙньЛ унос теплозАЩ-итыдля вращающегося и неврАЩдющегося алпааыпа
(f окрестностях критическом точеси траекторииJ
КРУГОВАЯ Ч At ГЛОТА
Д/\ ВРАШ,ения <0=2п*У
Коэффициент monAonepedavu
О
С/горос/тм врас^ения V д*я
Г~г—° « 0,01 равна
У^64
.(d - т^млеря/пуро/ро0оЪносгггб >
3/_ /уш/г/ерин 3/0
Опыты Шд/АеВА ПОКАЗАЛИ, что
щегося тела не зависит от числа оборотов в дидпдзоне
ВрАщение оболочки аппарата:
- о5еспечи&№/п &г6Ь при Т-т/5Ааи/^р
—Обеспечивает jucuvao гюсадоч/ппо
смроапь (V^Oj VafatWeAs)
- позволяет прмлиенкп известл/ь/е
Мгггор/ тепяозаи/мПА и
/Ямли/их рйг.
-Сохраняет форму,(йшгоЬарз
неоох6 шому яра&померпохсу
Уатосу инаселт.
- odecnevufae/тт хороигие о^зем-
ные xapaxmeptttwxx нопараса.
сгоростпь ОЛААВЛеНИЯ ВРАЩАЮ-
Рис. 141
190
Рис. 142
191
Эскиз модели тангенциального ротора с крыльчаткой
и схема его установки для испытания.
крылбчатпка
Рис. 143
192
Эскиз модели тангенциального ротора с крылом.
подвод Воздуха
Рис. 144
193
Система несимметричных скачков и вид донных областей
вращающихся цилиндров при поперечном обтекании.
Смещение критическом
точки ВРАЩАЮЩЕГОСЯ
цилиндра:
T=2txIL) и~СлУ1=Язгпч.
Т - pobuvc цилинЪро^;П-W^o of
Рис. 145
194
195
Рис. 147
196
197
Схема одного из вариантов тангенциально - роторного
пилотируемого летательного аппарата.
Авторское свидетельство №32182, 18.XII.1965.[179]
Авторская заявка №642809/40, 31.X.1959. МАИ.
При 'И-45О°$^<ии.
цилиндр ф2м-, при
0,6 и 1,78 АА«<”
К=0,24 »С*=0,3 и
К=0,1
СОотвеггктМенно.
(Ц.ч=47м/се*)
отсек экипажа-, %-вращающаяся оболочка с ТЗЛ-, ъ.- аэродинамические
рули.-, А-подшипник) 5-отВерспггия для обзора; 6-имюл<инап)ор-,7Крь/ло с
отсеком для экипажа или rpudqpof', 8 -яопаспти.
Рис. 149
198
Авторская заявка №467613/38, 3.III.1958. МАИ.
Рис. 151
Рис. 150
199
Модель конического центрального тела
с тормозной стуей в критической области.
2
<рлго,
I. Боковая площаЬь1
$йгТ^=7Г60350
^.Тепловой поток > установке ••
(Мл-5,9; T&SWK;?•%№«* >
3. &КУНДНЫИ RACXQ4 ВОДЯ ДЛЯ
охлаждения Роковой лаввкиости
юо^ЛОбЯГф г.
539^
3
8
9
10
II
а-отверстие для
впрыска воды
В поток;
б- коническАЯ ГОЛОВКА j
/ -~Ц ~ Эалууил/г/
оо £ . л>гхотелыи стержень)
2-державны
~д- подвод водь/.
ИЗОЛЯЦИЯ(картон или ВАТМАк^З/им нл клею)
ХРОМСАЬ-
-длюмелевАЯ
термо пара
пробка /
медь
Рис. 152
4.Скорость струи через отверстие
В вершине конуса:
Д$8*ю^.-ул
1000-1,5
*Aet:
ЛМ(.
5. Площадь отверстия в вершине
конуса:
G- 0,0122. ил Zoo I
У у 24,510°°
&ДиА/иетР отверстия сверши-
не КОНУСА: ____
уггг= О,498жлж;
Принято <1=1^аа».-
Т. Зависимость расхода
от давления в магистрали
подачи воды: ____
C’fVK'0,5IO"-l^5toi««*W
Gr5,75 • I0-3 Уд F}atm) Е^ек]
Кр 1 141 IJ3 2 2,24 2,45 £83 5,00 3,)6
ДР рггм] 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
о |%г 5,73' х|О'5 8,1х <Ю-’ 9,9 »|(Г’ »,47 хКГэ 12,BZ хЮ'5 ИЖ IO'3 15^2 «КГ3 IM- W3 \7,ъ гиг» <10-3
200
Взаимодействие тормозной охлаждающей
струи центрального тела с высокотемпературным
газовым потоком.
ю
о
Рис. 153
Рис. 154
Экспериментальные исследования центрального конического
тела с тормозной охлаждающей струей.
J =635^(1146) 0=Те-Т калориметр
Ма’^90:835 =2,985 (2,17) R.=34^SSe Сс^0>‘
Т<»=Т[|+0,|(2,985)а]=32ва’К Vo* '*'РЛх Y=89V/cm‘
т -т. нУ-гМ& _т?О0М7^_г,,поу. $, ' м
„тп = 1. Jf, jpw* JHw KIC«K ЛЛ Л. Rew= Cav1***? Kirfc4/ a -Oil fyRe
yjl/сек 0,00527 0,00937 2602 26,3 1562 ЭД 24,9 2,1SlQb 78,3-10 8,8 16* 106,5 2,027 7/94
!£> 0,00892 Q0L588 27Я7 44,з Z387 723 36,9 l,4QS 3,3510 ‘ 96ioe 12,2-IO6 260 2,415 7,982
sal 0,0)3182 0,0246 2W 68,2 2167 523 53,9 1,103 ЗГ8ЯО* 131,3 IOC 15/10“* 630 2,799 8,117
й«1 0,0)65 0,0290f 2767 80,5 2.102. iM 61,0 1,02 4,2.|66 16710е 16,810* 1035 3,Ol£ 8,223
Щ1 00165 OzOZ9f 2767 81,7 2087 ЮЛ 61,7 1,005 4,2ГЮ 216-10* 17,2 IO6 1370 3,B85 8,334
u>l 0,016 0,0^ 2767 79,0 2107 f<*3 60 1,025 4,ir-|6e 283I06 16,8-10* 169Г 5,229J" 8,452
Ц0152 0,0271 2767 75,0 2137 Ш 57,8 1,06 4,10-ю* 355Ю€ I6,4IO€ 1984 3,298 8,551
0,01382 0,0246 2767 68,0 iw т 53.9 1.12 3,9Г-ЮЬ 446-10* 15,6 10* 2210 3,344 8,648
й! 0,0И9 Q0265 2W 73,4 2M7 94 57 1,07 4,oSl66 48410 16,310* 2600 3,4i!T 8,685
Й1 О,оиг 0.0IW 2767 55,2 гпл »» 45,7 I# 3,6S|d* 66ZI0S 14,0-io 2A2O 3,384 8,824
Рис. 155
202
Схема экспериментальной установки.
ЦЕНТРАЛЬНОе
коническое тело,
с тормозной струси
Н20:
редуктор
сжбоздух
HIH
Fa=ftt»54d^
Г = 0,//5/0^
КР
диаграмма тер/иооинамического состояния испаряющемся водяной
ПЛЕНКИ И ВОздмХА ДЛЯ СЛУЧАЯ оввгекАиия КОНУСА. .
Рис. 156
203
га
130
120
110
100
90
80
70
60
50
40
30
20
10
О
v
У13
<Х-ЯО°
Я
«
5
2
Осек
-и-я
W
ф
ф
220 230п . /п 2боТ~№0
> 240 2.70
4
экс л *758
Ч2Ш_... ,
f*...
п
»о
19 '
<2>26У
Те ^32О°К
Уо^ЗвЭОУе,
[•С]
70
60
50
40
30
20
10
О
tnG e 0,0085^0,0758
G=o
I
Тст=390*К
(Э^44агпа
7>5000°К
/ИА=6Д
/у
<S и
-в /5
в !2
U
Ю
9
8
10 2030^0506070 80 90 100,,О>20’,О|<|0«УО**0’’‘’iSO* 1 2Ю
график средних темперАТУР
m
ЭКСЛ.\?56
(ancA-CTfyu/
z?
___pMAll
«В®*1
/л
и
ю
!Р
\8
1
\6
|4
-J®2
20 40 60 80 ЮО 120 ЙО 160 180 200 220 240 260 280 X
Рис. 157
204
Экспериментальные исследования центрального конического
тела с тормозной охлаждающей струей.
205
Некоторые формы и конструкции газоструйных
генераторов ВЧ колебаний.
класть пульсации
1И
Моо
г
Гозоструииым
генердгстор
конструкции
Р.Н-Данкова.
А
/о;
>14
е
2
О 2 л 6 8 Ю
%
доо
qwy
ода
0,125= .
О
^>НА Л^/ЬСАЦИИ
» 2 3-
Пульсации на плоском торце с иглои.
Г4 Л*М'*- Ойкание
u с иглой в носовой части ...4960 J
Рис. 159
206
Газоструйные генераторы ВЧ колебании для защиты
центрального тела на атмосферном участке торможения.
Авторская заявка №467613/38,3.111.1958, МАИ.
область нем стой
чивого участка
в которую поме-
щается глмсротор.
неустойчивые учаопки в периоди-
ческой структуре потокд.
осевой (<а) и кольцевой (в)
газоструйные генераторы
на основе излучателя гарпмвоиш.
автора) 9
X = O,65Z(p^!,O23)>
игла
@ = ^+O^(P-°^)Z:
Формулы для рдсчепгл размеров и
мош,носгпи газо струйного ренерагпора
(по 1артллан^) :
Ф X=(t+0,3d) — Ълина ^оань/
(£2. v f У > и 9
j-сжапш* 2- начало 3)равнм 4-СИЛЬНЫ
1азавр*зо расширены нь/вГ
ffo/nope. zaja И екачок о cmpvu в ,
ржкаторе р*мии«о*
явасвеоега-
Рис. 160
207
Модель центрального конического тела с тормозным
газоструйным генератором. Схема и программа эксперимента.
Эксперименты:
I. М<^2,5; Х=6,5лл5
Рпр.т= 22;15;<0;5;0ата.
П.М^2,5; РПр,т=22агпа.
Х^З;4;5;6;8;10;12лмс.
IIL.M '3,0; X=6,54uq
Рпр.^ 22; 15; 10;5; Осипа.
IV. М~ 3,0; Рнр^згапта;
Х~3;4;5;б;8;1О.
Рис. 161
208
Рис. 162
209
Обтекание иглы под углом атаки.
Схема обтекания иглы под углом атаки.
Рис. 163
210
Осуществление радиосвязи с помощью иглы,
защищённой от аэродинамического нагрева.
Уровень сигнала мкв/м
1.- область ударной ионизации,
2.- область сильного аэродинамического возмущения,
3.- области пространственных зарядов, 4,- Антенна.
Увеличение радиопрозрачности ионизированной,
газовой среды при вводе охлаждающей, нейтрализующей,
струи через иглу.
Рис. 164
211
—СПКГАОтКАНк, 2 СЛОН,
—стекловата,
стеклоткАнь, 4 слои\
- сталь 1X18Н9Т
й
'////mw/s
ХАР-КИ УСТАНОВКИ
cLftp /4
da ЕМ 65
Hr &*9 37,6
Тх, [°к] 4500
Ма 5^5.2
PpaS.4.
Ссек] С'Элпсп 105
РЕЗУЛЬТАТЫ ИСПЫГПАНИЯ
Ct) верхняя ПЛАСТИНА. Начало срыва 2СНЗО Л сек.
' паи этом температура стенки 85±ЮО°С;
__ -fOO-я сек.— отключение прикоров.
НИЖНЯЯ ПЛАСТИНА. НАЧАЛО СрыАа 2,5+3*сек.
5^1 5-сек— температура пластины 1ОО~/6ОЛС}
20 ^3"0А сек ^-отключение приворов-
покрытие
Большей члстью
БЫЛО СОР8АНО.
Рис. 165
212
СхеМА П (эксп.в-996)
Рис. 166
213
С XGAAA JH (ЭКСП. В-997)
ХАРАКГПЕРМСТИКИ УСГПАНОВКИ
d*p (AfAtJ /4
da {?*"] 65
Рог 28
7^, [’KJ 4700
Ada 5^5,2
Рр.ч. 0,м+Ч0бг
iO5^^\
резУЛЫПАтпы испыгпания
7О~ЯСО:К^~ НАЧАЛО СРЫВАгюкрьтид
(температура стенеги (TLf=5O+9O*CJ
7Ог9Осек — Ты/ = &О+ го&С.
Рис. 167
214
СХЕМА I
СХЕМА II
Рис. 168
сек/
сек 15
СХЕМА III
Рис. 169
215
•comcetaa.r.9is,i
oesGmt п+ОрЛЦгЯ,»
Т Отсек ПОЛЕЗНОМ НАГРУЗКИ ОМ>)<*М(ННзЭ
/ Высота .... к......- - ж 45 45 45
2 максумаАьньт Ъиамептр м 15 7
3 Полезная нагрузко й .. .пын*- teoewoo
4 G4C........................ ИЗ’М/Г
5.Це*7РААЬМ>/и отсек: все ... *? щ ъ?
-ДЛИНА..ЖГЖГ э5- зу
-диАметри.ж.^б <гб в;Б
B.&AKHMOHU4QCKUe!-pAyMA.'.M — ЯГ -
- жамс. АИАжетр.ж — з;б -
— вес С8шт>т? - зв -
у Пърант.ЗАпас раб. тела т. - 4/о -
8 Неисполы. запас рлб. телл
3 Приборн. Блол: с термост.
ЮоБтекато/м еТЗл.........
//.Запас гелррнок. газоь...
12 С//с/пемь9 наЗМ^ иморсон.Б/Л
13 Узлы плеу^вес консгрукц,..
<ямким ве<--------------
в т.ч. сухой вес <
И отсек баковый
1 высота.............................
Z /Иаксиал. ди«/иетр.....ж 9^/9
3 Елк цеитрдльмым(Фх6,бм) 9^93\9ле1№
4 fittu пе*иферийнме^4&ч)8«г^ * J ЖЛЯТ
3 Гор АКТ. ЗАЛАС PAF- ПТСАА Т. 39» 22603000
6 передоЬмик вержныи ....т । ->
7 Переходникню/смин.....*Ч»»ЬмЛ«ч
В ИеыспоАзз. запас раЗ» тела 'И vpyp3
9. 6КС,УЗЛЫ*не*чт. вес...Tj J J
Отций весагсеКАТуйЧ^ТЛ^гЗЛ^
ЫП.Ч.СУХОМ в«с^...»!/ЛГ>ЛЖГЛИ5
Ш.ОФСЕКДБИГАТСЛЬНЫИ
i. Выеонгл .. -.........-^./л /в /х
2. Жаксимахьныи диалдетр.» ».и. 9 /4 9
з. РазлАох^стаБнлязАторАт^л/.^ хо /6
^НеакюрсЗАЩр/ти
5.Бло/гурбин с ЗА.генерагерон.т
iwei 729,к
Я0
г. Криогенная уапа/лвт..-тхч№
ВЛсамерыгаплаии /м^я^.(л^г>\ w
Я —"— — *—центрлмн^туя
1О.РАМыЪвИГАПЛ&*приводы 7?|
M^weert? агрегат...... „'*!) „
12 Снстеык/мЗЪуве aAKO0pW£jp
/зСму.улрлб. /пр*гор^,Бкс)
^кУЗлысвлзм со стартом
^ЭКРАНЫ............. ..
1€ ЦенгпрААЫюе 'тело е ТЗ/7
•7.Де*г/ми обш. еяркиСгсм^
^ВНе9УТеНН/Л(ре^рви.)кее
KO
9,8
Общин все <лсет<иЯ^гОД5К?в.
Основные дднные W>)jO^»C
Х,Высота ЛА общая....«м.85 157 79 ’’
2.Макснм.Ъиамегпр......м. 9 14 9
ъ.размок по СТАБИЛИЗАТОРАМ." is ЯО 15"
ЧСхГОМ /ее ЛИ.......??|5002(00?000
S. Вес pasmeto тела....тгЗЛюа/ООЗМо
^.Весполезной нагрузки fF.rgo1. iBMriaoot
/ооо +ая irno
l.CmapmoSbiu 8ее.......я»
В^ельная мят ОД
Г Протогнпыг проект «СмпУЯн»/,
проект<г тчтан /9С».
' *200,*
- н-i
i- АГД
Рис. 170
216
Авторское свидетельство №27047,
17. XII.1963. НИИ- 88.
Авторская заявка №592418/25,
17.11.1958. МАИ.
Рис. 171
217
Пример компоновки центральной ракеты
типа «Нова» (США), «Н-I» (СССР)
Скк~ ^73-г
Vk— 9080 "Усек.
111 ступень:
С«=298,97т VCl = 3180 *Лек.
30т
0т=178т Руь = 346 кг0%.
_ _ о 857
V« = 2,3-346-9,8 ^g^86 •
i-ft ступени:
Ст_- 457т Vii = <2980 м/сек
Gcj*x,-,=86t
С0 « 856,64т Руь = 346 кгсе%г.
* Vg = 2.3.346-9,8^-^00
Gt^ 1691т,
Осухт~ 200 т.
Gj = 2Г48т.
Vi ~ 2920 ^Лек
Р,г= 270^0(560)
V2.5- 560-9,8^^05
Рис. 172
218
Центральный летательный аппарат
на основе КК «Аполлон».
Рис. 173
219
Центральный летательный пилотируемый аппарат
с посадочно-взлётным отсеком экипажа (схема).
Авторское свидетельство №105086, 17.Х.1975.
Рис. 174
220
Космический корабль, тангенциально-роторный,
для посадки на планеты, имеющие атмосферу.
Авторское свидетельство №32182, 18.ХП.1965.[179].
Авторская заявка №642809/40, 31.X.1959. МАИ.
Эффект
МАГНУСА
Эффект Ломоносове,
Эффект ЛоренрА,
Фарщея., Зеелмм
Эффе/Тп
pAHkA(MlW6.)
Рис. 175
221
Способ старта ЛА из жидкости и посадка его в жидкость.
(«Морской старт» и «Посадка на море»)
Авторская заявка №1552382, 18.VII.1972.
Рис. 172
222
ПРИЛОЖЕНИЕ № 1.
Источники пр ракетостроению при Петре I
Книги по артиллерии и ракетам, известные
Петру I и его приближенным
1. «Художества огненным и розные воинские
орудия, ко всяким городовым приступам и ко обороне
приличным, издателем Иосифом-Бойлотом Лангрини
изобретенным.»
2. «Огнестрельное художество, или художные
огнедеяния» (перевод с голландского 1694 г.).
3. «Описание художества артиллерийского.
Воинское и потешное» (в личной библиотеке Петра I).
4. «Известное описание, выбранное из лутчих
ауторов или творцов как к потешным также и Воинским
фейерверкам различные составы сочинять» (в личной
библиотеке Петра I).
5. Георгий-Андрей Беклер «Краткая архитектура
воинская» (рукописный перевод с немецкого 1672 г.,
в личной библиотеке Петра I). Здесь же изложение
разделов книги К. Семеновича «Великое искусство
артиллерии», 1650, (о ракетах).
6. Э. Браун «Новейшее основание и практика Ар-
тиллерии» 1682 (перевод издан в 1709 и 1710).
7. И. 3. Бухнер «Учение и практика артиллерии»
(перевод 1711).
ПОТЕШНЫЕ СТРЕЛЬБЫ 1686 г.
"В нынешнем во 194-м году гнваря в 20 день по
Указу Великого Государя Царя и Великого князя Петра
Алексеевича всея Великия и Малыя и Белыя России
самодержца велено сделать огнестрельные потешные
стрельбы русским гранатным мастерам Григорью
Прокофеву с товарищи: Город о 8 башнях, в башне по
100 ракет осьмушечных Верховых. А круг тех башен
по 12 ракет четвертных верховых. А в городке будет
4 пушки верховых, из них стрелять деревянными
ядрами, а в тех ядрах будет по 100 ракет поземных. 10
шатров, в шатре по 80 ракет осьмушечных. Полкруга, а
в нем 35 ракет четвертных. Тчан деревянной шириною
3 аршина, будет с водою, а в том тчане будет шляпа да
4 ядра деревянных, а в шляпе и в ядрах будет 250 ракет
осьмушечных. Колесо осмигранное, а у него будет 8
ракет полуфунтовых.
Пумок, а в нем будет 8 ракет полуфунтовых. Круг,
на нем будет 8 шатриков, а в шатрике по 30 ракет
осмушечных. Ядро потешное будет поставлено на земли,
а в нем 250 ракет осмушечных. А круг всего города по
стенам будет 120 ракет фунтовых и полуфунтовых,
и четвертных и осмушечных. Да потешной же
стрельбы будет: 2 копья, 2 палаша, 2 сабли, 2 горшка,
2шестопера, 6 побегов,2 змея, 200 ракет поземных 50
ракет четвертных...”
Государственный исторический музей,
отдел писъмен-ных источников, Ф440, д. 338, лл 9-12
223
Выписка из Архива царских дел
«...Волонтеры имели главной целию изучение морского дела и составляли особый отряд,
разделенный на три десятка под начальством «комендора» кн. А.М.Черкасского (Андрей Михайлов).
То были коронные бомбардиры, строившие суда на озере Переяславском и на Воронеже, неразлучные
спутники Царя во всех его походах, обстрелянные под Азовом...
Из «Списка всяких чинов людям, которые нынче в Великом Посольстве»
...Да особо волонтеры: (комендор Андрей Михайлов
В 1-м десятке: десятник Во 2-м десятке: десятник 3-м десятке: десятник-
Таврило Кобылин, Петр Михайлов (Царь), Федор Плещеев,
Иван Володимеров, Алексей Меншиков, Ипат Михайлов,
Федосей Скляев, Гаврила Меншиков, Ермолай Скворцов,
Иван Кочет, Аника Щербаков, Иван Синявин,
Александр Кикин, Савва Уваров, Таврило Коншин,
Степан Буженинов, Филат Шанский, Фаддей Попов,
Данило Новицкий, Осип Зверев, Петр Гутман,
Степан Петелин, Тихон Лукин, Алексей Голицын,
Лукьян Верещагин, Конон Турчин, Иван М. Головин,
Яким Моляр. Степан Васильев. Иван А. Головин,
Семен Нарышкин,
Александр Арчилович
Царские дела Гл. Архива Приложение. Вед..№ УШз
Н.Г.Устрялов. История царствования Петра Великого.
Т.Ш.-Сп-б.,1859.- с.572.
Письмо Петра I князю Федору Юрьевичу Ромодановскому 31 августа 1697.
«Min Her Kenih
Письмо Твое Государское отдано, за которую, а паче в день святых Апостол незаплатную учиненную
милость, многократно челом бью, и рад, сколь могу услужить.
Которые посланы по Вашему Указу учиться, все розданы по местам:
Иван Головин, Федор Плещеев, Иван Головин, Таврило Кобылин, Таврило Меншиков, Верещагин, Александр
Меншиков, Федосей Скляев, Петр Гутман, Иван Кропоткин, при которых и я обретаюсь, отданы на Ост-
Индский двор к корабельному делу;
Александре Кикин, Степан Васильев машты делать; Яким Моляр да Дьяков всяким водяным мельницам;
Алекс Борисов, Савва Уваров к ботовому делу;
Фадъ Попов, Иван Кочет парусному делу;
Тихон Лукин, Петр Кобылин блоки делать;
Таврило Коншин, Иван Владимиров, Ермолай Скворцов, Алексъ Петелин, ИпатМуханов, Андрей Тишенинов,
Иван Синявин пошли на корабли в разные места в матросы;
Александро Арчилов поехал в Гагу бомбардирству учиться.
Все вышеписанные розданы по охоте по тем делам.
Из Амстердама, августа в 31 д. Piter.»
Выписки из словарей
ВОЛОНТЕР (от лат. Voluntarius), человек, поступивший на военную службу по собственному желанию,
доброволец... ЭС, т.1.,с.209,1963
«Великое посольство», Русская дипломатическая миссия в Западную Европу в 1697-98. В составе «Вели-
кого Посольства» было около 250 человек во главе с «великими послами»: Ф.Я.Лефортом, Ф.А.Головиным,
П.Б.Возницыным. Фактическим руководителем был Петр I, входивший в него под именем Петра Михайлова.
Выяснив невозможность укрепления антитурецкой коалиции, к чему стремилась Россия, Петр I начал
подготовку союза для войны против Швеции и заключил соглашение с польским королем Августом И.
«Великое посольство» ознакомилось с постановкой Военно-Морского дела на Западе и пригласило в
Россию специалистов для Армии и Флота...
БОМБАРДИР, звание артиллеристов «Потешных» (ракетных) войск Петра I (с 1682). «Потеха» или «огненное
дело» это запуск «шутих» - пороховых летающих устройств, позднее получивших название «ракет» (от ита-
льянского roccetta - ракета).
Из Потешных Военных отрядов Царевича Петра в 1687 были сформированы первые Русские гвардейские
полки - Преображенский и Семеновский...
224
ПРИЛОЖЕНИЕ №2
Из Родословной и Жизнеописания Автора книги
КОЧЕТКОВЫ (Кочеты, Кочетки, Кочетовы), древний династический род, лодейщиков, корабле-
строителей, кормчих-лоцманов из Новгородско-Псковских земель и Беломорья. От древнерусского
«КОЦЪ», «КОЧЬ»- волна - получили названия суда поморской постройки XIV-XVII веков, унаследо-
вавшие все лучшее от старинных лайб (лойв) атлантов и новгородских ушкуев. Через Городец-Радилов
(Радислав) на Волге и Муром на Оке Кочетковы расселились в Волжско-Сурско-Окском междуречье.
Часть из них несли сторожевую службу в казачьих войсках на Засечных линиях по границам Дикого
поля (Белев-Одоев-Ряжск-Шацк-Темников-Ардатов... - большая засечная черта к 1571 г. и Ахтырка-
Белгород-Воронеж-Тамбов... - засеки 1635-1654 г.г.). В Петровское время Кочетковы числились в двор-
цовых крестьянах и многие из них несли государственную службу на казенных «деловых дворах»
судостроения в Воронеже, Олонецке, Н. Новгороде, Хлынове и Астрахани. Среди ближайших сорат-
ников Петра I особо известен И. Д. Кочет (Кочетков). С Петром I его связывают по настоящему брат-
ские чувства. С 4 лет он рос вместе с царевичем, воспитывался у общих учителей, принимал участие
во всех его затеях и в «потешном» войске, стал самым приближенным соратником юного царя, ак-
тивно участвовал в преобразованиях, связанных с созданием военного флота. Выходец из служивых
низов Конюшенного дворцового приказа Иван Кочет из «потешного войска» переводится бомбарди-
ром в созданный Петром I Преображенский полк в 1691 г. А в 1697г. в числе волонтеров отправлен
при Великом посольстве в Голландию, и, по прибытии в Амстердам, поступает в учение парусному
делу, а также корабельной архитектуре в Венеции. По возвращении в Россию работал в Воронеже под
руководством голландских и венецианских зейль-макеров (парусных мастеров) подмастерьем. Петр,
убедившись в солидных познаниях своего соратника, произвел его в отечественные зейль-макеры и
сначала поставил во главе всего парусного дела на Олонецкой верфи в Лодейном поле, а затем и Санкт-
Петербургского Адмиралтейства. Под конец жизни Кочет возглавлял парусное дело всей страны.
Безусловно, И.Д. Кочет был одаренным специалистом в области парусного дела, он отлично пред-
ставлял тонкости взаимодействия корпуса судна с его парусами и рулем. Сам он был смелым и опыт-
ным моряком, познавшим силу и возможности ветра в плаваниях по Балтийскому и другим морям...
Он оказал существенную помощь Петру I, когда тот создавал различные типы «новоманерных рус-
ских бригантин», - широко известных потом «скампанвей» или полугалер. Именно по идее Кочета в
русском галерном флоте наряду с прямым и косым парусным оснащением стали применять сочетание
из тех и других парусов, особенно отлично действовавших в шхерах Финского залива.
Зейль-макер Кочет разрабатывал конструкцию парусного оснащения для всех «государевых»
кораблей, которые ПЕТР I строил на Олонецкой верфи и в Санкт-Петербургском Адмиралтействе.
Находясь в том же звании, 1710 г. в С.-Петербургском Адмиралтействе получал жалование по 180р. в
год. 19 февраля 1712 г. он был шафером при бракосочетании Петра I.
Быстроходные суда Балтийского флота - шнявы «Мункер», «Лизет», «Наталья» и др. своей из-
вестностью обязаны парусному оснащению по чертежам И.Д. Кочета. Петр высоко ценил редкий та-
лант и знания Кочета. В знак особого внимания подарил Кочету земельный участок и дачу около
Петергофа. Дача парусного мастера была ближайшей среди других, к царским постройкам. В 1722 г.
Иван Кочет сопровождал Петра I в его последнем большом путешествии - т.н. Персидском походе.
В 1723 г. И. Кочет находился в Н.Новгороде «у строения судов». В 1723 г., 30 ноября, произведен из
лейтенантов Преображенского полка в гвардии с оставлением в звании зейль-макера.
16 февраля 1733 по личному прошению, за старостью (70 лет) уволен от службы с награждением
ранга подполковника и с годовым жалованием в 300р.
Вскоре после увольнения скончался. Дети и потомки его жили в Нижегородской губернии, а с
1860г. - в Вятской губернии.
Литература, источники:
- Н.УСТРЯЛОВ. История царствования Петра Великого. 1858 С.-Пб. с. 426, 575.
- А.ЧИЧЕРИН. История л.гв. Преображенского полка, т.1. 1683-1725. С.-Пб. 1883. с. 560
- М.М.БОГОСЛОВСКИЙ. Петр I. Т.П. ч. 1 и 2 «Первое заграничное путешествие 9 марта 1697 - 25 августа 1698» с. 11, 159, 293, 421,
438,444, 595; T.III с. 458. Москва. ОГИЗ. 1941.
- Г.В.КРЕТИНИН. Прусские маршруты Петра I. Калининград. 1996. с. 162, 183.
- Ф.Ф.ВЕСЕЛАГО. Очерк Русской морской истории. ч.1. С.-Пб. 1875. с. 189
- С.И.ЕЛАГИН. История русского флота. Период Азовский. Прил. ч.П. С.-Пб. 1864. с.215, 226, 227
- Общий морской список. ч.1. «От основания флота до кончины Петра Великого» С.-Пб. 1885. с. 188, 449
- Морской биографический словарь. С.-Пб. 1995. с. 132
М.И.ПЫЛЯЕВ. Забытое прошлое окрестностей Петербурга: [изд. 1887,1889,1903]. С.-Пб. Лениздат. 1996. с.105
- История отечественного судостроения. Т. I. Парусное деревянное судостроение 1Х-Х1Хв.в. С.Пб. «Судостроение» 1994. с.62,119
- А.И.БЫХОВСКИЙ. Петровские кораблестроители. Л. «Судосторение». 1982. с.62.67.68.70
- А.Н.ТОЛСТОЙ. Петр Первый, кн. I и II М.Л. 1936 г .с.7 (Бровкины - Кочетковы).
225
НИКОЛАЙ ИЛЬИЧ КОЧЕТКОВ
(23 ноября (5 декабря) 1887 г. - 9 января 1963 г.)
Лесотехник, педагог, общественный деятель, художник, участник европейской войны 1914-1918
г.г., полный кавалер ордена Св. Георгия. Родился в городе Симбирске. Отец его, Илья Ильич (1863-
1896), служил в 1894-1896 у Прокурора Вятского окружного суда н.с. В.Н.Залесского. В Вятскую
губернию семья Кочетковых переселилась из г. Ардатова Нижегородской губернии в 1860г. с дедом,
Ильей Гавриловичем (1840-1913), который работал в Городской Управе Уржума с 1860 по 1908 г.
У деда было 12 детей: старшая дочь Елена - учительница народных школ - работала вместе с
сестрой С.М. Кирова в Уржумском уезде, а с 1920 на Урале, в Екатеринбурге и Шадринске, с 1924г.
- на партийных постах в Тюмени и др. участках, после исключения из партии (по ложному доносу)
заболела, получила инвалидность и с 1937 по 1940 не могла работать. Немного окрепнув, вернулась
на школьную работу. Умерла 1948 г. в Свердловске. Один из 8 братьев - Николай (1) Ильич (1895 -
1920), прапорщик царской армии, в Красной Армии воевал против Колчака, был начальником штаба
3-й стрелковой дивизии 5-й Армии. В 1919-1920 г.г. на Польском фронте он, тяжело раненый, погиб
в польском плену... . Младший брат - Анатолий Ильич (1903-1967) - после демобилизации в звании
капитана с Дальнего востока был направлен вместе с женой на партийную работу по восстановлению
г. Риги (сам на заводы "Фурниерс" и др., а жена в Горком партии).
Судьба старшего брата, - Ильи Ильича, - сложилась трагически: 16 ноября 1896 г. он умер от
несчастного случая на охоте под д.Гнусино в заречной части г. Вятки. Старший его сын - Николай,
- был принят в Сиротский дом, а младший, - Василий, - в детский приют. Общественность Вятки,
Уржума, друзья и родственники пришли на помощь вдове и пятерым детям Ильи Ильича. В 1899 г.
Н.И. Кочетков стал гимназистом. Его взял на воспитание преподаватель математики I-й ВМГ Павел
Иванович Береснев. Вдова с малыми детьми была устроена на службу в Котельниче. По просьбе
воспитателя туда же был переведен, в Зх-классное училище и старший сын Николай (2). Учитель
Иван Яковлевич Чибисов, руководитель группы РСДРП, там вовлек смышленого мальчика в тайную
ученическую группу. Однако дело дальше печатания и распространения листовок не пошло: после
событий 1905г. И.Я.Чибисов покинул Котельнич.
В 1906 г. Н.И.Кочетков окончил училище и вернулся в г.Вятку к своему воспитателю, поступил
в Вятское с.х. техническое училище им. Императора Александра II. В 1910 г., не окончив его, стал
работать в Вятском лесоохранительном комитете, чтобы помочь матери. 14 июля 1911 г. был приписан
к городскому призывному участку и в августе прибыл в Калугу на военную службу, по правилам
преемственности фамильной, в 9-й Ингерманландский Императора Петра Великого полк.
С началом I-й Мировой войны офицерским составом 9-го полка был создан новый полк, (не
всем царским полкам разрешалось участвовать в первых боях), «225-1» (2+2+5=9) «Ливенский». В
новом полку Н.И.Кочетков он был направлен на фронт в Восточную Пруссию в армию Рененкампфа.
Участвовал в известном Гумбиненском сражении, в боях под Норденбургом и других направлениях
на Кенегсберг. Первую награду - «За храбрость и службу» - Георгиевский крест 4 ст. получил 15
октября 1914г.
Второй - 3 ст. - 14 ноября 1914г. Произведен в прапорщики, командовал ротой и к началу января
1915 г. становится полным Георгиевским Ковалером. В ожесточенных боях при втором отступлении
на Мариамполь штаб полка ночью 28 января 1915 г. был захвачен в плен. Большая часть полка погибла
и так же были пленены раненые и уцелевшие.
Н.И. Кочетков, забрав штабных лошадей, сумел прорваться, но утром в случайной перестрелке
уже с немецким арьергардом, был ранен в ноги, укрылся в зимнем лесу. Через несколько дней был
найден (по наводке местных жителей) немцами и увезен в Вержболово в русский госпиталь, затем в
офицерский госпиталь лагеря военных в г.Черске, потом в г.Гаммерштейне....
Неудачное командование Рененкампфа I-й Армией привело к провалу Восточно-Прусской
операцией, к поражению П-й Армии и самоубийству ее командующего генерала А.В.Самсонова,
потрясшего русское общество.
Здесь, Н.И. Кочеткову было суждено похоронить большую часть своих высших природных
качеств и надежд в бессмысленной братоубийственной войне, теперь уже в истории и в народной
памяти искаженной, забытой и стертой в пыль....
Дальше был ПЛЕН, до конца жизни, сначала немецкий, потом -«советский» - «классовая» власть
самодуров-начальников, крепостников..., скрытый под вывеской социализма.
В конце 1918 г. началось возвращение Русских военнопленных из Германии. 30 ноября 1918 г. Н.И.
Кочетков приехал в Калугу из Двинска, затем в Котельнич. Бесплатный проезд, документы на право
бесплатного лечения, получение пенсии и жалования за время пребывания в плену.... Чем-то повеяло
новым в России. Отмена привилегий потомственных дворянских и др. сословий, чина полковника
226
и льгот Георгиевского кавалера не вызвала особых сожалений Н.И. Кочеткова. Он на себе испытал
нужду, нищету и моральный гнет царского времени....
В Котельниче (с 13 декабря 1918г.) стал работать на 4-м участке строящейся ж.д. Н.Новгород-
Котельнич. Сыпной тиф шел по ж/д. Заболел, получил осложнение. По совету врачей переменил профес-
сию: поступил на курсы Главпрофобра, стал счетным работником. Работал в Моломском леспромхозе,
на лесозаготовках, на лесопристани, преподавал счетоводство в Пищальском лесотехникуме. В ЛПХ
на Моломе начал с «азов» по восходящей: лесником, объездчиком, лесничим, ответственным по сплаву
леса. Был выдвинут в кадры и принят на заочное отделение Казанского лесотехнического института.
Затем был переведен в Ленинградскую лесотехническую академию, где успешно сдал все зачеты и
прошел 1,5- месячную практику. Пока дети были маленькими, работал в дальних лесных участках, по-
скольку в городах усиливалось доносительство и розыск «бывших». При содействии Правительственной
комиссии с семьей выехал на Алтай в г.Бийск, где работал мастером лесоучастка СибВО и др. местах,
гл. образом по счетоводству. Вернулся в Котельнич в 1949 г. Вся семья была сохранена. Из 6 детей
два сына были на фронте в Военно-воздушных силах: старший - военный летчик-истребитель Сев.-
Кавказского фронта, младший - воздушный стрелок-радист, в боях против японцев был ранен.
Последняя работа Н.И.Кочеткова - очистка русла р.Моломы от затонувших при молевом сплаве
леса. После весеннего ледохода до первых дней осеннего ледостава с двумя подростками он работал
на корчеподъемнице - речном двухбарочном судне, поднимали, распиливали и укладывали в штабеля
на берегу сырые бревна.
Вся его служебная деятельность 1918-1950г.г. сопровождалась большой, интересной общественной
и семейной работами: профуполномоченный, член ревиз. комиссии, рабочкомов, художник -
оформитель и режиссер в драмколлективах театральных обществ, был первым председателем
охотничьего общества в Котельниче. Избирался на уездные и губернские конференции, был депутатом
и участником IV Всероссийского Съезда Профсоюзов (ВЦСПС). В 1929-1931 г.г. проводил работу по
коллективизации (организацияТОЗов) в Шараповской волости Халтуринского уезда на благоразумных
основах, с учетом обычаев, условий и пожеланий крестьян, за что пленум сельсовета выдвинул его в
ряды Ленинской партии.... Но местная ячейка ВКП (б), пользуясь слухами о дворянском происхождении
Н.И.Кочеткова и о том, что он царский офицер, оставила это выдвижение без последствий....
Этот случай настораживал, но нисколько не повлиял на отношении населения к Н.И.Кочеткову,
который был любим и уважаем окружающими его людьми за бескорыстие и исключительную справед-
ливость во всех отношениях, за находчивость и решительность в опасной обстановке, которая часто воз-
никала при работе в лесу, на полях и реках (лесные пожары, бури, ледяные заторы, наводнения и др.).
Очень любил детей и весь свой жизненный опыт старался передать им. 9 января 1963 Николай
Ильич навсегда закончил свой путь в окружении детей, друзей и близких знакомых. И вместе со
всеми незримо проводил его и 9-й Петра Великого полк в могилу на Высоком крутом берегу Вятки в
Котельниче...
Источники:
- ЦВИГА (Центральный Государственный Военно-исторический Архив): Ф2623, on I-JL История 9-го пехотного Ингерманландского
Императорского Петра Великого полка; Ф2838, оп.1. история 225 пехотного Ливенского полка, 1914-1917.
- ЦГАДА (Центральный Государственный Архив Древних Актов): Ф814,оп.,1, д.55. Алатырь. 1744.
«Вятские губернские ведомости».
-«Вятский край», 1896: №135,138, 140,142,149,150,151; 1897:№7,25.
ТРАНКВИЛЛИН-ВЛАДИМИР НИКОЛАЕВИЧ КОЧЕТКОВ (9 ДЕКАБРЯ 1923)
Потомственный график, художник-иконописец, геральдист и иллюстратор; авиамеханик и во-
енный летчик истребительной авиации 1941-1945 г.г. (ВОВ); инженер и ученый в области аэрогидро-
газодинамики реактивных космических летательных аппаратов (старейший сотрудник научных и
экспериментальных работ ЦНИИМАШ в г.Калининграде); исследователь жизни и творчества К.Э. Ци-
олковского и автор его научной и духовной биографии; историк г.Котельнича, и вятско-волжский
краевед.
Родился в г. Котельниче. Отец - служащий, уроженец города Симбирска, из дворян. Мать - из
крестьян Котельнического уезда, Казаковской волости, д.Малашонки.
Учился: в с. Кобра сразу во II кл. (1932 г.); в с. Порели в III кл. (1933 г.), г. Котельнич - в IV кл.
(1934 г.) шк. им.Горького; с. Макарье - в V кл. (1935 г.); г. Котельнич (1936 г.) - в VI кл. шк. им.Горького;
с. Сорвижи - в VII кл. (1937); г. Советск (б. сл. Кукарка) - на I-м курсе Суводского лесотехникума (1938-
1940) ; г. Бийск Алт.края - на III к. Бийского лесохимтехникума (1940-1941); в Бийском Аэроклубе
(10.VII.1941 - 1-й полет на У-2, 19.VIII.1941 последний); в Иркутской военно-авиационной школе
авиамехаников (призван в Красную армию 26VIII. 1942г., 2 VIII. 1942 приехал в г.Иркутск, 16.VIII.1942
приведен к Присяге, 22.XI.1943 окончил ИВАШАМ). В г. Павлодаре в Балашевском штурмовом
227
училище (полеты на Р-5 и ИЛ-2) с 22.XI.1943 по 10.Ш.1944; в Серноводске с 21.III.1944 по 6.VII.1944
(полеты с 22..V.1944 по 16.VII.1944); в Пугачеве с 26.VII. по 24.Х.1944 в 8 ВАШпо (полеты 13.VIII-
24.Х.1944); Северо-Кавказский фронт; в ст. Кущевской и ст. Ленинградской с 3.XII.1944 по 24.1.1944
в Черниговском военном авиационном истребительном училище (пилот ВВСВУС-72, полеты 15.V.-28.
VI.1945); в Москве - курсы повышения квалификации руководящих культпросветработников (З.Ш.-
31.V.1951). С 1954 по 1960 учился в Московском Авиационном Институте им.Г.К.Орждоникидзе на
факультете ракетно-космических летательных аппаратов. Дипломная работа выполнена под научным
руководством В.П.Мишина. В Калининграде московском при ЦНИИМАШ (б. НИИ-88) в 1969-1972г.
закончил аспирантуру. Подготовил и защитил диссертационную работу «Центральная ракета» на
основе идей К.Э.Циолковского, Ф.А.Цандера и их последователей. (Исследование аэродинамических
форм и конструктивно-компоновочных схем ракет-носителей и космических аппаратов, оснащенных
многокамерным РД с центральным телом. Исторические, философские и материальные основы
космонавтики и ее будущее. Калининград, 1974).
ТРУДОВАЯ ДЕЯТЕЛЬНОСТЬ.
Рабочий «Элеватстроя» в г. Советске (1939), инструктор по радиотехнике и авиамоделизму Детской
техстанции в г. Бийске ( 1942), зав.фондами и худ.оформитель Бийского краевед. Музея (1946-1949),
художник-иконописец Успенского собора в г.Бийске (1947-1949), пом.старшины на корчеподъемнице
нар.Моломе (1949), Художник-иллюстратор книг Кировоблгиз’а (1949-1950), директор Краеведческого
музея в Котельниче (1950-195), маляр V разр. з-да «ИЗОЛЯТОР» на Соколе в Москве (1956), ст. лаборант
на каф. Аэродинамики в МАИ (в вечернее время (1956-1959), ст. научный сотрудник отд.9 НИИ-88 -
ЦНИИМаш (1960-1983).
НАУЧНАЯ ДЕЯТЕЛЬНОСТЬ.
Начало ее и изобретательства относится к 1958 г. (пограничный слой, вихри и волновое
сопротивление различных тел в полете). Новый способ визуализации и фиксирования картины
обтекания впервые опубликован Кочетковым в книге И.В.Остославского и Т.А.Грумондза «О связи
между подъемной силой крыла и характером течения в пограничном слое», М. Оборонгиз. 1959.
Первыми изобретениями 1958-1959 Кочетков были «Ультразвуковая головка для РЛА», «Роторный
самолетный двигатель», «Роторный спуск КА с орбиты СИЗ». В это же время (1959) Кочетков,
увидев и изучив подлинный образец ФАУ-2 в музее МАИ, открыл для себя идеальную схему ракеты
«самолетного» типа - с передним тянущим РАД. В 1960 в НИИ-88 (ЦНИИМаш) Т.-В.Н.Кочетковым
создана совершенно новая компоновка реактивного летательного аппарата - «Центральная ракета»,
дающая начало новому, ранее неизвестному классу многоступенчатых ракетоносителей., (авторское
свидетельство N27047 с приоритетом от 10 апреля 1962). К1977 были получены авторские свидетельства
на все виды нового класса РКИ с РДТТ, ЖРД, ЯРД, на космический корабль и на системы взлета,
посадки и аварийного спасения. Также был разработан способ старта из воды (морской старт). Кроме
приоритетной была защищена и научная сущность «Центральной ракеты». К 1974 г. Кочетков написал
научный труд о ней, ознакомил с ним ведущие и главные КБ, а также круг заинтересованных лиц в
управлении и учебных заведениях отрасли и в 1980 году предложил его на публичную защиту в виде
диссертации (главной целью, конечно, было не «соискание ученой степени кандидата» в 57-летнем
возрасте, а признание научной ценности труда...). Официальные оппоненты В.М.Шашин (МАИ) и к.т.н.
Е.М.Калинин (ЦНИИМАШ), ведущее предприятие НПО «ЭНЕРГИЯ» дали положительные отзывы.
Результаты работы были использованы при разработке ракетно-космической техники, включены в
планы НИР и были рекомендованы к внедрению в организациях.
20 марта 1980 Специализированный научный совет (ССК,107.03.02) под руководством его
Председателя Николая Анатольевича Анфимова (ныне д.ч. Академии Наук России) и Ученого Секретаря
Аркадия Ивановича Тишкова, в составе 21 ученых (из них 6 докторов по профилю рассматриваемой
работы) вынес решение о присуждении В.Н.Кочетову ученой степени к.т.н. на основании защиты
диссертации по специальности - механика жидкостей, газа и плазмы (01.02.05). К этому времени он
имел 49 научных работ, из них 8 изобретений и 6 печатных работ.
Высшим творческим достижением своим В.Н.Кочетков считает определение значения мировой
константы Z. Оно входит под знаком логарифма в формулу К.Э.Циолковского для реактивного
движения и показывает соотношение активной (правизна) и космопассивной (левизна) масс или
сущностей в физическом и философском понимании совершенного движения (16 мая 1991). Величина
числа Z оказалась очень близкой числу Ф или «золотому сечению» (полное совпадение чисел Z и Ф
происходит при основаниях логарифма 8,88888 и при 5.55555 вихревом и прямолинейном движениях).
228
Красивые и простые формулы наводят на размышления о существовании Первопричины - Разумного
начала Вселенной.
28 сентября 1994 вышла в свет книга Кочеткова «ЗОЛОТАЯ ПОДКОВА» - духовная биография
К. Э. Циолковского и описание его проекта «ракетного поезда», замалчиваемого до последнего
времени.
УЧАСТИЕ В ПОЛИТИЧЕСКИХ И ОБЩЕСТВЕННЫХ ОБЪЕДИНЕНИЯХ, РЕШЕНИЯХ,
ПОИСКАХ И ДЕЙСТВИЯХ.
ВЛКСМ (1938-1953) комсорг, Советск, Котельнич. В Союзе охотников и рыболовов (с 1938). В
редколлегии стенгазет (1933-1983). В Профсоюзах (с 1938). В театральном драмкружке, Котельнич
(1949-1954). Народный заседатель, Калининград (1960-1964). Шефская работа в школах Калининграда
(1961-1974). В Коммунистической партии России (с1967). В союзе изобретателей - ОВИР (1961-1974). В
народной дружине - ДНД (1973-1983). В спортивном о-ве «ЗЕНИТ» (1978-1980). Во Всесоюзном о-ве
«ЗНАНИЕ» (1979-1973). В о-ве «ВИТЯЗИ» (к 800-летию Куликовской битвы) (1979-1980). В о-ве охраны
памятников истории - ВООПИК (1981-1983). В редакции газ. «Великоросс» (1990). В нижегородском
и Вятском землячествах (с1900 и с 10 XI 1991). В Российском Дворянском Попечительском Совете (с
1 1992). В православной Русской Академии наук и искусств (с 10.12.1995). В Георгиевском институте
ПРАНИ (с 9 XII 1995). Участие в конкурсе 1986-1987 на «Памятник отечественной Войны 1941-
1945г.г.» Предложения в ЦК КПСС о строительстве военной и административной столицы СССР в
Географическом Центре страны - 61 30' с.ш. и 78 5Г в.д. (1977). Ответа не было.
В 1986 в ЦК КПСС направлены предложения по следующим направлениям (51 стр., 17 схем и
рисунков):
I. Возрождение духовных сил народа (отрезвление, осознание, очищение).
И. Имя Государства и Партии.
III. Символика, Геральдика и эмблематика страны.
IV. Государственное знамя и флаги.
V. Партийное знамя и флаги.
VI. Флаги ведомств и монументальная символика.
VII. О создании Управления государственной геральдики.
VIII. О монументальной пропаганде.
IX. Москва - историко-революционный город-заповедник.
X. О мемориале на поклонной горе...
XI. Труд и воздаяние.
XII. Поправки в проект Программы КПСС.
Например, такие предложения в этих главах: введение сухого закона; разделение всей деятельности
населения страны по половому признаку (школы, выборы, профессии, труд...); имя стране - Россия
вместо «СССР»; Возвращение орлов на башни Кремля и туда, где они стояли до 1917, снятие звезд с
башен Кремля...; возвращение трехцветных Российских знамен и флагов в государственную символику;
возвращение городам и улицам их подлинных, исконных имен; восстановление геоморфологической
и гидробиоэнергетической основы центра Москвы и др. городов, т.е. снятия вреднейшего асфальта,
очищениепервоначальногорельефаотмноговековыхнаслоенийтакназываемого«культурного» мусора;
восстановление системы рек, речек, прудов; применение природных безвредных покрытой проездов
по улицам и площадям; восстановление дворцово-парковых ансамблей; создание поляризационной
системы естественного освещения города через устранение иссушающих воздух «зеркал» площадей
и плоских крыш; демонтаж коробчатых, высотных зданий, присущих только экваториальным,
африканским колониальным городам; назначение всенародного открытого конкурса по разработке
проекта Памятника и Музея Великой Отечественной Войны и определения места его строительства
(только не на Поклонной горе...); уточнение и раскрытие, разъяснение Принципа распределения благ не
«по труду» (что значит по чину, званию, занимаемому положению, за «выдающиеся» (?) способности,
за «заслуги» и т.), а за труд в простом физическом понимании его (затрата мускульной и умственной
энергии почасовая, при четком заказе, задании, норме с обеспечением условий на работе, на транспорте
и жилье); оплата труда за рабочий день устанавливается единой, для всех без исключения работников
страны, в соответствии с изменением нац. дохода изменяется и оплата одинаково для всех. Тем самым
будет и ликвидирована «уравниловка». Национализация знаний устранит эксплуатацию человека
человеком...
Ответа, естественно, не было.
229
С 1979.XI участник ежегодных научных чтений К. Э. Циолковского в г. Калуге и Научных Чтений
по космонавтике в г. Москве.
Имеет Государственные награды, знаки, медали, ордена:
- «За отличные успехи и примерное поведение» - золотая медаль, (за ср. образование, 1932-1942; 1954);
- «За Победу в Великой Отечественной Войне 1941-1945». Бронзовая медаль Ц N0024004, 2 ноября 1946. (за службу
вСА).
- «МАИ» - знак Московского Авиационного института им. Г.К.Орджоникипдзе.
- «ЦНИИМАШ» - знак Центр. НИИ ракетно-космичекого машиностроения. (Научные труды 1960 - 1980).
- «За долголетний добросовестный труд» - бел.мет.медаль, 9 декабря 1983.
- «СИМ ПОБЕДИШЬ» - орден Св. Константина Великого, золотой Крест с красной эмалью, N013a, 3 мая 1995.
- Орден Св.Станислава III кл.- «SS:Peaemiando incitat», золотой крест с красной эмалью (Св.Станислав: награждая -
поощряет) №64/Ш/1996.Варшава. 08.IX.1996.
- «ЗА ХРАБРОСТЬ И ВЕРНОСТЬ» - золотая медаль I ст. (по статусу орд. право ношения наследниками).
- «За службу и храбрость» I ст. - орден Св.Георгия, золотой крест, (по статусу орд. право ношения наследниками).
- « За службу и храбрость» II ст. орд. Св. Георгия, золотой крест. (по ст. о. - право ношения наследниками).
- «За службу и храбрость» III ст. - орден Св Георгия, серебряный крест, N9807, (по ст. о. - тоже).
- «За службу и храбрость» IV ст. - орден Св.Георгия, серебряный крест, N8992, (по ст. о. - то же).
- «XX лет Победы в Великой Отечественной Войне 1941-1945.», бронзовая медаль, A N469323.
- «XXX лет Победы в Великой Отечественной Войне1941-1945», вторая медаль, 19.XII.1975.
- «XL лет Победы в Великой Отечественной Войне 1941-1945», бронзовая медаль. 14.VI.1985.
- «L лет Победы в Великой Отечественной Войне 1941-1945», бронзовая медаль.
- «Георгий Константинович Жуков. 1896-1996». бронзовая медаль.
СЕМЬЯ КОЧЕТКОВЫХ. Отец - Николай Ильич Кочетков (23.XI. (5.XI)1887 - 9.L1963) родился
в Симбирске. Детство его прошло в Вятке. Участник I Мировой Войны. Полный Георгиевский
Кавалер. Образование - лесотехническое. Работал в Котельниче в ЛПХ и преподавал в Пищальском
лесотехникуме. Имел большую семью: 4х сыновей и 2х дочерей. Художник, музыкант-любитель,
общественник. Умер в Котельниче. Мать - Анна Алексеевна Холманских-Кочеткова (1.XI (13.Х1)1891 -
19.1.1977) - крестьянка Казаковской волости, Котельнического уезда, д. Малашенки. рано осталась без
отца. Работала в людях: няней и на полевых работах. В Гражданскую войну в отряде санитарок Ш-й
Интербригады участвовала в боях против Петлюры и освобождении Киева. После войны вернулась
в Котельнич, была домашней хозяйкой, вырастила большую семью. Могила ее тоже в Котельниче.
Братья и сестры: 1. Реджинальд - Евгений (p.l925.V.31)- рентгенотехник в Пижме, почётный донор
России, член КПР-КПСС с 1963; охотинспектор; в Отечественной Войне - воздушный стрелок радист
на германском и японском фронтах. 2. Марат (р.1927У.31) - служащий, б. спортсмен, художник-
любитель, у него сын - Юрий - участник войны в Афганистане. 3. Адольф (1932 - 1965) - после
службы в РККА работал в Котельниче художником. Погиб в автомобильной катастрофе. 4. Луиза
(1929-1988) работала портнихой в арт. «Швейпром» в Котельниче. 5. Реана (1934.VI.4) - б. служащая
электростанции в Котельниче, медсестра в СА в ГДР, сейчас на пенсии, живет в Москве.
СЕМЬЯ Т.-В. Н. КОЧЕТКОВА: 1. Жена - Елена Александровна Бурмистрова (1924) родилась
и училась в Саратовской области. Окончила МГБИ им.Молотова в Москве. Работала в библиотеке
в Котельниче (1951-1954), Перед уходом на пенсию работала в библиотеке КБ ХИММАШ в
Калининграде. 2. Дочь - Ольга Владимировна родилась 4, VIII. 1952 в Риге (Латвия). С 1964г. живет в
Москве, окончила МГПИ им. В.И.Ленина. Работает учительницей начальных классов в Калининграде,
воспитывает дочь Анну 1987 г.р. 3. Дочь Мария Владимировна родилась 14.XI.1956 в Красногорске
М.О., училась в школе в Калининграде и в художественной школе в Москве; окончила худфак МГПИ
им. В.И.Ленина. Работает преподавателем в Московской художественной школе и художником-
реставратором. Муж её художник. Детей нет. 4. Сын - Алексей Владимирович (16.1.1961 - 17.III. 1994)
родился в Калининграде. Окончил МАИ. Работал в ЦНИИМАШ. Погиб от несчастного случая.
• - «Прогресс», №46 (825) З.Х.1996, Калининград.
• - «Подмосковные известия» , 12.VIII.1994
• - «Калининградская правда»,
№158-159.З.Х.1996, с.7; №201-202.11.XII. 1996; №156-157.4.Х.1997,с.7; №198.16. XII.1997
230
Оглавление
ОТ РЕДАКТОРА.........................................................................3
ПРЕДИСЛОВИЕ..........................................................................7
ВВЕДЕНИЕ. РАЗВИТИЕ ТЕОРИИ И ПРАКТИКИ ПОЛЕТА В КОСМИЧЕСКОМ
ПРОСТРАНСТВЕ..................................................................9
1. Важнейшие истоки первых идей космонавтики.......................................9
2. Идеи применения законов реактивного движения в военной технике и на транспорте.10
3. Причины, движущие силы и источники развития ракетной техники и космонавтики СССР ... 12
4. Современный этап развития космонавтики и основной метод его исследования . . .17
ГЛАВА 1.АЭРОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ, КОНСТРУКТИВНЫЕ И БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ
РЕЗЕРВЫ СТАРТОВЫХ, МАРШЕВЫХ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ И КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
НА УЧАСТКЕ ВЫВЕДЕНИЯ НА ОРБИТУ...............................................19
1.1 Конструктивно-компоновочные схемы пилотируемых космических аппаратов, ракет и
стартовых устройств...................................................... 19
1.2 Аэрогидродинамические резервы ракетно-космических систем............. 22
1.3 Газодинамические резервы двигательных установок стартовых и маршевых ступеней ракет и
космических аппаратов................................................... ... 30
1.4 Баллистические резервы............................... .38
1.5 Конструкционные резервы ракет и космических аппаратов . 39
ВЫВОДЫ К ГЛАВЕ I . 42
ГЛАВА II. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ С ВНЕШНЕЙ
СРЕДОЙ СТРУЙ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ.................................43
ВВЕДЕНИЕ........................................ .43
2,1 Некоторые сведения и основные данные к постановке задачи............ ... 43
2.2Постановка задачи. Методические модели для АГДУ. Программа экспериментов.46
2.3.Экспериментальные исследования в АГДУ процесса взаимодействия струй РД с внешним
потоком вблизи головной части методической модели..........................47
2.4.Экспериментальное исследование моделей корпусов и центральных тел со струями модельных
двигателей в АГДУ..........................................................48
2.5.Экспериментальное исследование взаимодействия внешнего потока со струями двигателей на
центральном теле натурных моделей............................ .... .49
ВЫВОДЫ К ГЛАВЕ II........................................................ .50
ГЛАВА III. АЭРОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ ФОРМЫ ВОЗВРАЩАЕМЫХ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ И
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ, ПРЕДНАЗНАЧЕННЫХ ДЛЯ ПОСАДКИ НА ЗЕМЛЮ
И ДРУГИЕ ПЛАНЕТЫ.............................................................51
ВВЕДЕНИЕ...................................................................51
3.1 Аэродинамические тормозные устройства баллистического и планирующего спуска
в атмосфере планет (пассивное и полуактивное торможение)...................51
3.2. Газодинамические устройства для торможения в атмосфере
и вакууме (активное торможение)............................................ .54
3.3. Дополнительные и вспомогательные виды тормозных устройств..............58
ВЫВО.......................................................ДЫ К ГЛАВЕ III..................................................... . . . 59
231
ГЛАВА IV. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ТОРМОЗНЫХ
АЭРОГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ УСТРОЙСТВ...............................................60
ВВЕДЕНИЕ...................................................................60
4.1. Исследование летательного аппарата с регулируемым тормозным устройством
щитового (экранного) вида..................................................60
4.2. Экспериментальное исследование аэродинамических характеристик вращающегося цилиндра при
поперечном обтекании.................................\........................60
4.3.Экспериментальное исследование тормозной струи в потоке газа...........60
ВЫВОДЫ К ГЛАВЕ IV..........................................................62
ГЛАВА V. ИТОГИ ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ АЭРОГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ
ФОРМ И КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНЫХ СХЕМ РАКЕТ И КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ, ИМЕЮЩИХ ДВИГАТЕЛИ С ЦЕНТРАЛЬНЫМ ТЕЛОМ...........................63
ВВЕДЕНИЕ.................................................................63
5.1. Аэродинамические формы и конструктивно-компоновочные схемы «центральных» ракет
и космических аппаратов, связанные с требованиями активного участка полета.63
5.2.Аэрогазодинамические формы и конструктивно-компоновочные
схемы ракет и космических аппаратов, связанные с требованиями пассивного участка полета . . 64
5.3.Конструктивно-компоновочные схемы стартовых и посадочных устройств
для ракет и космических аппаратов..........................................65
ЗАКЛЮЧЕНИЕ...................................................................66
ЛИТЕРАТУРА И ИСТОЧНИКИ.......................................................67
РИСУНКИ (ИЛЛЮСТРАЦИИ, ГРАФИКИ, ТАБЛИЦЫ)................................. 73-222
ПРИЛОЖЕНИЕ № 1. Источники по ракетостроению при Петре I.....................223
Выписки из словарей.......................................................224
ПРИЛОЖЕНИЕ №2 Из Родословной и Жизнеописания Автора книги...................225
Все рисунки в книге авторские,
кроме изображений фейерверков на форзаце и на странице 223
Заказ 3471-99 Отпечатано с готовых диапозитивов в 12 ЦТ МО
232
На стыке эпох.
Стрелец — целящий в неведомое.
Мир вновь, ошалев, на «рогах» стоит:
С воды в Космос уж первый был старт.
Это в будущее небольшой ход-«прорыв»
Как из месяца февраля в март.
Но это же, братцы, как дважды два
Ничего тут «такого» нет:
Это словно как те же сложив два числа,
Мы тот же получим ответ.
А ведь давно уж есть истинный ход -
И отнюдь не холостой.
Легкий, как если ты знаешь код,
Замок отпереть цифровой.
Его Циолковский еще указал,
В.Н. Кочетков протоптал.
На воде проложил там изящно он брод,
Где другим нужен пароход.
Самое главное-в зад не толкай:
За собою тягай-в ус не дуй.
Гироскопам огромным скажи - «прощай»!
Поплавком стань на старте как буй.
Двигатель, движитель-в голове
И над водою, а хвост
Зависает смиренненько-в глубине.
Весь сказочно фокус прост.
Огромных конструкций отсохнет куст -
Столов старта, держалок - мачт.
И без лишних хлопот будет каждый пуск,
И-карлик-ошибок палач.
Немецкого Брауна по боку -
Своим шевели мозгом.
С топливным баком конечно внизу,
Что сжег, то отбрось чередом.
Все ясно и просто - как божий день.
И глупостей - никаких.
Без теней на свету весь сияет плетень.
И-при денежках, при своих.
Но для этого нужен решительный слом,
Поприсохших на Запад умов.
И в Космос пойдет тогда уж не слон,
Но корабль-самоплот-самолет.
Первое самое-мало затрат.
Материальных, энерго-, людских.
Второе же-там хоть поразводи сад,
Где не занял под старты земли.
Знал давно уж про это «премудрый народ»,
Что на все разевал свой рот,
На все лапу, для порядка, что клал он свою,
Самому чтоб не быть на краю.
А их многих уж принял прожорливый ад.
Вырожденье от них всех и смрад.
И на лоно обрубка Родимой страны,
С ног подшиблены, припали мы.
К вертоградам земле пора, садом стать.
Не под дудки корыстных плясать.
Русской Правды простая и светлая мысль
Из провалов жизнь вознесет ввысь.
Сожиздим системы как Нои - свои,
И другим проторим пути.
И вся Русской идеи Всеобщая суть
Солнцем НАЦ-КОМа будь.
В Двадцать пятый Апреля ушел Кочетков
В день-скорби проектов Ракет
Он в вечности выси порхнул кочетом,
Стал кочем средь звезд и планет,
Летящим под парусом предком родных,
Под парусом личных идей,
Правым разворотом уйдя от живых,
Звать по прежнему к свету людей.
Он русский был гений и сам сознавал,
Кто в жизни есть кто, храня тон
Неведомость ласково обнимал
И целил в десяточку он.
Судьбою он спущен теперь с тетивы.
Летит в горних просторах миров.
Золотою подковой звездность искры,
Высекая на стыке эпох.
О.
27 1999 г.
Изображение иллюминации и фейерверка,
устроенных в 1754 г. По проекту М. В. Ломоносова.