Гелий Салахутдинов - Блеск и нищета К. Э. Циолковского

• Название: Блеск и нищета К. Э. Циолковского
• Автор: Гелий Салахутдинов
• Жанр: Публицистика

Монография посвящена анализу творчества российского пионера жидкостных ракет и космических путешествий К.Э. Циолковского. В ней показано, что его образ был деформирован по ряду исторических причин в XIX веке, а в СССР - из-за его превращения в символ социализма, в вождя всех ученых и изобретателей. Представления о его творчестве мифологизированы и не имеют ничего общего с объективной реальностью. Он был не ученым, а фантазером, его идеи не были научно обоснованы. Он не внес никакого вклада ни в науку, ни в технику, кроме популяризации хорошо известной идеи о межпланетных путешествиях.

---

Интересно, что этот очевидно нецелесообразный метод охлаждения был практически применен в Германии специалистами Ракетенфлюгплатца на небольшой экспериментальной ракете "Мирак II", двигатель которой размещался в баке с жидким кислородом (рис. 12).

 

Рис. 12. Схема емкостного охлаждения двигателя ракеты "Мирак"

1 - бак с О2;

2 - камера;

3 - отверстие для подачи О2;

4 - отверстие для подачи бензина;

5 - бак с углекислотой;

6 - приемник углекислоты.

Попытка запуска ракеты, предпринятая весной 1931 года, привела к ее взрыву [66, с. 20].

В 1934 году специалисты американского ракетного общества Б. Смитт и Г. Пендрей двигатель ракеты N3 (рис. 13) разместили в бензиновом баке, который, в свою очередь, был окружен баком жидкого кислорода. По свидетельству Г. Пендрея, в ходе работ с ракетой выяснилось, что ее "...нельзя было ни заправить, ни запустить, так как жидкий кислород, соприкасаясь с большой массой нагретого металла наружного бака, просто испарялся и выходил через заправочное отверстие столь же быстро или даже еще быстрее, чем поступал в бак" Г66, с. 201.

 

Рис. 13. Схема охлаждения двигателя ракеты АРО №3

1 - камера сгорания;

2 - сопло;

3 - форсунки горючего;

4 - форсунки окислителя;

5 - бак горючего;

6 - бак азота;

7 - бак окислителя.

К.Э. Циолковский считал возможным использовать и другие компоненты топлива: вместо водорода, например, жидкие углеводороды и ими окружать камеры двигателей. Но и эта идея ошибочна, поскольку режим пленочного кипения и здесь стоит непреодолимой преградой к получению более или менее заметного времени непрерывной работы двигателя.

И этот способ был применен в США на все той же ракете N3, где часть сопла была окружена баком с азотом [66, с. 19]. А на ракете N 4 камера размещалась попросту в баке с водой (рис. 14).

 

Рис. 14 Схема охлаждения двигателя ракеты АРО №4

I - бак с водой;

2 - камера сгорания;

3 - четыре сопла (два сопла не показаны);

4 - магистраль подачи окислителя;

5 - магистраль подачи горючего;

6 - форсуночная головка.

Как показано в нашей работе [67], почти все пионеры космонавтики были не специалистами в теплопередаче, термодинамике, вообще в тепловых машинах, к классу которых, несомненно, относится и ракета. Поэтому ошибки в области тепловых процессов были для них обычным делом.

Были у К.Э. Циолковского и другие идеи по тепловой защите. Он, например, предлагал внутреннюю часть камеры выкладывать каким-нибудь "тигельным материалом" (смесь веществ) или огнеупорными материалами: углеродом, вольфрамом и пр.

Этот способ нашел широкое примнение в 30-е годы в СССР, но из-за отстствия материалов, пригодных для условий ЖРД, этот путь казался тупиковым. Только в 60-е годы в результате крупных успехов в физике твердого тела появились новые материалы, которые стали широко применяться на некоторых двигателях, имевших дополнительные способы охлаждения камер.

К сожалению, в изданиях [108, 110] по каким-то причинам пропущен абзац с самой целесообразной идеей по охлаждению ЖРД. К.Э. Циолковский писал: "Водород и кислород в жидком виде, прежде чем попасть в пушку, пройдут по особому кожуху вдоль ее поверхности, охладят ее, сами нагреются и тогда уже попадают в пушку и взрываются" [11О, с. 34; 1О8,с.1О].

Таким образом, налицо идея внешнего регенеративного проточного охлаждения ЖРД, явившегося основным методом предохранения материальной части двигателей всех известных ныне космических ракет. Редакторы указанных изданий опустили фразу с этой идеей, по-видимому, посчитав ее ошибочной, поскольку было непонятно как это водород и кислород будут проходить по кожуху: в перемешанном виде? Тогда это ошибочно. Желательно было бы, чтобы К.Э. Циолковский вместо соединительного союза "и" поставил бы разделительный союз "или", т.е. написал бы: "водород или кислород".

К сожалению, не являясь теплотехником, он сам не оценил по достоинству этот метод охлаждения и отказался от него, во всех своих последующих работах отдав предпочтение "охлаждению низкой температурой жидкого кислорода". Следует иметь ввиду, что этот метод требовал еще серьезного научного обоснования, поскольку возможность использования в качестве хладоагентов криогенных жидкостей была в то время далеко не очевидна, точнее: это считалось невозможным.

Остается также сожалеть, что этот метод не был своевременно оценен в СССР и в отношении других компонентов топлив (высококипящих), что привело к большим трудностям в решении проблемы охлаждения ЖРД. Отметим, что одного этого метода еще недостаточно для надежного охлаждения двигателей: его необходимо дополнить еще и внутренним охлаждением, т.е. такой организацией внутрикамерных процессов, при которой у огневой стенки камеры создается избыток одного из компонентов топлива и, как следствие этого, пониженная температура горения. Идею этого метода впервые высказал немецкий профессор Г. Оберт [198], но, как уже отмечалось, ее в Германии не оценили, и она вновь возродилась благодаря инженеру Польману, который предложил на ракете Фау-2 орошать спиртом (горючим) внутреннюю огневую стенку камеры.

 

Не владея термодинамическими расчетами, К.Э. Циолковский полагал, что сопло двигателя должно быть очень длинным (равным длине ракеты) и предлагал (с 1914 г.) скручивать его спирально (рис. 15). Это предложение само по себе делало ракету неработоспособной в связи с большими газодинамическими потерями и на трение, и на поворот потока газов, и из-за принципиально больших тепловых потоков в стенку камеры.

Таким образом, можно уверенно констатировать, что К.Э. Циолковский не нашел способа охлаждения двигателя его ракеты. А ведь это вопрос принципиальный, поскольку в его камере должны были сгорать самые калорийные топлива. Можно, конечно, предложить разместить Солнце в камере и считать состоявшимся изобретение космической ракеты. Однако любой специалист по патентной экспертизе, несомненно, задаст изобретателю вопрос о том, а как же предохранить эту камеру от сгорания, причем этот вопрос симметричен самому предложению и без его решения оно теряет всякий смысл.

Впрочем, К.Э. Циолковский в связи с проблемой охлаждения прямо писал: "... не я решу эти вопросы..." [110, с. 79].

Вот, собственно, и все конструктивные идеи, изложенные в цитируемой статье [110]. Их суть состоит, в основном, в переносе известных в науке и технике технических решений на предлагаемую космическую ракету. Исключение составляет, видимо, идея газового руля в ракете, четко и осмысленно сформулированная К.Э. Циолковским. Далее Циолковский переходит к вопросам ракетодинамики, на которых мы остановимся весьма подробно, поскольку в литературе его вклад в эту область науки чрезвычайно деформирован и, конечно, в сторону завышения его успехов.

Формула И.В. Мещерского с именем К.Э. Циолковского

Итак, претендуя на изобретение межпланетной космической ракеты, К.Э. Циолковский должен был математически доказать ее способность преодолеть притяжение Земли, совершить космический полет и вернуться обратно.

В противном случае его идея была бы просто гипотезой, для превращения которой в изобретение предстоял еще долгий путь.

В настоящем разделе мы попытаемся понять в какой степени ему удалось решить эту задачу, каков был уровень его работ по ракетодинамике и какие ему принадлежат здесь приоритеты.

Сначала, конечно, остановимся на первой задаче ракетодинамики, носящей имя К.Э. Циолковского, так же как и полученная конечная формула и входящее в нее одно число.

Предполагая, что ракета летит в свободном пространстве, т.е. она не испытывает ни силы гравитации, ни сопротивления атмосферы и что скорость истечения продуктов сгорания относительно ракеты постоянна (это было его молчаливое предположение), он составляет следующее уравнение, исходя из закона сохранения количества движения:

dV (M1 + M) =V1dM ; (1)

где М - запас топлива на ракете в данный момент полета;

M1 - сухая масса ракеты;

V1 - скорость истечения продуктов сгорания;

V - скорость ракеты.

Разделив переменные и интегрируя, он получил:

 

или V / V1 = - ln (M1 + М) + С где: C = const