Ракеты и полеты в космос

Согласно первоначальному замыслу самолет Х-1 не должен был быть ракетным. Конструкторы могли свободно выбирать любую двигательную установку при условии, что летные характеристики будут отвечать заданным. Однако, не желая перегружать конструкцию различными нововведениями, они решили сделать самолет как можно более похожим на обычный винтовой. Поэтому сначала в проекте фигурировал турбореактивный самолет. Но турбореактивные двигатели того времени не обеспечивали необходимой скорости. Они могли давать скорость, приблизительно соответствующую М = 1, но только на небольшой высоте.

Затем была рассмотрена комбинация турбореактивного и ракетного двигателей. Первый предназначался в основном для взлета, набора высоты и возвращения на базу, а второй—для разгона самолета и поддержания требуемой скорости на рабочей высоте. Вскоре выяснилось, что эта комбинация чрезмерно увеличивает габариты самолета. Характеристики турбореактивного двигателя с высотой ухудшались, что снижало скорость набора высоты и, следовательно, увеличивало расход топлива. Скорость, которую самолет развивал на рабочей высоте, оказывалась также довольно небольшой при значительном расходе топлива. Кроме того, применение двух столь сильно отличающихся друг от друга двигательных установок усложняло эксплуатацию самолета.

По сравнению с такой комбинированной системой, самолет, снабженный только ракетным двигателем, имел определенно лучшие характеристики. Несмотря на большой расход топлива, самолет развивал при наборе высоты (до 11 000 м) большую скорость подъема (около 6000 м/мин) при общей скорости полета порядка 800 км/час. На больших высотах теоретическая скорость набора высоты и скорость полета были еще выше, составляя максимально на высоте 36 000 м 36 000 м/мин и 2250 км/час. После сравнительного анализа проектов с различными двигательными установками было решено остановиться на ракетном двигателе.

Было рассмотрено много типов топлива, прежде чем выбор пал на жидкий кислород и этиловый спирт. Перекись водорода была отвергнута, потому что двигатели на этом топливе в то время давали очень низкие удельные импульсы. Азотная кислота и анилин считались не подходящими для пилотируемого самолета; эти топлива являются самовоспламеняющимися, и хранить их нужно раздельно, так как при одновременной их утечке может возникнуть сильный пожар. Значительно упростить топливную систему мог бы нитрометан, представляющий собой однокомпонентное топливо (монотопливо), но он опасен тем, что в определенных условиях, которые в то время еще не были хорошо изучены, сильно детонирует. Изучались также бензин и жидкий кислород. Но для бензинового ракетного двигателя с регенеративным охлаждением необходимо было устанавливать третий бак—с водой, так как бензин не мог быть использован в качестве охлаждающей жидкости. Выбранные компоненты топлива жидкий кислород и спирт—давали хороший удельный импульс, являлись относительно безопасными и удобными в обращении. Двигатель имел регенеративное охлаждение, обеспечиваемое циркуляцией топлива в рубашке охлаждения перед подачей в камеру сгорания. Для улучшения охлаждения одна часть воды смешивалась с тремя частями этилового спирта. Оказалось, что добавка такого количества воды очень мало влияет на импульс тяги, но заметно способствует улучшению охлаждения.

Ракетный двигатель был изготовлен фирмой «Риэкшн моторс» (Нью-Джерси), той самой, которая позднее строила двигатель для ракеты «Викинг». Двигатель получил обозначение 6000 С₄, где цифра означала развиваемую тягу в фунтах (2720 кг). Он имел четыре камеры, работавшие независимо друг от друга. Сухой вес двигателя составлял 95 кг. Размеры его были следующими: длина 142 см, диаметр около 48 см.

Все четыре камеры ракеты могли работать раздельно и в любой комбинации по выбору пилота. Для запуска в передней головке цилиндра имелось небольшое запальное устройство, воспламенявшее поток смеси горючего и окислителя. Когда давление в камере сгорания поднималось до 3,6 кг/см², открывались топливные клапаны, впуская горючее и окислитель в камеру. Конструкция не предусматривала регулировки подачи топлива в отдельные камеры, поэтому пилот мог выбирать только между 25, 50, 75 и 100 % полной тяги.

Для подачи компонентов топлива в ракетный двигатель использовался турбонасосный агрегат. Но пока его конструировали, на самолете временно были установлены баки с наддувом. Это сократило время пребывания самолета в воздухе приблизительно на 1,5 минуты, увеличило его посадочный вес почти на 900 кг и довело нагрузку на крыло при посадке до 268 кг/м ². Это, однако, не имело особого значения, потому что война уже закончилась, а бомбардировщики В-29 вполне могли обеспечить подъем исследовательского самолета Х-1 на необходимую высоту.