Робер Эсно-Пельтри

применить очень удобные для исследования математические приемы. Выведенные автором

формулы позволяют определить основные характеристики ракет и сделать оценку их достоинств и

недостатков.

Во второй главе задачи усложняются по сравнению с рассмотренными в первой главе за счет учета

реальной атмосферы и проводится оценка ее влияния на результаты, полученные в первой главе.

Третья глава посвящена изучению особенностей применения ракет для исследования высших

слоев атмосферы и для межпланетных путешествий — полета к Луне, полета вокруг Луны и

возможности осуществления этих полетов.

Условия для космического полета живых существ рассматриваются в четвертой главе. При этом

исследуются условия жизни в межпланетном корабле, физиологический эффект отсутствия

ускорения, вопросы управляемости при возвращении на Землю, а также приводятся данные об

условиях путешествия на Марс и Венеру.

В пятой главе затрагиваются сложные вопросы, которые могут служить предметом дискуссии и в

настоящее время: какой научный интерес представляет посещение других миров? Что мы можем

там найти? Обитаемы ли они?

Исследуя форму ракеты, Эсно-Пельтри прежде всего обращает внимание на необходимость

преобразования всей энергии топлива в живую силу, что и служит основным показателем качества

конструкции ракеты. Далее, используя известную теорию сопла Лаваля, он отмечает, что указанное

условие будет полностью выполнено, если газ в сопле будет расширяться до нулевого давления.

При этом для случая пустоты диаметр выходного сечения сопла нужно принимать бесконечно

большим, что является абсурдом. Выход из положения состоит в применении ракеты с большим

давлением (1000 или 2000 атм, как считал Эсно-Пельтри). Но и в этом случае, преобразуя в живую

силу большую часть энергии (74%), выходное сечение сопла «должно быть возможно большим, т.

е. равным миделю снаряда».

Все эти рассуждения нужны были Эспо-Пельтри, чтобы разработать математические приемы для

исследования

Ш

формы ракеты путем замены реальной ракеты теоретическим ее аналогом. Теоретическая ракета

Эсно-Пельтри состояла из твердого горючего в форме поверхности вращения, ось которой

совпадает в каждый момент с положением вектора скорости движения. Ракета ограничена сзади

сечением, нормальным к вектору скорости, которое является поверхностью горения. Эсно-Пельтри

условно делит теоретические ракеты на три класса — цилиндрические, конические и ракеты с

постоянной тягой, или экспоненциальные (степенные). Когда речь идет о цилиндрической ракете,

это означает, что сечение сопла остается постоянным. У конической ракеты выходное сечение

сопла будет изменяться так, чтобы оставаться пропорциональным двум третям остающейся массы,

у степенной ракеты выходное сечение пропорционально остающейся массе. Таким образом,

проблему выбора формы ракеты Эсно-Пельтри сводит к анализу влияния на ее характеристики

выходного сечения сопла. На первый взгляд прием очень неожиданный, но если вдуматься, то не

случайный для Эсно-Пельтри, начинающего изучать проблему космического полета как

перспективу совершенствования двигателей. Ведь его первая статья на эту тему называлась

«Соображения о результатах неограниченного уменьшения веса двигателей». Поэтому не

удивительно, что в смысле выбора исходных предпосылок для исследования второй доклад стал

органическим продолжением первого.

Эсно-Пельтри использует понятие коэффициента утилизации, характеризующего совершенство

ракеты,— отношение ее конечной массы к начальной, впервые введенное Циолковским и ставшее

общепринятым. Исследования, проведенные Эсно-Пельтри, позволяют ему сделать вывод, что

цилиндрическая ракета имеет коэффициент утилизации, лучший по сравнению с другими

ракетами того же максимального сечения; иными словами, она может поднять конечную массу на

большую высоту.

В первой главе Эсно-Пельтри приводит результаты расчетов, которые позволяли наметить пути

совершенствования конструкции космической ракеты, как и выведенная ранее формула

Циолковского. Речь идет о величине, обратной коэффициенту утилизации, т. е. отношение

начальной массы к конечной в зависимости от скорости истечения и максимального значения

ускорения Г (практически постоянного для степенной ракеты, к которой относятся приводимые

ниже данные), табл. 12.

105

Таблица 12

V, М/С

r=l,lg

r=2g r=iog

г, м/с

r=i,ig

Г = 2Й r=iog

2000 143 000 1574 358,5

3500

883

67,1 28,8

2500 13270

361,3 110,6

4000

378

39,7 18,9

3000 2700

135,2 50,5

4500

196

26,3 13,6

Из материалов второй главы, где рассматривалось движение ракеты с учетом реальной атмосферы,

особый интерес представляет общий вывод, который свидетельствует о серьезном характере

исследований, проведенных Эсно-Пельтри. По его мнению, «наличие сопротивления воздуха не

изменит значительно результатов, выведенных для случая пустоты... Таким образом ракета может

служить аппаратом для полета в космическое пространство» [5, с. 367]. Правда, на основании

расчетов температуры ракеты при движении в атмосфере он предлагал для степенной ракеты

воздержаться от ускорения, равного 10 g, «которого следует избегать как неудобного и по другим