Письма и выдержки из материалов Ю.В.Кондратюка 167

Выдержки из первого предисловия Ю.В.Кондратюка к кни¬ге “Завоевание межпланетных пространств” 167

Выдержки из второго предисловия автора к книге “Завоевание межпланетных пространств” 169

Надпись на титульном листе книги “Завоевание межпла¬нетных пространств” 171

Письмо научному редактору В.П.Ветчинкину 171

Письмо профессору Н.А.Рынину 172

Строки из письма К.Э.Циолковскому 178

Данные из анкеты для арестованных и задержанных, чис¬лящихся за ОГПУ (30.07.1930 г.) 178

Выдержки из протоколов допроса (1930 г.) 178

Отрывки из технических справок к проекту ветроэлектро- установок (1932 — 1938 гг.) 180

Экспромт Ю.Кондратюка (1938 г.) 184

Заметка (20.06.1938 г.) 184

Ответ на письмо О.Н.Горчаковой 184

Открытка Ю.В.Кондратюка к Г.П.Плетневой 185

Комментарии 187

Ветчинкин В.П. Отзыв на статью Ю.Кондратюка “О межпланетных путешествиях” 188

Сокольский В.Н. “Ученый, пионер ракетной техники” 193

Воробьев Б.Н., Сокольский В.Н., Мелькумов Т.М. “Комментарии к очеркам “Тем, кто будет читать, чтобы строить” и “Завоевание межпланетных пространств” 205

Про жизнь и деятельность Ю.В.Кондратюка 221

Космическая философия и научно-технические идеи пионера космонавтики, выдающегося украинского ученого Ю.В.Кондратюка (А.И.Шаргея) 222

Страницы жизни гения. Биография Ю.В.Кондратюка (А.И.Шаргея) 243

Основные даты жизни космиста — пионера космонавтики 248

Перечень опубликованных и рукописных трудов Ю.В.Кондратюка (А.И.Шаргея)   268

Ю.В.Кондратюк — гражданин и гуманист 272

Литература 283

О. Г. Шаргей.

Полтавсько-петроградський рукопис.

(Насамперед впадає в око жорстока самокритичність автора. Цілі сторінки перекреслені. Рукопис, по суті, пер¬ша наукова праця, серйозна праця, котра явно не передба¬чалась для друку. Автор не завжди послідовний, постійно повертається до раніше розглянутих питань.)

Перший зошит

Загальна теорія.

1- а умова польоту — бути не смертельним для люди¬ни, як при польоті туди, так і назад.

2- а — керованим.

З цих умов виходить вибір типу літального апарату...

І умова. Цей апарат повинен не допустити значних перевантажень і потребує відсутності механічних при¬скорень більше тієї границі, яку може витримати людина (5—10)§   — тобто потребує придания швидкості протя¬гом порівняно великого проміжку часу на великій відстані.

Так як для придания механічного прискорення необхідна точка опори..., то очевидно, доведеться возити точку опори з собою — діяти віддачею — реактивний прилад. (Стор. 1).

2-а умова потребує також точки опори, яку возять з собою — реактивного приладу.

Чи можливе вдосконалення польоту на реактивному приладі при існуючих нині відомих речовинах? Теоре¬тично можливо, у всякому разі, від сили речовини зале¬жить лише величина приладу, потрібна для... (польоту) з даною кількістю інертної речовини (людина, камера, прилади)... (Стор. 2).

(Відмітимо, юнак не знав ні про праці К.Е.Ціол- ковського, ні, тим більше, про праці зарубіжних вчених. Але приходить до правильного висновку: “прилад ” повинен бути реактивним).

... дивись початок 3-го зошита; тут невірно (Стор. 3). (далі 3—9 стор. перекреслені хвилястою лінією зверху вниз, від 9 залишена верхня половина, усі ці сторінки містять математичні міркування і розрахунки).

Загальна форма приладу поки не уточнена. У всякому разі, у ній будуть камера для людини з приладами і про¬візією. Резервуар для активної речовини (палива) і (у се¬редині його) дуже довга труба отвором назад, по якій бу¬дуть розширюватися і виштовхувати себе гази. (Стор. 10).

(Таким чином, 18-річний юнак запропонував для польо¬ту у космос ракету на хімічному паливі (“активна речови¬на ”), яка містить розріджені гази (кисень і водень). Ніхто інший у світі не робив у такому ранньому віці настільки фундаментального відкриття у галузі міжпланетних польотів. Термохімічну ракету до Шаргея запропонували лише К.Е.Ціолковський (рідинна) і американець Р.Х. Годдард (твердопаливна).

(Низ сторінок 11 і 12 також обрізаний. На цих сторін¬ках) медико-біологічні (думки), витривалість людського організму.)

Подолання земного тяжіння. (Стор. 13 ).

(Знову математика, розрахунки швидкості, при якій літальний апарат зможе подолати земне тяжіння, виво¬дяться формули співвідношення стартової маси снаряда до маси “неактивної частини” — корисного навантаження, кінцевої маси снаряда.) (Стор. 14, 15).

У результаті отримуємо формулу співвідношення ма¬си снаряда з неактивною частиною (Стор. 16, 17). 

(Це означало, що Олександр Шаргей вивів основну фор¬мулу ракети).

Теорія зупинки. Зупинка нічим не відрізняється від польоту і повернення на Землю, крім кількості і потен¬ціалу. Щоб не витрачати більшої кількості активної речовини, можна не зупиняти увесь снаряд, а тільки настільки зменшити його швидкість, щоб рівномірно рухався по колу якомога ближче до тіла, на якому зроб¬лена зупинка, після цього виділити з нього неактивну частину з такою кількістю активної речовини, яка не¬обхідна для зупинки неактивної частини і для того, шоб потім вона змогла наздогнати (приєднатися знову) до іншої частини снаряда. (Стор. 18).

(Юний вчений геніально просто вирішує задачу, яка не була вирішена до нього жодним вітчизняним теоретиком міжпланетних подорожей. Мова йде про висадку людини на небесне тіло, яке має значне поле тяжіння.

Олександр Шаргей розуміє, що для посадки усього літального апарата на це тіло, а потім для зльоту з нього буде потрібна велика кількість палива. Чи можна зменши¬ти цю кількість? Олександр приходить до висновку: мож¬ливо.

Як бачимо, полтавський гімназист ще у 1914 р. пропо-нував ту схему польоту, за якою через десятиріччя відправ¬ляться з Землі апарати на Місяць, Марс, Венеру, за якою американські астронавти здійснять політ з висадкою на Місяці. Схема включає політ на Місяць або інші планети, незначне гальмування для переходу літального апарата на

орбіту штучного супутника, відокремлення від основного апарата посадочного модуля невеликої маси, його посадка, робота на поверхні небесного тіла, зліт у призначений час і стикування з кораблем-маткою, запуск двигунів основного корабля і повернення на Землю.

Просто і геніально! Цю схему називають “трасою Кондратюка ”.)

Ускладнення, які вносить атмосфера... для подолання значної її щільності. Це негативне явище буде як на шляху туди, так і при поверненні. (Стор. 19.)

... потрібно злетіти верст на 50, щоб шкідливого впливу уникнути майже зовсім... До цієї висоти потрібно добратися, діючи сполукою, яка працює однаково добре і при атмосферному тиску — зриваючи піроксилин або іншу речовину... (Стор. 20).

{Тільки що освоєні розділи науки Олександр Шаргей застосовував для справи. Цікаво те, що знаючи методи вирішення диференціальних (у всякому разі простіших) рівнянь, він виводить основну ракетну формулу, користую-чись теорією границь, тоді як К.Е.Ціолковський цю названу його іменем формулу вивів (і опублікував у 1903 р.) за допо¬могою нескладного диференціального рівняння. За таким же принципом у 1913 р. виводять ракетну формулу франиуз Ено-Пельтрі і американець Роберт Годдард. Відмітимо: усі незалежно один від одного.

Чому ж Олександр Шаргей виводить цю формулу не таким шляхом? Справа в тому, що юний вчений намагався представити політ ракети, безперестанне прирощення швидкості снаряду, фізично, як результат спалення одна за одною порцій палива, вага яких зменшується, що у мате-матичному вигляді представляє собою геометричну про-гресію. Ясно відчуваючи процес дії ракети, намагаючись пе¬редати це почуття тим, хто буде колись знайомитися з його роботою, він виводить основну формулу ракети за до-помогою граничного переходу. Тут, як і у наступних своїх роботах, Олександр Шаргей •намагається наочно по¬казати фізичний зміст, механізм своїх роздумів, часто опускаючи докази і роз'яснення, які, на його думку, для гра¬мотного фізика, механіка, ймовірні.

Двадцять сторінок першого зошита увібрали у себе ли-ше частину думок про шляхи освоєння міжпланетного про-стору. Озброєнний новими знаннями, захоплений пошуком рішень усе нових питань, які виникають по мірі заглиблення у дивовижно захоплюючу роботу, Олександр Шаргей продо¬вжує записи своїх думок, пропозицій, висновків).

Другий зошит

Повернення на Землю: Неактивна частина снаряду повинна бути планером... два способа аеродинамічного спуску... (Стор. 21.)

... велика перевага цих способів та, шо вони дають велику економію активної речовини... автоматичний спуск.

(Приводяться формули повернення обома способа¬ми). (Стор. 22).

(Неактивна частина снаряду повинна бути планером. Це, вказує автор, дає велику економію палива. Він пише про автоматизацію спуску, наводить формули “аеродинамічного спуску ”.)

Якщо буде великий рух із Землі у міжзоряний простір, то вигідніше зробити пушку (електричну, яка надавала б снаряду значну початкову швидкість) це дало б змогу з меншою кількістю активної речовини, з мен¬шою витратою енергії більш швидко здійснювати більш далекі польоти... Лінійні ел. двигуни? Меркулов?

Снаряд... може (у атмосфері) розколюватися, як ме-теор. (Стор. 23).

Про польоти у Сонячній системі (Розраховується 3-я космічна швидкість) (Стор. 24).

Порядок польотів:

I- е випробувати дію пристосувань для підйому в ат-мосфері,

II- е політ не особливо далеко від земної поверхні на декілька тисяч верст,

III- є політ на Місяць без зупинок там (особливо, політ навколо Місяця),

IV- е політ на Місяць із зупинкою. (Стор. 25).

(Юнак сміливо намічає стратегію оволодіння міжпла-нетним простором, його початковий етап).

Важливе зауваження — скрізь, де я говорю про ак-тивність речовини, її потрібно розраховувати на вагу цієї речовини + вага тієї ємкості, у якому вона знаходиться; коли ми використаємо деяку частину активної речовини, ми залишаємо і ту ємкість, у якій вона була. Тому кра¬ще, а, можливо і необхідно, не тримати увесь запас ак¬тивної речовини у одній ємкості, а в декількох, які про¬гресивно зменшуються. Це тим більш прийнятно, шо одна ємкість зовсім не представляє більшої зручності. (Стор. 36 і 37).

(У середині другого зошита ми знаходимо піонерську для вітчизняної науки ідею про “багатокомплектну” (багатоступеневу) ракету.

Як бачимо, Олександр Шаргей висунув, а трохи пізніше і обгрунтував ідею багатоступеневої ракети, поступив¬шись лише американцю Р.Х. Годдарду, який про багатосту¬пеневі ракети говорив у 1913 р. К.Е.Ціолковський цим пи¬танням зайнявся у другій половині 20-х років).

Керування і стійкість. Газовий резервуар... жироскоп. (Стор. 38).

Цих двох пристосувань достатньо для керування сна-рядом, так як напрям прискорення завжди паралельний його осі. Щоб надати снаряду той або інший оберт нов- коло його осі, потрібно тільки пробігтися всередині його (або навіть тільки обертатися, або навіть махати рукою) у зворотний бік, так шо усякі прилади зайві. (Стор. 39).

Двовісний астатичний жироскоп. (Нижче усе пере¬креслено словом “нісенітниця”) (Стор. 40).

Двовісний жироскоп... (Стор. 41).

База для польотів. Базу краще за усе улаштувати на якому-небудь тілі можливо меншому (Місяці, супутнику Марса), на якому був би матеріал для активної речови¬ни, для отримання якої потрібно там встановити маши¬ни (сонячні). Така база корисна своїм малим потенціа¬лом сили тяжіння. На ній треба мати запаси активної речовини і усі прилади. На неї ж прилітати на паса-жирському снаряді, можливо більш легкому. Зробивши запаси на цій базі речовини, можливо здійснювати порівняно більш солідні польоти, так як значно менше активної речовини знадобиться на подолання потенціалу (тяготіння) самої бази... (Стор. 44).

(У своїй першій роботі Олександр Шаргей пропонує розміщувати міжпланетні проміжні бази на небесних тілах, розраховуючи використовувати для забезпечення міжпланетних перельотів знайдені там і перероблені ко-рисні копалини. Пізніше він зрозуміє, що створювати такі ' бази спочатку буде занадто важко, певно, неможливо. До того ж вони будуть знаходитися на значному віддаленні від Землі. Тому, розвиваючи свою ідею, він ставить питан¬ня про бази — штучні супутники Місяця і Землі, що буде пізніше здійснено).

Третій зошит

У початковому виводі формули збрехав... Вирішив усе переосмислити (Стор. 49).

Теоретична формула ваги ракети.

V

М = те&

... підлітаючи до Землі по дотичній, зовсім не кори-стуємося активною речовиною, а користуємося атмосфе¬рою... (Стор. 49—51). 

Ось формула для польоту з Землі і назад із прийня¬тою до уваги витривалістю людини:

(Стор. 60).

55 раз. Ура! Цілком можливо. (Стор. 61).

{Зробивши нескладні розрахунки, молодий вчений пере¬конався, що якщо застосувати у двигуні ракети паливо, яке отримаємо при з'єднанні кисню з воднем — гримучий газ, або інше термохімічне паливо, то можливо буде досяг¬нути швидкостей “усього лише ” у оди ні ці, у кращому ви¬падку — десятки верст за секунду. Отже, можна плану¬вати польоти тільки у межах Сонячної системи. Про польоти до зірок, на інші планетні системи залишається тільки мріяти.

Тільки швидкості порядку швидкості світла дозволять здійснити контакти з іншими зоряними світами).

{Закреслено. Є напис): Запитати у рідних про випро-мінювання радія і про випромінювання взагалі, закатод- них променів. (Стор. 62, 63).

Про інші можливі реактивні прилади:

1 механічний, катушка з дротом. (Стор. 64).

2 використання “швидкого” випромінювання а, р радію.

Так як це випромінювання матеріальне, то, ймовірно, воно повинно давати і відповідну механічну реакцію- віддачу, якою і можливо скористатися, доводячи це ви-промінювання до необхідної інтенсивності. Енергію ж для випромінювання можна брати з сонячного світла... (Стор. 65).

(Так Олександр Шаргей розпочав розробку питань ви¬

користання сонячної енергії для потреб космічних апа-ратів).

Використання сонячної енергії. (Стор. 66).

Дзеркала з приймачами тепла. Параболічне дзеркало направляється віссю на Сонце. Сонячні промені, відби-ваючись, збираються у фокусі і проходять там через отвір у обігрівачі. (Стор. 68, 69).

Параболічні дзеркала можуть бути різних видів. Фор¬ми параболоїду обертання, або форми поверхні прямого циліндру, у якого в основі сегмент параболи. (Стор. 68а, 686).

Обігрівальні трубки (Н, О). (Стор. 68в).

Конструкція дзеркала для концентрації сонячної енергії. (Стор. 70)

Сили сонячного освітлення. Якщо вдасться побудува¬ти реактивний снаряд, який працює віддачею катодних променів, то тільки від Сонця зможемо брати достатню кількість енергії і переробляти її з теплової в електричну. (Стор. 72).

Отримання реакцій від матеріального випромінюван¬ня елементарних часток. (Стор. 77).

Четвертий зошит

Про ємкості (баки) для компонентів палива. (Стор. 83.)

Обігрівачі компонентів палива перед подачею у реак-тивний двигун. (Стор. 93).

Змішування струменя для отримання однорідної суміші у камері згорання. (Стор. 95).

Температура руху середовищ..., якщо в атмосфері ру-хається полірована поверхня під кутом до напрямку, то чим менше кут атаки, тим менше буде нагріватися при русі ця поверхня. (Стор. 97).

З наведеного видно, щоб зробити можливим спуск за допомогою утримуючої дії атмосфери, необхідно по¬верхні снаряду, повернені вперед, зробити майже пара¬лельними руху у повітрі, а у іншому разі снаряд згорить швидко, але яскраво. (Стор. 101).

(Олександр Шаргей рекомендує ракету-“снаряд”робити добре обтічної форми. Відзначимо, що у наступних роботах він висуває ідею апарата, шо спускається, антиаероди- намічної форми із застосуванням термозахисної поверхні, котра керуватиметься автоматично. Це потрібно для того, щоб скоріше і безпечніше гасити величезну швидкість апарата, який повертається на Землю, за рахунок його ве-ликого опору).

(Стор. 102—103 чисті).

Майже усе тут, у 4-х зошитах написане, — придумано мною під час перебування у юнкерському училищі від приблизно перевороту і до 25 березня (Стор. 104).

(Доводиться дивуватися, чому він фактично ввів в ома-ну читача, датуючи свою роботу, яка наповнена піо-нерськими ідеями, 1917 р. і написав, що на це затратив цілий місяць (правда, “майже”). Тут, як і багато разів пізніше, з'ясувалась його повна неповага до питань пріори-тету. Через двадцять один рік він вже помітить той же рукопис 1916 р., бо коли передавав документи, добре не по¬думав.

Непоказний з виду зошит із полтавсько-петроградським рукописом містить відкриття і цікаві пропозиції, які вису¬нув молодий вчений, нічого не знаючи про праці К.Е.Ціолковського, Р.Х. Годдарда, інших сучасників. Ідеї Олександра Шаргея, викладені у його першому рукопису, згодом були підтверджені практичною космонавтикою. Тому незрозуміло, чому ця робота часто не враховується зовсім при оцінці творчої спадщини вченого, тоді як вона є наріжним каменем, фундаментом усіх наступних праць Шаргея (Кондратюка). Першою його науковою працею на¬

зивають київський рукопис 1918—1919 рр. “Тим, хто буде читати, щоб будувати” Чому?

Потрібно відмітити також, що юний автор (адже йо¬му було лише 17 років, коли він почав розробку теорії міжпланетних польотів) з самого початку відчув “величезність і невизначеність можливих наслідків від ви-ходу людини у міжпланетний простір ” і тому тримав свою роботу у секреті. У цьому проявився високий гуманізм мо-лодого дослідника. Наївно думав, як сам він згодом писав, що достатньо опублікувати його працю, як терміново хто- небудь, маючи достатні матеріальні кошти, здійснить міжпланетний переліт; автор мав сумнів, чи не буде вико-ристаний цей політ у військових цілях. 1 він вирішив три-мати свій рукопис у таємниці...) . 

режде всего, чтобы вопрос этого труда сам по себе не пугал вас и не отклонял от мысли о возможности осуществле¬ния, все время твердо помните, что с теоретической стороны полет на раке¬те в мировые пространства ничего удивительного и невероятного собой не представляет.

Я довольно часто тут употреблял фразы, совершенно недопустимые в научном сочинении: “не слишком ве¬лико”, “достаточно” и т.д., не указы¬вая ничего точно. Это произошло по-тому, что я совершенно не имел под рукой материалов для того, чтобы провести границу между “достаточно” и “недостаточно”, да значительная часть материалов, необходимых для конструкции ракеты, и вовсе еще не собрана.

В более редких случаях — это про¬сто нежелание производить вычисле¬ния, которые сможет произвести вся¬кий. Пусть меня простят за термино¬логию; во многих случаях я сочинял ее сам, а во многих, вероятно, перевирал существующую, так что, если что- нибудь такое попадется, то не следует особенно ломать голову, а (следует) разобраться по существу.

Для осуществления этого пред-приятия необходимы опыты, опыты и опыты в постепенно увеличивающемся

масштабе. Особенно эту постепенность нужно соблюдать уже при полетах с людьми. В таком новом деле всего пред¬видеть никогда нельзя, а в межпланетном пространстве по¬мощи ждать неоткуда.

Общая теория

Первое условие для полетов с Земли и обратно — чтобы они не были смертельны для пассажиров.

Второе условие — чтобы они были управляемы.

Первое условие требует, во-первых, чтобы механические ускорения, сообщаемые снаряду, на котором пассажиры, не превышали определенной величины, за которой это ускоре¬ние может быть вредно и смертельно для человека; во- вторых, чтобы снаряд, в котором будут пассажиры, был гер-метичен, не выпускал из себя воздух, чтобы этот воздух освежался и чтобы температура снаряда поддерживалась нормальной. Все последние условия легко выполнимы, а о первом мы сейчас поговорим. Для того, чтобы снаряд смог преодолеть силу земного тяготения, ему нужно сообщить огромную скорость (около 11 км/сек). Чтобы приобрести такую скорость без смертельных последствий, необходимо сообщить ускорение в течение довольно большого проме¬жутка времени (в часах) и на очень значительном протяже¬нии (сотни верст). Всякие пушки, в обычном смысле этого слова, кроме того, что не могут при существующих ныне веществах сообщить снаряду такой скорости, совершенно неприменимы еще и потому, что обратили бы человека, севшего в ядро, в кашу, равномерно разлитую по дну снаря¬да.

Возможно, правда, построить электрическую “пушку” длиною в несколько сот верст, которая бы благополучно да¬ла бы скорость в 11 верст в секунду, но такая штука стоит очень дорого и ею совершенно не разрешается вопрос о возвращении обратно на Землю и управляемость.

Таким образом, пушку приходится оставить; остаются праща и реактивный прибор. Праща к этому делу неприме¬нима по тем же причинам: требует огромных сооружений (чтобы центробежная сила не обратила человека в кашу) и не разрешает вопроса об возвращении. Остается реактивный прибор. 

Второе условие — управляемость — также неминуемо за¬ставляет остановиться на реактивном приборе, так как в не¬бесной пустоте никакой точки опоры, кроме той, что захва- ’ тил с собой, не найдешь. -

Вопрос, значит, в том: возможно ли теоретически вооб¬ще для реактивного прибора развить скорость в 11 км/сек и поглотить ее обратно при возвращении назад и не потребует ли это от него размеров практически невыполнимых или очень трудно выполнимых. Остановимся пока на реак¬тивном приборе типа ракеты, так как другие, приходившие мне в голову, или невыполнимы из-за требуемых грандиоз¬ных размеров, или вопрос об их выполнимости требует предварительных исследований, которые я не имею сейчас возможности произвести.

Теоретическая формула веса ракеты

Пусть мы обладаем веществом (которое я далее буду на¬зывать “активным”) или составом, которые могут произвес¬ти р эргов работы на каждый свой грамм, и мы можем ис¬пользовать всю эту работу на отталкивание этого самого (использованного количества) вещества от остального тела ракеты.

Пусть масса всего тела нашей ракеты равна т г, пусть мы сожгли * бесконечно малое количество активного ве¬щества Лги употребили развившуюся энергию рН на оттал¬кивание количества Л (именно того самого вещества, кото¬рое мы сожгли) от остального тела ракеты. При отталкива¬нии друг от друга двух тел энергия (живая сила) относи¬тельно их общего центра тяжести распределяется между ними обратно пропорционально их массам, следовательно, остальное тело ракеты (масса которого будет уже т — к) по¬лучит на свою долю

Переводим эту работу в скорость (продолжая считать массу ракеты за /и, так как убыль Л ничтожна).

•Далее везде вместо слов “использовали энергию” употреблять: “сожгли”, так как фактически так это и будет происходить. 

Из полученного выражения —^2р мы видим, что сооб-

т

щаемое ускорение, кроме свойства активного вещества (/?),

і.

зависит только от относительного его количества — или,

т

что то же, от отношения всей массы (т) к пассивной части {т-Н)

= 1 +— ( так как к = — ). т — к т 00

Следовательно, каждый раз, как мы будем сжигать ак¬тивное вещество в таком же отношении, мы будем получать такое же ускорение, и во сколько раз требуемая скорость V

более полученной —-у/їр, столько раз нужно произвести т

сжигание активного вещества в том же отношении всей

массы к пассивной части: 1+ — ; т.е., чтобы развить ско-

т

рость V, нужно произвести сжигание в данном отношении V • т

к'у[2р

Следовательно, отношение первоначальной массы раке-

— /г л к (л /і

ты к той, которая останется, будет не 1+ — ,а И+ — \

т \ т>

Преобразуем [ЭТО выражение], основываясь на том, что

к = — .

оо

Следовательно, обозначив массу всей ракеты через М\ а массу пассивного груза /и, будем иметь формулу

М = те4їр

Из полученной формулы мы можем заключить, что со¬общить данной массе т любую скорость возможно всегда, как бы ни было слабо активное вещество ( р ), а от его ак¬тивности зависит лишь величина ракеты Л/, которая правда с уменьшением р, возрастает очень быстро и очень легко может перейти пределы практической возможности.

Вывод формулы применительно к потенциалу

силы земного тяготения

Потенциал силы земного тяготения равен /7, где г — ра¬диус Земли, а у — ускорение в поле тяготения для какой- нибудь точки вне земной поверхности. Переведем /у на ско-

Vі 2 /—

рость: /7 эрг = — см/сек . [2] V = ^2г) [3] см/сек.

2

Подставим в общую формулу

[г[

М = те ^ = те р .

Это формула для полета от Земли; а для того чтобы при возвращении обратно вновь поглотить эту скорость, нужно взять массу в том же отношении еще раз. Получим:

а

1п М = 1п т + 2.

Частный расчет, принимая р = — б[ольших] кал. на 1 г (приблизительная теплотворность Н2 + О):

[600 000 000-1000^3

М

Т \ 42800 000 000-10 с г і 4

= те2 ' = приблизительно] те =

= приблизительно] т-55!

Отношение 55 (хотя оно и теоретический минимум, а практически, может быть придется брать 100—200—500—

1000) не представляет собой ничего ужасного; ракета вполне выполнима!!!

(Все буквы, которые я употребляю, выражены в абсо¬лютных единицах и вычисление я веду в них же.-)

Осложнение, вносимое ограниченной

выносливостью человека и снаряда

•

Выводя предыдущие формулы, мы не брали в расчет времени, в какое будет сообщаться ускорение. Эти формулы точно годны лишь для того случая, когда ускорение сооб¬щается мгновенно, и вот почему: пока мы сообщаем снаря¬ду ускорение к Земле, и чем более долгое время мы будем сообщать ускорение нашему снаряду, тем большее ускоре¬ние в обратную сторону успеет ему сообщить земное тяго¬тение, и это ускорение придется потом возмещать активным веществом. (Сказанное будет ясно из следующего: если мы будем сообщать снаряду от Земли ускорение, которое рав¬нялось бы земному, то наш снаряд вовсе никуда не улетит, а будет висеть в воздухе). Таким образом, с этой стороны, чем большее ускорение в единицу времени, пока он не до¬стигнет надлежащей скорости, тем выгоднее. Но, во- первых, человек не может перенести ускорение (сообщаемое механически) величиной более некоторой определенной максимальной. (О том, как повысить ее, будет ниже). Кроме того, и снаряд пришлось бы весь делать прочнее, пропор¬ционально величине ускорения, т. е. увеличивать пассивный груз. Поэтому сообщать снаряду ускорение более некоторо¬му

го данного = <7 мы не будем. Назовем отношение — (где у —

)

ускорение силы земного тяготения) — к. Можно ожидать, что к = 5—10.

Первый способ полета и его формула

Первый способ полета состоит в том, что мы сообщаем снаряду ускорение от Земли по радиусу или, если не по ра¬диусу, то по одному направлению все время, и когда воз¬вращаемся, сообщаем обратное ускорение тоже по ради¬усу — целим на центр Земли. Пусть отношение сообщае- мого ускорения к ускорению силы тяжести = к. Хотя по ме-ре поднятия от Земли к будет увеличиваться, вследствие уменьшения земного тяготения, но в настоящем вычисле¬нии я буду считать его постоянным (ибо оно будет меняться не особенно сильно, особенно если оно было велико (5— 10)ё с самого начала), чтобы не осложнять излишние вы-числения. Таким образом, из всего сообщаемого снаряду ускорения к ■ /, 1 • / будет пропадать на преодоление земно¬го тяготения, а будут фактически действовать остальные (к— 1 )У, т.е. активность вещества в смысле сообщения скорости

к „ 1

понизится в раз = 1н . Этот множитель

к-1 к-1

. і

1 Ч , следовательно,- и нужно поставить при показателе

к-\

в формуле веса--.;

Если даже к = 5, то множитель 1 Ч , стоящий в по-

к-\

казателе, представляет собой величину весьма неприятную.

Второй способ полета [и его формула]

Второй способ состоит в том, что мы сообщаем снаряду фактическое ускорение по направлению, перпендикулярно¬му (приблизительно) радиусу-вектору, а при возвращении обратно целим по касательной и сообщаем фактическое об¬ратное ускорение, также перпендикулярное] радиусу (рис. 1).

Найдем из параллелограмма] скор[остей] фактическое ускорение, если мы нашему снаряду будем сообщать уско¬рение так, чтобы, слагаясь с ускорением силы тяж[ести],

оно давало бы фактическое ускорение, перпендикулярное радиусу:

х = 4к1}1-)1 = л/ї^ї.

При таком сообщении ускорения активность вещества

ь

уменьшается в раз, и притом это только в самом

V к2 —7

начале. По мере развития скорости и центробежной силы это отношение будет приближаться к единице.

Когда снаряд достигнет такой скорости, что центробеж¬ная сила станет более у, то снаряд будет иметь тенденцию двигаться вокруг Земли по эллипсу. Сообщая ему ускорение в тех местах его пути, где он наиболее перпендикулярен к радиусу, — около концов большой оси, мы будем и далее получать коэффициент активности, близкий к единице. Возвращение обратно тем же способом. Так как я не могу сделать всех вычислений, то ставлю в формулу отношение

к которое есть худший из всех коэффициентов по- лік2 -1

лезной активности, но и то он очень хорош — несравненно

лучше, чем к ; даже при небольших к этот коэффициент к-1

очень близок к 1.

Вот приблизительный рисунок пути снаряда (рис.2).

Таким образом, второй способ гораздо сложнее в смысле управления, но требует значительно меньше активного ве¬щества (если к не особенно велико, например, 20).

Примечание: Находясь под влиянием силы тяготения (значительной), вообще всегда тем более выгодно мы будем при-менять активное вещество, чем перпендикулярнеє к направлению силы тяготения мы будем сообщать ускорение (но тут, разумеется, нужно принять во внимание и то, что применение ускорения тем

выгоднее, чем оно параллельнее имеющейся уже скорости). Вто¬рой способ полета — применение этого принципа.

Рис. 2

О способах повысить выносливость человеческого тела

относительно значительных механических ускорений

Как мы видели, ограниченная выносливость человека по отношению к ускорениям является, особенно при первом способе полета, очень вредным фактором в формуле веса ракеты. Сейчас выясним в общих чертах причины невыносливости и как с ней можно до некоторой степени бороться.

Причина невыносливости — ограниченная прочность тела, присутствие жидких элементов и различная абсолют¬ная плотность составных частей организма. Как известно, если человек падает с большой высоты, то он ломает себе члены, т.е. его тело не выносит благополучно ускорения, сообщаемого ему земной поверхностью. Затем, как известно, если человека повесить на долгое время в непривычное для него положение — кверху ногами, вом случае (ускорение центростремительное) и центробежной силы во втором,

прильет к одним частям тела и отольет от других. В усилен¬ном виде это явление кончится разрывом сосудов тех частей тела, куда кровь прилила.

Вредное влияние третьего фактора — различной плот¬ности составных частей тела — в обыденной жизни не ска¬зывается, но может сказаться при сообщении значительного ускорения. В грудной клетке, где эта разница наиболее ве¬лика, тяжелый орган — сердце и органическая часть легких вместе с содержащейся в них кровью находятся рядом и вперемешку с воздухом, содержащимся в легочных пузырь¬ках. От чересчур большого ускорения может произойти внутри легких кровоизлияние, оседание легких и оседание в легких сердца.

Вот как можно устранить вредные последствия меха¬нического ускорения (не чересчур уж большого, напр[имер! 1000, за исключением самого последнего: человек, совер¬шенно голый, ложится на спину, в форму, отлитую специ¬ально по его фигуре, и поэтому везде плотно к нему приле¬гающую. Форма эта достигает немного более половины толщины его тела, как показано на рисунке толстой линией (рис. 3).

Направление ускорения показано стрелкой. При таком положении давление будет равномерно распределяться по всей задней поверхности тела, и все те вредные явления, за исключением процесса в грудной клетке, будут чрезвычайно ослаблены. Если ускорение не настолько велико, чтобы прибегать к таким мерам, но все-таки значительно больше ускорения силы тяжести на Земле, то рекомендуется лежать на чем-нибудь, заботясь главным образом о том, чтобы тело не представляло нигде значительного протяжения по на¬правлению ускорения, чтобы не получилось прилива крови в одних местах, а отлива в других — и то и другое пропор- 

ционально высоте кровяного столба, т.е. протяжению тела по направлению ускорения. Возможно также, что прибегать к форме и вовсе не придется, если и до такого ускорения, которое этого потребовало бы, в легких будут всякие неже¬лательные явления (ведь на это форма никакого влияния не оказывает). Опыты относительно всего этого очень не труд¬но проделать с человеком на большом центробежном при¬боре, пользуясь центробежной силой.

О других возможных реактивных приборах

1. Механический реактивный прибор состоит из круга проволоки, с центром которого связана камера с пассажи¬ром. Если мы сообщим кругу быстрое вращение (обратное относительно того, при котором проволока бы наматыва¬лась) и затем отпустим конец проволоки, то он полетит по касательной к кругу в одну сторону, а круг с камерой — в другую (рис. 4).

Рис. 4

Такой прибор для полетов с Земли неприменим, так как проволочному кругу (кольцу) даже из лучшей стали нельзя сообщить вращения со скоростью (абсолютной — не¬зависимо от радиуса) большей, чем- приблизительно 300 м/сек — далее оно (кольцо) не выдерживает центробеж¬ной силы и разрывается.

Ввиду такой незначительной возможной скорости, пришлось бы строить прибор огромных размеров — М = т-5510 приблизительно.

2. Реакция от материального излучения. Катодные лучи представляют собой весомые частицы, заряженные и несу¬щиеся со скоростью 200000 км/сек. Они поэтому дают и со¬ответствующую реакцию-отдачу, и ею можно воспользо-

ваться, доведя до нужной ее интенсивность. Их невыгода заключается в огромном требуемом для них количестве энергии, и скорость их без необходимости велика, а чем больше скорость, тем больше нам приходится затратить для получения той же реакции энергии, и уносят они с собой бесцельно большой заряд электричества высокого потен¬циала. Впрочем, может быть, и ту и другую утечку энергии, вероятно, можно устранить, пропустив эти лучи через слой анода — в нем бы они может быть потеряли бы и излиш¬нюю скорость и заряд, а нагревание анода мы опять исполь¬зовали бы. Хотя сейчас реактивный прибор, основанный на материальном излучении, представляется мне трудным и маловероятным, но, во всяком случае, над ним стоит поду¬мать и поработать — в случае удачи он обещает дать такую колоссальную скорость, какой не смогла бы дать и самая огромная ракета. Может быть, можно было бы проверить теорию относительности. Энергию для такого прибора мож¬но брать только из лучей Солнца, нашего или чужого (см. о зеркалах и солнечной энергии).

Общая форма снаряда

Снаряд состоит из камеры, где находятся пассажиры и приборы и сосредоточено управление, сосудов, где находит¬ся активное вещество, и трубы, в которой происходит сго¬рание и расширение активного вещества и его газов . Со¬суд для активного вещества нужно делать не один, а несколько, потому что такой один сосуд был бы значитель¬ного веса и к концу полета, когда почти все активное веще¬ство вышло, составлял бы массу, которая, совершенно не будучи нужной, может быть, в несколько раз утяжеляла бы снаряд и требовала бы большого количества активного ве¬щества и даже могла бы сделать невозможным все пред¬приятие. Поэтому сосудов нужно делать несколько, разных размеров. Вещество расходуется сначала из больших сосу¬дов, когда они кончаются, то просто выбрасываются, и на¬чинают расходовать из следующего. Размеры сосудов нужно рассчитывать таким образом, чтобы вес кончающегося сосу¬да (одного сосуда без вещества) составлял для всех сосудов одну и ту же часть веса всей остальной оставшейся ракеты. Какую часть, — это нужно выработать, сообразуясь, во- первых, с тем требованием, чтобы эта часть была возможно меньшей; во-вторых, с тем, чтобы число сосудов не было чересчур велико и таким образом не усложнилось бы черес¬чур устройство снаряда. На чертеже (рис. 5) схематически представлена удобнейшая, по-моему, форма снаряда: каме¬ра, приблизительно круглая — сосуды в виде слоев конуса (приблизительно подобных). В виде слоев они сделаны для того, чтобы иметь меньшее протяжение по

Рис. 5. Схематический разрез снаряда

направлению ускорения, чтобы в них не получалось боль¬шого давления (высокого столба жидкости). Конус не вы¬годно делать ни слишком широким, ни слишком длин¬ным — в обоих случаях должна будет увеличиваться проч¬ность сосудов по расчету на ускорение, а в первом — и по расчету на давление (активное вещество — жидкие газы — кислород и углерод).Чтобы было возможно сделать дно со¬судов более плоским, не утяжеляя их, возможно, что будет удобнее, провести к ним тяжи из точки приложения силы а (давление газа на трубу), к которой посредством тяжей и прикреплены все сосуды и в которую упирается труба.

Если по каким-либо причинам жидкие кислород и водо¬род держать вместе в смеси будет нельзя, то в каждом сосу¬де нужно сделать два отделения (отсека] одно над другим. Соответственно нескольким сосудам и труба должна ме¬няться при сбрасывании старых сосудов — отбрасываться последнее ее колено и передвигаться место сжигания, или вся она должна заменяться новой — это уж как из опытов будет найдено удобнее. Камера, разумеется, герметическая, хорошо согреваемая, с приборами, освежающими воздух.

Нужно испробовать, может ли человек дышать кисло¬родно-водородной атмосферой; если да, то многое упро¬щается.

Теория сосудов

Относительно упругости <содержимого>. Пусть мы имеем в сосудах идеальный газ. Будем рассматривать отно¬шение веса сосуда   к весу такого количества газа, какое он только может выдержать .

Простейшее вычисление показывает, что выгодность по¬добных сосудов не зависит совершенно от их размеров, и для одного и того же газа при одной и той же температуре никогда не зависит от его упругости; что наиболее выгод¬ными сосудами являются полый шар и длинный цилиндр (труба), причем цилиндр несколько выгоднее шара (цилиндр я ; шар 3).

Относительно ускорения. Теперь мы будем рассматривать сосуд, в который налита весомая жидкость и которому со¬общается то или иное ускорение (“механическое”). Сила, производящая ускорение, приложена к сосуду.

Простейшие вычисления показывают, что для подобных сосудов выгодность обратно пропорциональна линейным размерам (большие сосуды невыгодны); что выгодность всегда обратно пропорциональна величине ускорения; что выгодность обратно пропорциональна корню кубическому из абсолютной плотности жидкости < для того же коли¬чества >; что для цилиндра, ось которого параллельна на¬правлению ускорения, если не принимать в расчет его дна, выгодность не меняется с радиусом и обратно пропорцио¬нальна высоте; наивыгоднейшая форма сосуда ограничена сверху (если считать ускорение направленным снизу) плос-костью; что эта форма имеет некоторое сходство с полуша¬рием; наивыгоднейшая форма имеет только одну плоскую поверхность, ограничивающую ее сверху; что выгодность сосуда увеличивается при более равномерном приложении силы ко дну сосуда, при этом становится выгоднее делать сосуд шире и площе.   На основании всего этого станет приблизительно ясным, почему я избрал для своего снаряда форму сосудов в виде слоев конуса с тягами к вершине.

Устройство снаряда. Управление и устойчивость

Для того, чтобы мы могли удобно управлять снарядом, мы должны уметь поворачивать его в пространстве во все стороны, т.е. поворачивать вместе с поворотом снаряда- трубы направление вылетающих газов — направление сооб¬щаемого ускорения, и должны уметь сохранять по произво¬лу раз данное направление, чтобы снаряд вследствие неиз¬бежной, но большой неравномерности нагрузки (центр тя¬жести его не лежит на линии приложения силы), не стал бы вертеться в пространстве, описывая спираль или круг.

Для того, чтобы сохранить раз данное положение, служит двуосный астатический жироскоп [10] (см. отдельный раз¬дел “Двуосный астатический жироскоп”), а чтобы менять его — приспособление с тягами на конце трубы (рис. 6). Ес¬ли мы будем действовать тягами, то короткая труба, соеди¬ненная с концом трубы карданным соединением, не заде-вавшаяся до тех пор потоком газов вследствие своей шири¬ны, после некоторого поворота подвергнется давлению по¬тока газов, которое и передастся всему снаряду как враща¬тельный момент, необходимый для поворота. Если будет возможно не делать всего этого приспособления, а прямо провес ти тяги к концу трубы, чтобы они ее немного изгибали в желательном направлении. Вот рычаг, будут проведены все четыре тяги (рис. 7).

Точка вращения рычага а должна быть в одной плос¬кости со всеми четырьмя блоками Ъ. Тогда действие в одном направлении совсем не будет отзываться на другом. Эту си¬стему одного рычага, управляющего поворотами во все сто¬роны, нужно заметить, и ее можно применять в других слу¬чаях, например, в аэропланах — соединить рули глубины и поворотов в один руль в виде, например, цилиндрической поверхности, и управление им — в одну рукоять.

Управление происходит следующим образом: жироскоп (рама его) находится в хомуте, неподвижно скрепленном с телом ракеты. Хомут этот, когда нам нужно сохранить дан¬ное положение, находится в сжатом состоянии; тело раке¬ты, таким образом, неподвижно скреплено с жироскопом, и поэтому оно вообще неподвижно. Когда нам нужно совер¬шить поворот, мы отжимаем хомут и делаем поворот уже свободно, так как жироскоп раскреплен, а потом опять за¬жимаем хомут. Вот и все.

Двуосный астатический жироскоп

Двуосный — состоит из двух жироскопов в одной раме, оси которых не параллельны (перпендикулярны). Обыкно¬венный одноосный жироскоп сопротивляется вращению рамы по всем направлениям, кроме того, в котором вертит¬ся он сам, поэтому он не всегда может служить надежной опорой. Если мы устроим жироскоп двуосный (см. выше), то общая рама двух составляющих его жироскопов будет уже застрахована от вращения во всех решительно направлени¬ях: там, где не сопротивляется один из жироскопов, в пол¬ной мере будет сопротивляться другой. Чтобы сделать раму двуосного жироскопа приблизительно одинаково устойчи¬вой по всем направлениям, нужно сделать оба его жироско¬па равной сопротивляемости (повороту их оси). Для удобства сделаем оба жироскопа в виде полых тел вращения и поставим один в другой (рис. 8).

Астатическим я называю жироскоп, который одинаково реагирует на повороты его оси в каком-нибудь направле¬нии, как и в прямо противоположном, т.е. жироскоп, кото¬рый не давал бы всяких мутаций, прецессий и т.п. Обык¬новенный жироскоп тем и был бы неудобен на снаряде, что, 

хотя и не давал бы ему повернуться так, как он (снаряд) хо¬чет, но зато сам бы его поворачивал в направлении к этому перпендикулярном. Чтобы построить астатический жиро¬скоп, нужно соединить в одну раму два жироскопа одинако¬вой сопротивляемости так, чтобы оси их совпали, а направ¬ления вращения были противоположны (рис. 9).

Такие два так соединенные жироскопа все мутации и т.п. будут стараться производить с одинаковой силой в прямо противоположные стороны, значит, в этом отноше¬нии ничего и не получится, что и требовалось.

Камера

В камере должны быть окна, чтобы можно было в них смотреть и отверстие для выбрасывания, закрываемое двумя герметическими дверцами. Чтобы выбросить что-нибудь, открываем верхнюю дверцу, кладем выбрасы¬ваемое на нижнюю, закрываем верхнюю, открываем ниж¬нюю — предмет выбрасывается, а мы опять закрываем ниж- 

а — схематический разрез по плоскости обеих осей; б — схематический разрез по одной оси (внешней), перпенди¬кулярной к другой (внутренней)

нижнюю.

Для управления снарядом необходимо сообщение между внутренностью камеры, т.е. пассажиром, и внешней частью ракеты. Его можно установить, проведя через стенки каме¬ры электрические провода или трубы для пневматического действия, или просто проволочные тяги. Относительно пер¬вых двух способов затруднений нет, но они сложноваты, а последний прост, но его нужно устроить так, чтобы воздух не мог выходить из камеры наружу. Устроить вот как: тяга (в виде трубы, чтобы было толще) проходит в стенке через отверстие, приблизительно ей соответствующее; на тягу на¬дета резиновая трубка, герметически к ней прилегающая, эта трубка заворочена и герметически же приделана к стен-

ке камеры так, что окружает отверстие для тяги. Она, таким образом, дает тяге возможность вдвигаться и выдвигаться в ту часть резины, которая прилегает к пустоте, — между нею и тягой нужно выпускать какую-нибудь смазку, чтобы рези¬на не сжималась под малым давлением.

А может быть, просто возможно так пришлифовать и пригнать друг к другу отверстие и тягу, что утечка воздуха будет безвредной величины — лучше всего. (В сосудах мы всегда имеем кислород и водород). Для отверстий тех тяг, которые во время полета будут выбрасываться (а таких большинство, так как все управление, касающееся трубы и сосудов, по мере выбрасывания их должно выбрасываться также), нужно иметь специальные затычки.

Если камера расположена так, что из нее не все кругом видно, то к ней нужно приделать оптические приборы, ко¬торые бы позволяли видеть все вокруг.

Активное вещество и сжигание его

Активное вещество — гремучий газ. Держать его лучше всего в твердом виде, чтобы давление газов внутри сосудов было минимальное, так как сколько-нибудь значительное давление очень их утяжеляет. Для удобства сжигания водо¬род и кислород следует держать отдельно (каждый в таком состоянии, т.е. при такой температуре, чтобы давление на¬сыщенных газов было минимальное). Чтобы было в сосудах равномерное давление и равномерное поступление газов ку¬да следует, мы должны будем направлять в сосуды такое ко¬личество тепла, какое необходимо для парообразования или возгонки. Это тепло будет доставляться циркуляцией подо¬гретого в трубе водорода по трубам (печам), проложенным в сосудах (устройство этого — ниже).

Из сосудов газы будут поступать в насосы, которые до¬ведут их упругость до такой величины, которая позволит им выходить из места сжигания — печи в трубу (устройство на¬сосов также ниже).

Само сжигание может быть произведено тремя спосо¬бами: или будет поджигаться уже готовая смесь, или газы не будут смешиваться до самого момента поджога, или они бу¬дут к этому моменту смешаны отчасти. Какой из этих трех способов применить, покажет опыт.

Первый способ хорош тем, что в этом случае обеспечено полное соединение водорода и кислорода, — не останется ни кусочка свободных газов.

£• Недостаток такого способа тот, что возникает опасность проникновения взрыва по газу к тому месту, где он начина¬ет смешиваться. Такую историю, может быть, можно устра¬нить пропусканием гремучего газа перед самым местом поджога через слой металлических сеток (лампа Дэвиса), где он вместе с тем и размешивался бы, или через какие-нибудь пористые вещества, или, может быть, еще каким-нибудь способом. Если это вполне удастся, то первый способ и сле¬дует применить.

Если опасность от взрыва можно устранить лишь при неполном смешивании, т.е. чтобы к месту поджога поступа¬ли отдельно кислород, но с большей или меньшей при¬месью водорода, и водород с примесью кислорода, то сжи¬гание следует производить таким способом. Частичное раз-мешивание можно произвести, пропустив газы по двум тру¬бам, у которых будет одна общая более или менее пористая, или даже дырявая стенка. Если же при неполном размеши¬вании мы не можем быть безопасны от взрыва, то газы по¬ступают к месту сжигания совсем отдельно друг от друга (наверняка, впрочем, можно сказать, что при неполном размешивании можно будет достигнуть безопасности). При неполном и вовсе без размешивания окончательное разме¬шивание будет, значит, происходить уже на свободе в самой трубе; насколько оно будет доброкачественно, покажет опыт.

Чтобы облегчить газам размешивание их в трубе, следует выпускать их таким образом: разветвить и кислородную, и водородную трубы на большое число мелких, сечение кото¬рых должно быть квадратное и одинаковое для всех. Затем перемешаем эти трубки между собой так, чтобы концы их составляли шахматную доску. [1]

Кис[лород] Вод[ород] Кис[лород]

Вод[ород] Кис[лород] Вод[ород]

Кис[лород] Вод[ород] Кис[лород]

Таким способом у места поджога хотя газы и не будут перемешаны, но будут переслоены довольно тонко. Нечего и говорить, что печь нужно делать из соответствующих ма¬териалов, чтобы она не растаяла на огне гремучего газа.

Схема отопления, насосов и регулятора

Насосы — ну как насосы, только размеров они и трубо¬проводы все к ним должны быть очень солидных, особенно для больших сосудов, так как из них будет тратиться каж¬дую секунду громадный объем газов. Эта солидность застав¬ляет даже желать обойтись без них. [2]

Но это опять-таки неудобно, так как потребует в сосуде давления, достаточного для того, чтобы (газы могли) посту¬пить в трубу, где давление совсем маленькое. Насосы одно¬тактные: один для водорода, другой — для кислорода.

Из насосов газы поступают отчасти на сгорание, а отчас¬ти — на отопление. И то и другое должно регулироваться. Газ на отопление качается в количестве заведомо избыточ¬ном. Он по трубам поступает в печи поглощения тепла (где нагревается), находящиеся в трубе, оттуда по тру¬бам — в печи отопления, находящиеся в сосудах. Из печей отопления он просто выпускается опять в сосуд. Регулятор отопления находится у выпускного отверстия печей отопле¬ния и состоит в заслонке, которая, двигаясь перпендику¬лярно трубе у ее отверстия, может делать его шире или уже. Заслонка эта регулирует по давлению: чуть давление стало больше нормы — она закрывает отверстие, и непоступление новой теплоты, в замену ушедшей на парообразование, по¬нижает температуру и давление. То же самое и обратно: давление мало — отопление усиливается — температура и давление повышаются. Поставить положение заслонки в зависимости от давления в сосуде можно посредством участка стенки его, наподобие барометра-анероида. Это, во всяком случае, не представит затруднений. Я думал только что внести в ракету регулятор смеси по качеству, но нахожу его теперь излишне усложняющим снаряд: при самой по-стройке все должно быть подогнано так, и проверено на опытах, чтобы больше регулировать не приходилось. А если будет маленькое несоответствие состава — не беда. Остав¬шееся неиспользованным вещество просто выкинем. Насо¬сы приводятся в действие двигателем (внутреннего сгора¬ния, или лучше турбина — только опять соответствующий материал), работающим также гремучим газом. В акселера¬торе этого двигателя и будет заключаться все управление сгоранием — ускорением.

Трубы

Вот наивыгоднейшая форма трубы (рис. 11) (приблизи¬тельно параболоид вращения, только параболы не квадрат¬ной, а степени выше; далее же переходит для удобства про¬сто в цилиндр).

Поверхность ее должна быть по возможности полиро¬ванная, чтобы представлять меньше трения для вылетающих газов.

Теория показывает, что от пропорционального везде уменьшения или увеличения площади поперечного сечения, если газы будут подаваться при той же температуре и в том же количестве, то изменится везде только плотность газов (увеличится во столько же раз), а все остальное — скорость, температура, коэффициент полезной отдачи — все останется без перемены. Впрочем, особенно узкими трубами не следу¬ет увлекаться, потому что пришлось бы очень отягчать на¬сосы, чтобы они подавали газы в такое же число раз увели¬чившимся давлением. Теперь, хотя бы приблизительно, су¬дить о размерах трубы не могу.

Необходимы опыты с трубами и [необходимо] разра¬ботать теорию газов от одной упругости к другой (может быть, она уже разработана в теории идеальных газов?). Так как поперечные сечения труб нужно делать приблизительно пропорциональными количеству потребляемого вещества, то для каждого сосуда должна быть своя особая труба; у больших сосудов они будут весьма толсты. Если от труб по-требуется значительная длина, то можно будет их сделать из нескольких колен, причем меньшие колена больших труб потом смогут служить как большие колена меньших.

Примечание: Чтобы жидкие (или твердые) газы занимали в сосудах все время надлежащее положение, чтобы можно бы было сразу без всяких приспособлений пускать в действие снаряд, чтобы в различных его частях поддерживалась нужная температура, нуж¬но, чтобы действие снаряда (т.е. ускорение) никогда не прекраща¬лось за все время полета, в то время, когда действие это само по себе не нужно, нужно довести его до минимума, но не прекращать вовсе. Акселератор при двигателе, следовательно, совсем закрывать никогда не следует.

Прибор для ориентирования

Кроме оптических приборов (перископов и подзорной трубы), которые будут позволять видеть все кругом, нужно еще взять с собой такие, которые бы сами всегда нам пока¬зывали некоторые направления для быстрой ориентировки, в том, куда мы сообщаем снаряду ускорение (куда повер¬нуть снаряд). Такие направления — ось Земли и перпенди¬куляр к эклиптике Земли, а затем, может быть, и другие на¬правления, смотря по тому, какой мы совершаем полет. Иметь такие оси мы можем в виде астатических жироско¬пов, укрепленных так, что им предоставлена полная воз¬можность вполне свободно вращаться во все стороны, т.е., вернее, оставаться неподвижными, несмотря на повороты снаряда. Для этого можно, например, пустить их свободно плавать в жидкости. Вращение их — электродвигателем].

Показатель ускорения (механического])

Показатель величины ускорения состоит просто в силь¬но растяжимом безмене, на который привешен груз. Безмен и будет показывать вес этого груза относительно снаряда, т.е. величину механического ускорения снаряда (ускорение от тяготения внутри снаряда никоим образом определено быть не может). Смотря на этот безмен, и будем действовать акселератором при двигателе. Если присоединить к показа¬телю безмена карандаш и поставить под этот карандаш пе¬редвигающуюся ленту бумаги, то мы получим на ней кри¬вую, которая (собственно, площадь, ею ограничиваемая) яв¬ляется показателем всего сообщенного снаряду механиче¬ского ускорения (т.е. суммы всех сообщенных), или, иначе, показателем израсходованного и оставшегося активного ве¬щества.

Осложнения, вносимые атмосферой

Прежде всего, атмосфера будет задерживать снаряд при отлете, а при достаточной скорости будет и нагревать его (см. раздел “Температура движущегося газа относительно неподвижных тел”). Для того, чтобы избежать и того и другого, если оно примет чересчур большие размеры, может быть, придется весь снаряд одевать в футляр, специально приспособленный для полета в воздухе.

Второе осложнение: атмосферное давление повысит дав¬ление и плотность газов у выходного отверстия (не будет давать им возможность вылетать так легко), а это поведет к уменьшению скорости вылетающих газов — уменьшению коэффициента полезной отдачи. Для парализования этого факта нужно самостоятельно сделать упругость газов у вы-ходного отверстия такой, чтобы атмосферное давление им было нипочем, т.е. чтобы эта упругость была хотя [бы] несколько больше. А чтобы достигнуть этого, не уменьшая коэффициента полезной отдачи, т.е. не повышая температу¬ры газов у выходного отверстия, необходимо уменьшить площадь его сечения, т.е. на время полета в пределах атмо¬сферы надеть на выходное отверстие сужающий колпак или работать вообще специальной, более узкой, трубой, которая потом выбрасывается. Так как и в начале трубы давление соответственно повысится, то, значит, насосам придется пе¬рекачивать газы из более... придется им работать сильнее. Специально на этот случай нужно повысить им прочность всякими штуками, которые потом выбросить.

Эврика/ Ведь на время полета в атмосфере и внутри сосу¬дов давление нужно повысить, чтобы их не раздавило атмо¬

сферой. Это сделается автоматически, так как регулятор отопления регулируем по разности между внутренним и внеш¬ним давлением — нужно его устроить так, чтобы скорость снаряда не влияла на давление на него (регулятор) воздуха. При возвращении на Землю повторится то же самое.

Из только что сказанного (сопротивление] атмосферы, нагревание, осложнение с трубой) видно, что чем скорее выйти из атмосферы, тем лучше. При этом роль играют главным образом первые несколько десятков верст толщины ее, так как за этим пределом плотность ее становится ни¬чтожной. Поэтому даже и второй способ полета следует на¬чинать приблизительно как и первый — почти перпендику-лярно к земной поверхности и уже по мере, взлетания на¬правлять ускорение по касательной.

Утилизация атмосферы

Кроме тех вредных осложнений, какие есть и при отлете туда, — нагревание трубы, при возвращении есть и полез¬ные, особенно для второго способа полета и для третьего способа возвращения (о нем сейчас будет), — это сопроти¬вление атмосферы, которое в данном случае полезно. Для первого способа оно играет малую роль, а для других, может быть, сможет сыграть и очень большую.

Пусть мы возвращаемся по второму способу. Станем описывать круги вокруг Земли не вне атмосферы, как это необходимо делать при отлете, и как можно было бы сде¬лать и при возвращении, а в ней. Тогда атмосфера сможет послужить поглотителем скорости снаряда, и следовательно, нам не придется тратить на это активного вещества (за ис¬ключением того, конечно, которое мы истратим на приве¬дение снаряда в состояние описывания кругов). Формула, значит, тогда будет такая:

экономия вещества очень значительная.

Третий способ возвращения состоит в том, что мы, под¬летая к Земле по касательной, вовсе не пользуемся ак¬тивным веществом, а пользуемся атмосферой и для умень¬

шения скорости и для парализования излишней центробеж¬ной силы, которая смогла бы оторвать снаряд от Земли об¬ратно в пустое пространство. Далее спуск совершается, как и при втором способе.

Формула третьего способа уже

Корень тут уже безо всякого коэффициента — квадрат¬ное сбережение вещества.

Как мы видим, и второй (в атмосф[ере]), и третий спо¬соб возвращения] дают очень большую экономию вещест¬ва, т.е. мы тот же полет могли бы осуществить при несрав¬ненно меньшей затрате вещества, а при такой же затрате — несравненно большие полеты (см. раздел “Полеты в сол¬нечной системе и вне ее”).

Но оба эти способа далеко не так просто осуществимы. Дальше выясним, почему.

Температура движущегося газа относительно

неподвижного тела

Температура газа — функция скорости (средней) его мо¬лекул относительно того тела, которым мы измеряем. По¬этому, если тело, которым мы измеряем температуру, будет двигаться относительно газа, то оно покажет большую тем¬пературу, чем если бы было в покое (относительном]). Го¬ворят, что метеоры, например, загораются от “трения” о воздух. Они загораются вследствие того, что средняя ско¬рость молекул воздуха (вследствие огромной скорости ме-теора относительно Земли) относительно метеора огромна, следовательно, и температура воздуха относительно метеора огромна. Поэтому он накаляется и загорается. Когда дело идет о движении газа относительно полированной поверх¬ности, то, так как полированность есть свойство, не дающее возможности определить движение параллельно поверх¬ности, так как полированная (идеально) поверхность не оказывает никакого сопротивления движению газа парал¬лельно ей, то, нужно думать, что чем полированнее поверх¬ность, тем более температура ее относительно движущегося газа становится функцией только нормальной к поверх- 

ности составляющей скорости движения газа. Т.е., если в атмосфере движется полированная поверхность наклонно к направлению движения, то, чем меньше угол атаки, тем меньше будет нагреваться при движении эта поверхность (рис. 12).

Все это, разумеется, необходимо исследовать с количе¬ственной стороны на опыте.

Нагревание при скором движении в воздухе — вот пер¬вое осложнение второго способа спуска с помощью атмо¬сферы и третьего способа. Второе осложнение этих спосо¬бов — опасность при малейшей неточности в управлении.

Форма снаряда для спуска при помощи

атмосферы и управление при таком спуске

По вышевыясненным причинам снаряд (ту его часть, которая останется к моменту спуска) нужно поместить в 

футляр, который (если выяснится возможность не сгореть метеором) должен походить скорее на очень вытянутое яд¬ро, чем на летательный аппарат. Углы всех поверхностей его, обращенных вперед, с направлением движения должны быть очень малы. Для поверхностей, обращенных назад, этого требования нет, так как сзади образуется пустота, но нужно построить этот футляр (или, может быть, не футляр, а сам снаряд будет строиться такого вида) (так), чтобы у него не являлось ни малейшего поползновения лететь в воз¬духе иначе, как носом вперед. Вот предлагаемая мною фор¬ма в разрезе в сильно укороченном виде (рис. 13). Если сам снаряд будет строиться такой формы (это и лучше), то ка¬мера, и остатки активного вещества будут занимать весь объем формы.

Почти всю потерю скорости нужно произвести в самых верхних слоях атмосферы, где плотность ее ничтожна — со¬противление, значит, будет соответственно меньше, и водо¬родный, кажется, состав будет меньше нагревать поверх¬ность снаряда (при теоретическом решении вопроса о воз¬можности не сгореть в атмосфере нужно принять в расчет водородный состав верхних ее слоев) (22), так как молекула водорода чрезвычайно легка и та же скорость относительно нее покажет соответственно меньшую температуру. Управ¬ление и должно состоять в том, чтобы, пока возможно, т.е. пока мы не утратили почти всю свою скорость, держаться в верхних слоях атмосферы и только по мере уменьшения скорости спускаться в более плотные слои. При этом для третьего способа спуска вначале угол атаки должен быть от¬рицательным для того, чтобы центробежная сила не оторва¬ла снаряд обратно от Земли. Управление должно быть чрез¬вычайно тонко.

Малейшая неверность в угле атаки, и снаряд зароется в плотные слои атмосферы, где не выдержит силы ее сопро¬тивления; ни снаряд, ни пассажир не выдержат такого за¬медления, или просто ударится в Землю. Или взлетит вверх из атмосферы в пустоту, а потом будет падать на Землю под таким углом, что нельзя будет предотвратить катастрофы: ведь слой атмосферы для скоростей, исчисляемых десятками километров в сек[унду], не настолько толст, чтобы можно было выписывать в нем повороты. Наконец, даже при ни¬чтожном увеличении угла атаки, снаряд сразу не выдержит увеличивающегося сопротивления. Для спуска по второму способу можно порекомендовать взять с самого начала угол атаки такой, чтобы он был заведомо больше необходимого, но не забыть, что большой угол атаки — большое нагрева¬ние. Если мы подлетим к самым верхним слоям точно по касательной, то такой угол атаки не даст снаряду спуститься сколько-нибудь ниже “поверхности” атмосферы, пока ско¬рость его не уменьшится значительно.

Управление производить при помощи руля глубины. Снаряд нужно сконструировать так, чтобы другие рули не были нужны — он сам должен быть устойчив. Кроме того, ведь в самом снаряде есть оплот устойчивости — жироскоп. Он же и не будет позволять делать чересчур резких поворо¬тов. Поэтому жироскоп во все время спуска отжимать — выключать не следует. Самый руль глубины, разумеется, при этом нужно сконструировать так, чтобы наибольшие возможные для него повороты были малы.

При постройке снаряда для возвращения с помощью воздуха, возможно, придется прибегать, для того чтобы по¬верхность его не раскалялась чрезмерно, ко всяким ухищре¬ниям — охлаждать ее, делать ее в виде нескольких, последо¬вательно сбрасывающихся чехлов или менять по мере порчи только носовые режущие части, делать поверхность снаряда из наиболее полированного, и в то же время наиболее туго¬плавкого материала (кварца), или из такого материала де¬лать только носовые части, и даже делать из такого мате¬риала нечто вроде того, как бывают у мостов выдвинутые вперед быки. Вообще этот вопрос, мне кажется, довольно труден. И опыты нужно будет производить на эту тему в большом количестве, постепенно доходя до скорости 22 (для второго способа) и 35 (для третьего) км/сек (23). Если удастся устранить сгорание лишь для меньших скоростей, но все же значительных (допустим, 10 км/сек), то можно совершить спуск смешанным способом: часть скорости по¬терять вне атмосферы и только уже оставшуюся часть поте¬рять при помощи нее.

Лучший непроводник тепла. Согреватели

Как известно, лучшим из известных теперь непроводни-

ков тепла является слой пустоты между двумя возможно бо¬лее отражающими полированными поверхностями. Через такой слой теплопроводности не существует вовсе, а пере- ’дача теплоизлучением происходит слабо вследствие плохо излучающих и плохо поглощающих лучистую теплоту по¬верхностей, ограничивающих слой пустоты. Толщина слоя пустоты при этом, очевидно, никакой роли не играет, так как дело идет об излучении. Значит, самый факт существо¬вания пустого слоя между двумя полированными по¬верхностями] представляет значительную преграду для пе¬редачи тепла излучением. Если же мы в этот пустой слой между поверхностями вставим параллельно им некоторое число тонких полированных пластин, то получим, таким образом, уже не один такой пустой слой, а несколько. Во столько же раз мы повысим и непроводимость всего слоя. Таким образом мы можем получить при небольшой толщи¬не слой, представляющий для тепла огромную преграду. Употребление такой истории на моем снаряде тем более удобно, что она может быть очень легка (пластины можно делать произвольно тонкими, лишь бы не просвечивали), а устроить пустоту там чересчур просто, когда кругом больше ничего и нет.

Непроводники тепла на моей ракете нужны всюду: со¬гревать камеру; отделять друг от друга водород и кислород, которые будут при очень различных температурах; согревать (или не давать согреваться), в общем, изолировать от влия¬ний температур межпланетных пространств и солнечного света все сосуды. На трубу тоже нужны согреватели, чтобы она не лучеиспускала теплоту в пространство — по ней бу¬дут двигаться горячие газы. Вообще, в очень многих местах понадобятся непроводники тепла, так как на снаряде долж¬ны существовать столь различные температуры: в сосудах кислорода и водорода, камеры, газов в трубе, и межпланет¬ная температура. Кроме того, согреватели обязательно будут в составе приспособлений для поглощения солнечной энергии (о них ниже).

Прибор, утилизирующий солнечную энергию

(для разложения воды)

Из схематического разреза (рис. 14) видно устройство 

прибора. Параболическое зеркало направляется осью на Солнце. Солнечные лучи, отражаясь, собираются в фокусе и проходят там через отверстие в нагревателе (см. раздел: “Лучший непроводник тепла”), поставленном для того, чтоб не давать непроизводительно терять тепло находящемуся внутри его приемнику.

Таково удобное устройство для всякого прибора, утили¬зирующего солнечный свет для получения высокой темпе¬ратуры, которой мы можем достичь в приемнике скон¬центрированным солнечным освещением при невозмож-

ности терять теплоту непроизводительно. Вот устройство приемников для двух случаев разложения воды: первый слу¬чай — когда нам нужно получить раскаленную смесь кисло¬рода и водорода; тогда приемник просто представляет собой тугоплавкую, непроницаемую для газов трубу, температура которой, поддерживаемая сконцентрированным солнечным светом, такова, что при ней вода разлагается, и таким обра¬зом мы получаем то, что нам нужно; второй случай — когда мы желаем получить отдельно в холодном состоянии кисло¬род и водород. Вот схема соответствующего устройства (рис. 15).

Рис. 15.

Начинается разложение так же, как и в первом случае в раскаленной трубе — приемнике. Далее отделение (неполное, частичное) кислорода от водорода происходит по известному способу, основанному на различной скорости диффузии водорода и кислорода. Из приемника газы пере¬ходят в трубку с пористыми стенками, которая окружена другой трубой (без пористых стенок). Через стенки по-ристой трубки газы диффундируют и вследствие различной скорости диффузии происходит то, что во внутренней труб¬ке получается избыток кислорода, а во внешней — водоро-

да; далее содержимое обеих трубок встречным током прохо¬дит мимо поступающей в приемник воды и отдает ей свое 'тепло сверх нормального (это возможно потому, что теп¬лоемкость Н2О больше, чем теплоемкость Н2+0).В рез^ъ- тате мы получим в выводных трубках воду, которая пойдет опять в обращение, плюс кислород в одной и водород в другой. Добытый разложением гремучий’ газ можно употребить в двигателе внутреннего сгорания. Сила солнечного освещения — около трех лошадей на

1 м поперечного сечения — дает возможность очень выгодно применять эту машинерию.

Всю систему труб в этих приборах нужно, разумеется, очень тщательно снабдить согревателями (см. “Лучший не¬проводник тепла”).

Зеркала

Параболические зеркала могут быть двух видов: формы параболоида вращения (рис. 17) или формы поверхности прямого цилиндра, у которого в основании сегмент парабо¬лы (рис. 18).

Рис. 18 

Единственное преимущество первого рода зеркал: боль¬шая концентрация лучей (квадратная), чем у зеркал второго рода (линейная). Недостатки первого рода: 1. Поверхность его не разверзаема, так что его гораздо труднее делать и оно плохо портативно, так как плохо — неточно — складывает¬ся, тогда как цилиндрическую поверхность можно сворачи¬вать сколько угодно.

2. (Для употребления на ракете). Для того, чтобы выдер¬живать какое-нибудь ускорение, сообщаемое приложением силы к какому-нибудь его месту, оно должно быть сделано соответствующей прочности — чем больше ускорение, тем прочнее, т.е. и соответствующей тяжести, тогда как, если зеркалу второго рода сообщить ускорение тягой за его попе-речное сечение по направлению (фокусной) оси, то оно, каким ни будь сделано тонким и легким, выдержит то же ускорение, что и проволока того же материала, той же дли¬ны, если ее тянуть по ее направлению.

3. (Также важно для ракеты). Зеркало первого рода, что¬бы лучи пересекались в его фокусе, должно занимать отно¬сительно Солнца вполне строго определенное положение: Солнце должно находиться на его оси. Для зеркала же вто¬рого рода возможны колебания в одной плоскости, а имен¬но так, чтобы Солнце находилось лишь в его осевой плос¬кости.

В этих же пределах от поворота зависит лишь количе¬ство перехватываемой им энергии; на снаряде поэтому зер¬кала второго рода, хотя их ось всегда должна быть парал¬лельна оси снаряда, чтобы они при своей тонкости выдер¬живали ускорение, всегда могут быть применяемы (при на-

х О

б

а — в развернутом виде; б — в свернутом виде

правлении лишь оси снаряда прямо на Солнце их работо¬способность становится равной нулю).

Единственный же недостаток зеркал второго рода (см. выше) не играет особенной роли, так как температуры, большей той, какую могут выдерживать какие-либо мате¬риалы, добиваться все равно не стоит, а и с зеркалами вто¬рого рода мы можем добиться чрезвычайно высоких темпе¬ратур.

Шта

Толщина самого зеркала тут мною в расчет не прини¬мается, так как для снаряда зеркала будут делаться весьма тонкими.

Использование солнечного освещения на снаряде

На снаряде (ракете) мы можем использовать солнечное освещение для предварительного нагревания кислорода и водорода перед их поступлением в трубу. Этим мы достига¬ем большей их скорости при вылете — большей отдачи. Чтобы пользоваться на ракете солнечным светом, нужно за-хватить с собой зеркала весьма большой площади. Зеркала эти (второго рода со складывающейся рамой) должны быть сделаны из тончайших листков какого-нибудь металла (никеля), который бы отражал хорошо возможно больший процент силы солнечного света. Так как сами зеркала будут очень легки, то и рамы к ним могут быть соответственно легкими. Я не имею возможности, вследствие неимения нужных материалов, судить о возможной легкости этих зер-кал, а потому не могу судить и о применимости их на раке¬те. Вероятно, применение их будет выгодно лишь там, где не требуется значительного ускорения, т.е., например, во

второй фазе полетов с Земли по второму способу, в первой фазе возвращения по второму способу и при полетах в Сол¬нечной системе по второму способу (см. “Теория полетов”). Если удастся построить реактивный снаряд, работающий отдачей катодных лучей, то только от Солнца сможет он брать достаточное количество энергии и перерабатывать ее из тепловой в электрическую.

Перспективы для зеркал

Допустим, мы умеем выделывать дешевые и легкие складные зеркала (плоские)! Сделаем зеркала большой ве¬личины и в огромном количестве (я не думаю, чтобы деся¬тина зеркала весила более нескольких десятков пудов). Препроводим их на ракетах и приведем их в такое состоя¬ние, чтобы они стали земными спутниками. Развернем их там. Соединим в еще большие общими рамами (24). Станем управлять ими (поворачивать) каким-либо образом, напри¬мер, поставив в узлах их рам небольшие реактивные прибо¬ры, которыми будем управлять посредством электричества из центральной камеры.

Если эти зеркала будут исчисляться десятинами, то можно взять подряд на освещение столиц. Но, если при¬влечь к этому огромные средства, если наделать зеркал в ог¬ромных количествах и пустить их вокруг Земли так, чтобы они всегда (почти) были доступны солнечному свету, то можно ими согревать части земной поверхности, можно обогреть полюса тундры и тайги и сделать их плодород¬ными. Может быть даже, пользуясь огромными количества¬ми доставляемого ими тепла и энергии, можно было бы приспособить для жизни человека какую-нибудь другую планету, удалить с нее вредные элементы, насадить нужные, согреть. Теми же зеркалами, употребленными как заслонка¬ми, можно было бы и охладить что угодно, заслоняя от него Солнце. Наконец, сконцентрировав на каком-нибудь участке Земли солнечный свет с площади в несколько раз большей, можно этот участок испепелить. Вообще же с та¬кими огромными количествами энергии, которые могут дать зеркала, можно приводить в исполнение самые смелые фан¬тазии. Именно же для полетов они могут иметь еще такое значение, что, направив в снаряд широкий сноп концент¬рированного света, мы будем сообщать ему большее количе¬ство энергии, чем он мог бы получить от Солнца. Так же мы можем и сигнализировать в Солнечной системе.

(Зеркала же можно употребить и как рефлекторы для волн станции беспроволочного телеграфа для направления их куда нужно).

Теория полетов

Чтобы сделать остановку на какой-нибудь планете, нуж¬но помножить отношение М. для полета и возвращения на

т

Землю на то же отношение для этой планеты. Поэтому вы¬годнее не останавливать всего снаряда на этой планете, а пустить его спутником (вокруг планеты), а самому с такой частью снаряда, которая будет необходима для остановки на планете и обратного присоединения к снаряду, совершить эту остановку. Для того, чтобы свой снаряд был виден с больших расстояний, его нужно снабдить огромными плас¬тинами (бумажными), выставленными из него в различных положениях, чтобы их было видно отовсюду; поверхность их должна быть блестя ще-матовая, а веса они большого не будут, так как никакой прочности от них не требуется.

Чем залетать каждый раз на Землю, выгоднее иметь базы с малым потенциалом силы тяготения на самодельных спутниках Луны, например, или на ней самой. В базах на Луне, если там найдется и вода, можно было бы, пользуясь солнечным освещением, вырабатывать и активное вещество. А на летучих самодельных базах нужно хранить запасы ак¬тивного вещества, приборы, инструменты, съестные припасы.

Базы вообще могли бы дать несравненно большую сво¬боду действий. Выходить из камеры снаряда можно, разу¬меется (за исключением планет, атмосферой которых можно дышать), в больших или меньших подобиях водолазным костюмам, имея при себе запасы воздуха. И все базы нужно делать также в виде камер, если мы желаем иметь возмож¬ность снять в них водолазный костюм.

Полеты в Солнечной системе и вне ее

Потенциал силы солнечного тяготения на Земле соот¬ветствует приблизительно 40 км/сек. Но 27 км/сек мы уже имеем в виде земной скорости по ее орбите; остается доба¬вить всего 13 км/сек к той скорости, которая необходима для полета и возвращения на Землю (35 км/сек), чтобы по¬лучить возможность не только взлетать от Земли и возвра¬щаться обратно, но и свободно передвигаться по всей Сол¬нечной системе и даже улетать с нее вовсе. Отношение

т

для этого придется только возвести в степень приблизи¬тельно 4/3. Не так и страшно. Для того, чтобы двигаться в Солнечной системе из одного места в другое, также воз¬можны два способа полета, совершенно аналогичные тем, что изложены вначале относительно Земли (полеты прямой или спиральный). Второй способ тут приобретает то пре-имущество, что, отлетев с Земли, мы уже будем находиться во второй его фазе: утрачивается его недостаток — довольно большая трудность управления при отлете с Земли, когда нужно действовать быстро и точно; с другой стороны, вто¬рой способ потребует значительного времени. Поэтому, я думаю, что если снаряд будет действовать просто активным веществом, то удобнее первый способ, а если зеркала не смогут давать значительного, по сравнению с солнечным, ускорения, то приходится лететь вторым способом.

А вот удобное соединение обоих: выждать, пока Земля в своем движении вокруг Солнца нацелится туда, куда нам нужно лететь, и тогда зашарить прямо туда.

При всех полетах, разумеется, нужны такой способ и направление полета, чтобы движение снаряда относительно Солнца было бы направлено в ту же сторону, что и движе¬ние Земли (базы) — аналогично тому, что отлетать с Земли следует по направлению ее вращения вокруг своей оси. Это даст возможность мало считаться с солнечным тяготением.

Использование взаимных движений небесных тел

Использование спутника при полете в Солнечной системе,

когда нужно запастись скоростью, и возвращении из такого полета,

когда нужно поглотить скорость

На чертеже (рис. 22) показана линия полета, одинаково выгодная как для полета с планеты, так и для возвращения (когда — см. заглавие). Смотря по относительной величине спутника и его удалению, такой способ может дать или по¬глотить скорость величиной до удвоенной его скорости.

Рис. 22

Использование приближающихся или удаляющихся друг от друга тел

Легко видеть, что если мы будем описывать кривую во¬круг двух приближающихся друг к другу тел (рис. 23), то

Рис. 23

скорость снаряда будет увеличиваться до тех пор, пока мы, даже пролетая у самой их поверхности, не сможем заставить его оторваться в пространство. При удаляющихся светилах скорость, наоборот, будет уменьшаться.

Электрическая пушка

Если почему-либо удобство движения в межпланетные пространства сможет оправдать очень большие расходы, по¬требуется сооружение электрической пушки — единствен¬ного сооружения, которое смогло бы дать нужную скорость, если и не всю необходимую для отлета, то часть ее. Вот ее устройство (рис. 24). 

Тело пушки состоит из нескольких (многих) медных трубок с разрезом по всей их длине, вставленных одна в другую изолированно (т.е. с изоляцией). Внутренняя соеди¬нена с одним борном (клеммой) источника электричества], внешняя — с другим; внутри пушки двигается ядро мягкого железа. К ядру приделан соединитель, превращающий эти трубки (в разрезе) в спираль, по которой может проходить ток. Так как соединитель выставлен несколько вперед от ядра, то получившаяся спираль тока втягивает в себя ядро и заставляет его двигаться, а вместе с ним и соединитель, ко¬торого ядро никогда догнать не может. Вот и вся история. Необходимо иметь в виду, что при требуемых огромных скоростях и расстояниях никакие контакты (соединитель) не выдержат трения. Поэтому прохождение тока нужно осуществлять без контакта — прикосновения вольтовыми дугами. Чтобы эти дуги не портили быстро соединитель, требовали меньшего напряжения и вообще меньше было с ними возни, нужно выкачать из пушки атмосферу, до такой, однако, лишь степени разрежения, чтобы эти дуги — теперь гейслеровы, а, может быть, и катодные лучи — ходили бы именно так, как нам нужно. Это, вероятно, можно устроить и соответствующим устройством и формою изоляторов — не оставить таким дугам или лучам ни одной удобной щели, кроме той, которую нужно. Выкачивание атмосферы все равно необходимо для свободы движения ядра: для таких огромных скоростей это чрезвычайно важно. И, кроме со¬прикосновения соединителя с пушкой, нужно достигнуть и устранения вообще всякого соприкосновения движущихся частей с неподвижными по тем же причинам. Если ядро са¬мо будет стремиться стать в середине канала — дело само 

собой устроится. Но, если нет, его придется устроить как- нибудь электромагнитным путем.

Если'ядром взять сам снаряд, в котором пассажир, то на эту историю понадобилось бы огромное количество лет и большое количество энергии. Вот практическое устройство пушки в разрезе (рис. 25):

Через разрезы в телах снаряд соединен с ядрами отдель¬ных нескольких пушек. При этом каждое ядро состоит из нескольких следующих друг за другом ядер, которые соеди¬нены в одну форму каким-нибудь немагнитным веществом, чтобы было меньше сопротивления об неминуемые остатки атмосферы.

Если ядра сами не захотят идти в* середине канала, а станут прижиматься к стенкам, то их положение можно урегулировать, урегулировав положение снаряда, что, мне кажется, не трудно достижимо электромагнитным способом. Нечего и говорить, что вся пушка должна быть идеально точна. Как ее поэтому построить удобнее, я не имею дан¬ных решить, на равнине или пустить плавать в океан.

Рис. 26

Такая пушка, буде она осуществится, сообщая снаряду значительную начальную скорость, значительно развязала

бы руки относительно... бы потребного количества активно¬го вещества. Ведь нужно помнить, что каждый (лишний) метр в секунду множит количество активного вещества, а не прибавляет его.

Вот, если бы можно было бы туда лететь при помощи пушки, а возвращаться при помощи атмосферы, то, захватив с собой на снаряд не особенно даже большое количество ак¬тивного вещества, мы могли бы такие вензеля выписывать по Вселенной.

Ю. В. Кондратюк

Завоевание

м ежпл ан етньтх

пространств

редлагаемая книжка Ю.В.Кондра-тюка, несомненно, представляет наиболее полное исследование по межпланетным путешествиям из всех писавшихся в русской и ино-странной литературе до последнего времени. Все исследования проделаны автором совершенно самостоятель-но, на основании единственного по¬лученного им сведения, что на раке¬те можно вылететь не только за пределы земной атмосферы, но и за предел земного тяготения. В книжке освещены с исчерпывающей полнотой все вопросы, затронутые и в других сочинениях, и, кроме того, разрешен целый ряд новых вопросов первосте-пенной важности, о которых другие авторы не упоминают. К числу по-следних относятся:

1. Предложение пользоваться го¬рением различных веществ в озоне, а не в кислороде, что повышает теп-лоту горения.

2. Предложение пользоваться твердыми горючими (литий, бор, алюминий, магний, силиций) в допол¬нение к газообразным, как для повы-шения теплоты сгорания, так и для применения сжигаемых баков, кото-рые после опорожнения от жидкого горючего сами обрабатываются и направляются в печь. Такое же предложение было высказано инже¬нером Ф.А. Цандером на докладе в теоретической секции Московского

общества любителей астрономии в декабре 1923 г., но в руко¬писи Ю. В. Кондратюка это предложение фигурировало раньше доклада Ф.А. Цандера.

3. Он первый дал формулу, учитывающую влияние веса ба¬ков для горючего и кислорода (пропорциональный пассив по терминологии автора) на общий вес ракеты, и доказал, что ракета, не сбрасывающая и не сжигающая своих баков во вре¬мя движения, вылететь за пределы земного тяготения не мо¬жет.

4. Ему же принадлежит предложение делать ракету с крыльями и летать на ней в воздухе, как на аэроплане. В ино¬странных работах подобное предложение отсутствует вовсе (там вместо него было высказано Ф.А.Цандером на том же заседании и затем в рукописи автора). Но исследование Ю. В. Кондратюка идет далее, так как он не только указы-вает на необходимость применения крыльев, но и приводит до¬вольно подробное исследование, при каких ускорениях крылья будут полезны, какие при этом будут углы наклона траекто¬рии ракеты к горизонту, и дает наивыгоднейшую силу реакции ракеты при полете в воздухе; она оказывается порядка перво¬степенного веса ракеты.

Вообще динамика взлета ракеты представляет труд¬нейшую часть вопроса, и Ю. В. Кондратюк разрешил ее с наи¬большей широтой сравнительно со всеми другими авторами.

Здесь же приведено исследование нагревания передней час¬ти ракеты о воздух с учетом как адиабатического сжатия воздуха, так и перепускания поверхности ракеты и самого нагретого воздуха. Этим вопросом также никто не занимался.

При этом все числа даны у Ю. В. Кондратюка, хотя и до¬вольно грубо (об этом он сам упоминает в предисловии), но всегда с погрешностью в невыгодную для конструктора сторо- ну.

Даже такой вопрос, как устройство промежуточной базы между Землей и другими планетами и ее ракетно¬артиллерийское снабжение, который у других авторов отдает фантазией поэта, у Ю. В. Кондратюка поставлен вполне осно¬вательно, с большим предвидением технической и ориентиро-вочной стороны дела; и сама база мыслится им как спутник не Земли (как у всех остальных авторов), а Луны, что в значи¬тельно большей мере гарантирует базу от потери скорости вследствие длительного торможения хотя бы ничтожными остатками земной атмосферы и от падения на Землю.

Также весьма продуманным является и заключительный параграф — о подготовительных работах по осуществлению межпланетных путешествий.

Книжка написана совершенно своеобразным языком, с свое¬образными обозначениями и настолько сжато, что прочесть ее можно без затруднения, лишь доверяя заключениям автора и отсутствию кавычек. Интересуясь результатами своих иссле¬дований, автор опустил в тексте почти все выводы и сохранил только окончательные формулы, вывод которых не всегда эле¬ментарен и требует иногда большого напряжения мысли и вполне ясного понимания механической сущности трактуемых вопросов.

Некоторые из формул мы снабжаем своими примеча-ниями, обобщающими чтение и уточняющими результат; но суще¬ственных отличий результатов автора или дополнений к ним не получится, так как в основе все решено правильно, а точ¬ность до сотых долей не нужна там, где не ясны десятые.

Принимая во внимание, что Ю. В. Кондратюк не получил высшего образования и до всего дошел совершенно самостоя¬тельно, можно лишь удивляться талантливости и широте взглядов русских механиков-самоучек.

Предлагаемая книжка будет служить настольным спра¬вочником для всех, занимающихся вопросами ракетного поле¬та.

Москва, 4-ХП-27 г. • Профессор В. Ветчинкин

Предисловие автора

Настоящая работа в своих основных частях была напи¬сана в 1916 г., после чего трижды подвергалась дополнени¬ям и коренной переработке. Автор надеется, что ему удалось представить задачу завоевания Солнечной системы не в ви¬де теоретических основ, развитие которых и практическое применение подлежат науке и технике будущего, а в виде проекта, хотя и не детализированного, но уже с конкретны¬ми цифрами, осуществление которого вполне возможно и в настоящее время для нашей современной техники, после серии экспериментов, не представляющих каких-либо осо¬бых затруднений. Осуществление этого притом, от предва¬рительных экспериментов начиная и кончая полетами на

Луну, потребовало бы, насколько об этом можно судить за¬ранее, меньшего количества материальных средств, нежели сооружение нескольких крупных военных судов.

О существовании на ту же тему труда инж. Циолковско¬го автор узнал лишь впоследствии и только недавно имел возможность ознакомиться с частью статьи “Исследование мировых пространств реактивными приборами”, помещен¬ной в журнале “Вестник воздухоплавания” за 1911 г., при¬чем убедился в приоритете инж. Циолковского и разреше-нии многих основных вопросов. Из приводимой статьи, од¬нако, не были выброшены параграфы, заведомо уже не представляющие новизны, с одной стороны, чтобы не на¬рушать цельности изложения и не отсылать интересую¬щихся к очень редким теперь и трудно разыскиваемым но¬мерам “Вестника воздухоплавания”, с другой же стороны потому, что иногда те же самые теоретические положения и формулы, лишь несколько иначе освещенные, дают иное освещение и всему вопросу. При всем том автор работы так и не получил возможности ознакомиться не только с ино¬странной литературой по данному вопросу, но даже и со второй частью статьи инженера Циолковского, помещенной в журнале за 1912 г.

Многие из приводимых в этой работе формул и почти все цифры даны с упрощениями и округлениями, часто да¬же довольно грубыми; причина этого то, что необходимый для детальной разработки вопроса опытный материал еще отсутствует в настоящее время, вследствие чего для нас нет смысла копаться в сотых долях, раз пока мы не можем быть уверены и в точности десятых; целью некоторых выкладок настоящей работы было лишь дать представление о порядке физических величин, с которыми нам придется иметь дело, и об общем характере, их изменения, так как вычисление их точных значений до соответствующих экспериментальных исследований невозможно. По аналогичной причине в ра¬боте отсутствуют и конструктивные рисунки и чертежи: об¬щие принципы конструкций легко могут быть выражены и словесно, частности же нами пока разрабатываемы быть не могут; всякий чертеж поэтому, как заключающий в себе по необходимости некоторые частные формы, вместо пособия, явился бы скорее помехой к научному пониманию.

Ввиду относительной новизны предмета, автору пришлось ввести довольно много собственных терминов, замененных почти везде для краткости буквенными обозна¬чениями, применение которых таково: те же самые буквы, которые в формулах и выкладках обозначают численные значения физических величин, в тексте заменяют собой со-ответствующие общеупотребительные физические или спе¬циальные термины данной работы. Для облегчения чтения в конце статьи дается отдельный перечень всех буквенных обозначений, употребляемых повторно в нескольких местах статьи. Во всех случаях, когда не дано особых указаний, буквы обозначают физические величины, выраженные в аб¬солютных (СО8) единицах.

Июнь 1925 г. Ю. Кондратюк

Второе предисловие автора

Коснусь основного общего вопроса этой работы, совер¬шенно неосвещенного в первоначальном изложении — во¬проса об ожидаемых результатах для человечества от выхода его в межпланетные пространства.

Пионер исследований данного предмета проф. Циол¬ковский видит значение его в том, что человечество сможет заселить своими колониями огромные пространства Сол¬нечной системы, а когда Солнце остынет, отправиться на ракетах для поселения в еще не остывших мирах.

Подобные возможности, конечно, отнюдь не исключе¬ны, но это все предположения отдаленного будущего, часто чересчур уж отдаленного. Несомненно, что еще долгое вре¬мя вложение средств в улучшение жизненных условий на нашей планете будет более рентабельным, нежели основа-ние колоний вне ее; не нужно забывать, что по сравнению с общей поверхностью нашей планеты лишь незначительная часть ее как следует заселена и эксплуатируется.

Посмотрим на проблему выхода человека в межпланет¬ные пространства с более “сегодняшней” точки зрения: чего мы можем конкретно ожидать в ближайшие — макси¬мум — десятилетия, считая от первого полета с Земли.

Если не вдаваться в более или менее необоснованные фантазии, то наши ожидания будут заключаться в следую¬щем:

1) Несомненное огромное обогащение наших научных знаний с соответствующим отражением этого и в технике.

2) Возможное, более или менее вероятное, хотя и не до¬стоверное, обогащение нашей техники ценными вещества¬ми, которые могут быть найдены на других телах Солнечной системы и которые отсутствуют или слишком редки на зем¬ной поверхности.

3) Возможные иные дары Солнечной системы, которых мы сейчас частью не можем и предвидеть, и которые могут быть и не быть, как, например, результаты общения с пред¬полагаемым органическим миром Марса.

4) Несомненная возможность для человечества овладеть ресурсами, с помощью которых можно будет самым корен¬ным образом улучшить условия существования на земной поверхности, — проводить мелиорацию ее в грандиозных размерах, осуществляя в недалеком будущем предприятия и такого порядка, как, например, изменение климата целых континентов.

Я говорю, конечно, не о чем ином, как об утилизации неисчерпаемых запасов энергии солнечного света, которая так затруднительна в условиях земной поверхности, де¬лающих ее менее рентабельной, чем эксплуатация топлива, воды и ветра, и которая, наоборот, будет неизмеримо рента-бельнее в пространствах, где отсутствуют атмосфера и ка¬жущаяся тяжесть. Именно в возможности в ближайшем же будущем начать по-настоящему хозяйничать на нашей пла¬нете и следует видеть основное огромное значение для нас в завоевании пространств Солнечной системы.

Перебирая в уме удивительные достижения науки и тех¬ники последних лет и невольно задаваясь вопросом, почему не решена на практике до сих пор задача межпланетных со¬общений, задача, по существу, по сравнению с другими до¬стижениями, не столь уж трудна, если подходить к ней на¬учно, а не с заранее выпученными от удивления и ужаса глазами, и отнюдь не грандиозная в смысле потребных тех-нических средств, — но в то же время имеющая столь неиз¬меримо огромное значение, — задавая себе этот вопрос, приходишь к выводу: от недостатка дерзости и инициативы,

с одной стороны, и непонимания практического значения этой задачи, с другой. Если бы цель этой задачи при той же трудности яснее выражалась бы в долларах, да не так бы поражала своей экстраординарностью, американцы, навер¬ное, уже владели бы ею, а не вели бы так же, как и немцы, лишь весьма предварительные опыты, направленные при¬том, насколько можно судить по нашим газетным сведени¬ям, по не совсем верному пути.

* ♦ *

В 1921 г. я пришел к весьма неожданному решению во¬проса об оборудовании постоянной линии сообщения с Земли в пространства и обратно, для осуществления кото¬рой применение такой ракеты, как рассматривается в этой книге, необходимо только один раз; в 1926 г. — к аналогич-ному разрешению вопроса о развитии ракетой начальных 1500—2000 м/сек ее скорости улета без расходования заряда и в то же время без применения грандиозного артиллерий¬ского орудия — тоннеля, или сверхмощных двигателей, или вообще каких-либо гигантских сооружений. Указанные гла¬вы не вошли в настоящую книгу; они слишком близки уже к рабочему проекту овладения мировыми пространствами — слишком близки для того, чтобы их можно публиковать, не зная заранее, кто и как этими данными воспользуется.

В заключение должен выразить глубокую признатель¬ность профессору В.П.Ветчинкину — редактору настоящей работы и первому ее ценителю.

Предисловие ко второму изданию

Книга Ю. В. Кондратюка “Завоевание межпланетных пространств” занимает особое место в классической литера¬туре по ракетной технике. Автор в исключительно сжатой форме излагает обширный материал, затрагивая все вопро¬сы, связанные с ракетным полетом в мировое пространство.

Первое издание этой книги вышло в 1929 г., а так как тираж составлял всего 2000 экземпляров, то в настоящее время книга является библиографической редкостью. Оце¬нивая значимость книги Кондратюка, проф. Ветчинкин в предисловии к первому изданию совершенно правильно от¬метил, что Ю.В.Кондратюку принадлежит разрешение цело¬го ряда новых вопросов, о которых другие авторы не упо¬минают.

К этим вопросам можно отнести следующие:

1. Предложение воспользоваться горением различных веществ в озоне, а не в кислороде, что повышает теплоту горения, с одной стороны, и удельный вес топлива, — с другой; последнее играет немаловажную роль при характе¬ристике ракеты.

2. Кондратюк первый ввел понятие о пропорциональном пассиве, высказав мысль, что масса ракеты, за вычетом мас¬сы абсолютного пассива, должна быть пропорциональна массе топлива. Ему же принадлежит доказательство, что ра-кета, не сбрасывающая и не сжигающая своих баков во вре¬мя движения, вылететь за пределы земного тяготения не может.

3. Предложение делать ракету с крыльями хотя и не яв¬ляется приоритетом Кондратюка, однако надо признать, что он первый указывает, при каких ускорениях крылья будут полезны, исследует при этом углы наклона траектории ра¬кеты к горизонту, определяет наивыгоднейшую реактивную силу во во время полета и дает ее величину, которая оказы-вается равной примерно начальному весу ракеты.

4. Приближенное исследование вопросов, связанных с нагреванием ракеты при движении ее в воздухе. Этот во¬прос у Кондратюка рассмотрен весьма подробно и пред¬ставляет большой интерес, так как им проведены расчеты

и дан порядок ожидаемых температур, которые будет иметь ракета при ее движении в атмосфере.

Весьма характерна для Кондратюка вдумчивая, серьезная и практическая постановка вопросов.

Рассматривая первое издание этой книги, проф. Ветчин- кин говорит: “При этом все числа даны у Ю.В.Кондратюка, хотя и довольно грубо, но всегда с погрешностью в невы¬годную для конструктора сторону.

Даже такой вопрос, как устройство промежуточной базы между землей и другими планетами и ее ракетно¬артиллерийское снабжение, который у других авторов отдает фантазией поэта, у Ю.В.Кондратюка поставлен вполне основательно, с большим предвидением технической и ори¬ентировочной стороны дела; и сама база мыслится им как спутник не Земли (как у всех остальных авторов), а Луны, что в значительно большей мере гарантирует базу от потери скорости вследствие длительного торможения хотя бы ни¬чтожными остатками земной атмосферы и от падения на Землю.

Также весьма продуманным является и заключительный параграф — о подготовительных работах по осуществлению межпланетных путешествий.” И далее... “Принимая во вни¬мание, что Ю.В.Кондратюк не получил высшего образова¬ния и до всего дошел совершенно самостоятельно, можно лишь удивляться талантливости и широте взглядов русских механ и ков-самоучек”.

Следует отметить, что идеи автора в свете современного развития ракетной техники очень близки к осуществлению, несравненно ближе, чем это можно было предположить 18 лет назад. В самом деле, появление реактивных снарядов, покрывающих сотни километров, и развитие ракетной авиа¬ции показывают, что ракетная техника стоит на пороге ре-шения вопроса о межпланетных полетах. С этой точки зре¬ния книга Ю.Кондратюка безусловно представляет интерес, так как полнота исследований, проведенных автором, со¬храняет свою значимость и на сегодня.

Основное внимание мы уделили проверке формул, так как автор опустил их вывод, приводя только конечные ре¬зультаты. Вывод некоторых формул мы даем в подстрочных примечаниях. Далее, мы заменили терминологию автора наиболее употребительной в современной литературе по этому вопросу. В частности, очень общий термин автора “выделение” мы заменили согласно смысловому значению. Термин “ракетный заряд” мы нашли наиболее удобным за¬менить термином “запас топлива” и т.д., в остальном все сохранилось.

Для того, чтобы дать некоторое представление о лич¬ности Ю.Кондратюка, мы приводим выдержки из его пись¬ма к проф. Н.А.Рынину.

П. Иванов

Из письма автора к проф. Рынину Уважаемый Николай Алексеевич!

Полагая, что чисто личные стороны моей жизни не пред¬ставляют особого интереса, постараюсь сообщить достаточ¬но полно преимущественно то, что имеет отношение к моим исследованиям по теории межпланетного сообщения.

Первоначально толкнуло мою мысль на работу в сторону овладения мировыми пространствами, или, вернее, вообще в сторону грандиозных и необычных проектов, редкое по силе впечатление, произведенное прочитанной мною в юности та-лантливой индустриальной поэмой Келлермана “Тоннель ”.

К этому времени мой научный и технический багаж состо¬ял из незаконченного среднего образования плюс несколько неси¬стематических дополнений, сделанных самостоятельно в сто¬рону высшей математики, физики и общетеоретических основ техники со склонностью к изобретательству и самостоятель¬ным исследованиям более, чем к детальному изучению уже най¬денного и открытого.

Мною были “изобретены”: водяная турбина типа колеса Пельтона взамен мельничных водяных колес, считавшихся мною единственными водяными двигателями, гусеничный ав¬томобиль для езды по мягким и сыпучим грунтам, беспружин- ные центробежные рессоры, пневматические рессоры, автомо¬биль для езды по неровной местности, вакуум-насос особой конструкции, барометр, часы с длительным заводом, электри¬ческая турбина и многое другое, — вещи, частью технически совершенно непрактичные, частью уже известные, частью и новые, заслуживающие дальнейшей разработки и осуществле¬ния. В математике — упорные исследования по геометри¬ческой аксиоматике (преимущественно постулату параллель-ных), “открытие” основных формул теории конечных разно¬стей, некоторые неразвитые, однако, далее обобщения теории конечных разностей и анализа и много менее значительных ве¬щей, почти сплошь являющихся открытием ранее известного. В химии и технике — основные элементарные представления. В физике — упорное стремление опровергнуть второй принцип термодинамики (характерно, что это,кажется, общая черта с К.Э.Циолковским) и даже в философии — попытки построе¬ния логических систем, закончившиеся вместе с 99/100-ми са¬мого интереса к философии “открытием” тяжело восприни¬маемого принципа детерминизма.

Впечатление от келлермановского “Тоннеля ” было таково, что немедленно вслед за его прочтением я принялся обрабаты¬вать, насколько позволяли мои силы, почти одновременно две темы: пробивка глубокой шахты для исследования недр Земли и утилизации теплоты ядра и — полет за пределы Земли. Любо¬пытно, что читанные мною ранее фантастические романы Жюль Верна и Г. Уэллса, написанные непосредственно на темы межпланетных полетов, не произвели на меня особого впечат¬ления — причиной этому, видимо, было то, что романы эти, написанные менее талантливо и ярко, чем роман Келлермана, являлись в то же время для меня явно несостоятельными с на-учно-технической точки зрения.

Тема о глубокой шахте после выработки основ некоторых предположительных вариантов очень быстро уперлась в невоз¬можность для меня провести соответствующую эксперимен¬тальную работу; тема же о межпланетном полете оказалась много благодарнее, допуская значительные теоретические ис¬следования, и овладела мною на продолжительное время, в те¬чение которого я неоднократно к ней возвращался, пока не по¬дошел к пределу, за которым дальнейшая плодотворная работа невозможна без параллельного экспериментирования.

Первый период работы продолжался более полугода и вклю¬чил в себя нахождение почти всех основных положений ракет¬ного полета, вошедших в изданный труд, но без более деталь¬ной обработки и зачастую без точной математической аргу¬ментации. Из изданного впоследствии в этот период совер- шенно не были намечены гл. V и VIII и только в принципе на¬мечались гл. IV и IX, а в гл. VII по слабому знакомству с хими¬ей рассматривался только заряд из кислорода и водорода.

Основным материалом работы этого периода было выведе¬ние основной формулы ракеты [формула (4)], нахождение наи¬выгоднейшей траектории (гл. VI) и некоторые общие положе¬ния из других глав.

Задавшись темой полета в межпланетные пространства, я сразу остановился на ракетном методе, — “ракетном” в общем смысле этого слова согласно определению, данному мною в гл. I, отбросив артиллерийский, как явно технически черес-чур громоздкий, а главное — не сулящий возвращения на Землю и потому бессмысленный. Еще до выведения основной формулы мною было примерно рассчитано несколько механических вари-антов, из которых самым последним и совершенным был бы¬стро вращающийся барабан с намотанным на нем стальным тросом, который должен был разматываться по инерции в од¬ну сторону, сообщая барабану ускорение в противоположную. Получив, разумеется, сразу же невероятно чудовищные значе-ния для необходимого веса ракеты (“п”), я перешел к комбини¬рованным ракетно-артиллерийским вариантам: пушка выстре¬ливает из себя ядро, которое в свою очередь является пушкой, выстреливающей ядро, и т.д. — и опять получил чудовищные размеры начального орудия. После этого я вторичную пушку (т.е. первое ядро) повернул дулом назад, превратив ее в посто¬янный член ракеты, и заставил ее стрелять в обратную сто¬рону более мелкими ядрами, т.е. увеличил активную массу за¬ряда за счет пассивных масс — и опять получил чудовищное значение для массы пушки ракеты, но тут заметил уже, что чем больше увеличиваю массу активной части заряда за счет пассивных масс (ядер), тем выгоднее получаются формулы для массы этой ракеты. Отсюда нетрудно было логически перейти к чистой термохимической ракете, которую можно рассмат¬ривать как пушку, непрерывно стреляющую холостыми заря¬дами. Вслед за этим и была выведена основная формула (4) ра¬кеты, причем вследствие сделанного мною при первоначальных подсчетах упрощения и потом забытого и упущенного из виду, в основании этой формулы некоторое время стояло не “I”, а “2”, и результаты из-за этой ошибки сразу получились чрезвы¬чайно обнадеживающими. Вскоре же мною были найдены и принципы наивыгоднейшего использования ракетной реакции — о сообщении ускорения в низшей точке траектории. После ис-правления ошибки в основании формулы (4) я получил в резуль¬тате уже менее благоприятное значение п (отношение массы ракеты к полезному грузу), а именно п = 55 без учета неиз¬бежных потерь на коэффициент полезного действия и присут¬ствие пропорциональных пассивных масс. Эта цифра 55 меня уже сильно тревожила, но обаяние затронутой темы было таково, что, сам себя обманывая, я насильно считал эту цифру приемлемой до тех пор, пока не нашел в конце концов противоядия этим “55” в виде физико-математического обос¬нования возможности благополучного спуска на Землю за счет сопротивления атмосферы, а затем в развитии искусственным путем начальной скорости, организации межпланетной базы и ее ракетно-артиллерийском снабжении. Другим смутно тре-вожившим вопросом долгое время являлась необходимая по пер¬вому чисто ракетному варианту отлета весьма значительная сила реакции — не менее удвоенной силы тяжести; это беспо¬койство оставило меня позднее — после найденной возмож-ности с выгодой использовать при отлете авиационные кры¬лья, причем минимальная допустимая сила реакции умень¬шается в несколько раз. Наконец, последним сильно беспоко¬ившим меня вопросом являлась метеорная опасность. Лишь несколько дней назад получив от Я. И. Перельмана его книгу “Межпланетные путешествия”, я узнал, что иностранные авторы, математически исследовавшие этот вопрос, пришли к благоприятным выводам.

Достигнув в 1917 г. в своей работе первых положительных результатов и не подозревая в то время, что я не являюсь пер¬вым и единственным исследователем в этой области, я на не¬которое время как бы “почил на лаврах ” в ожидании возмож-ности приступить к экспериментам, которую рассчитывал получить реализацией изобретений, держа в то же время свою работу в строжайшем секрете. Учитывая с самого начала ог¬ромность и неопределенность возможных последствий от вы¬хода человека в межпланетные пространства, я в то же вре¬мя наивно полагал, что достаточно опубликовать найденные основные принципы, как немедленно кто-нибудь, обладая до¬статочными материальными средствами, осуществит меж¬планетный полет.

В 1918 г. в одном из старых номеров “Нивы ” я случайно наткнулся на заметку о ракете Циолковского, но “Вестника воздухоплавания ” на который ссылалась заметка, я еще долгое время не мог разыскать.

Эта заметка и попадавшиеся мне впоследствии заметки в периодической печати о заграничных исследованиях дали тол¬чок для дальнейшей более точной и подробной разработки тео¬рии полета для перехода от общих физических принципов к об-суждению технической возможности к их реальному примене¬нию. Принимаясь за работу несколько раз, с перерывами между репетиторством, колкой дров и работой смазчика, мне удалось к 1925 г. дополнить ее почти до настоящего ее вида: во всех главах была проведена более основательная математическая мотивировка, подобран довольно полный химический материал, разработана гл. VIII о сопротивлении атмосферы при отлете, обоснована расчетами возможность благополучно планирую¬щего спуска и сделаны другие менее важные дополнения.

В 1925 г., когда работа уже приходила к концу и когда мне удалось, наконец, разыскать “Вестник воздухоплавания” за 1911 г. с частью работы К.Э.Циолковского, я хотя и был от¬части разочарован тем, что основные положения открыты мною вторично, но в то же время с удовольствием увидел, что не только повторил предыдущее исследование, хотя и другими методами, но сделал также и новые важные вклады в теорию полета. Главное отличие в методе моих расчетов от метода К.Э.Циолковского заключается в том, что Циолков¬ский в весьма многих случаях исходит из работы, я же всюду — исключительно из скоростей и ускорений. Ввиду того, что работа сил в ракетном вопросе зависит от многих условий и сказывается также весьма различно, сообщаемые же ими ускорения, а следовательно, и скорости, гораздо более опреде¬ленны, я и считаю скоростной метод расчета более , легким и продуктивным.

В 1926 г. я получил отзыв проф. В.П.Ветчинкина, прямо ошеломивший меня своей высокой оценкой моей работы.

... В 1927 г., по совету В.П.Ветчинкина, мною была заме¬нена более обычной и удобнопонимаемой система обозначений и отчасти терминология, вставлен не приводившийся мною ра¬нее вывод формулы (4) и исправлена ошибка в формуле (6) (влияние масс пропорционального пассива). Он же обратил мое

внимание на огромное значение конструктивной разработки ‘‘горелки ” — извергающей трубы, почему мною и была написа¬на и вставлена гл. IV. Дальнейшая плодотворная разработка темы о межпланетном полете чисто теоретическими мето-дами, по-видимому, невозможна, для меня по крайней мере; не¬обходимы экспериментальные исследования. Время и деньги для них я и рассчитываю получить изобретениями в различных об¬ластях, в частности, по роду моей работы теперь — в облас¬ти элеваторной механики. Пока имею первые успехи в виде не¬давнего признания моего нового типа элеваторного ковша и самотасок, завоевавших уже себе место против почти неиз¬менного издавна типа...

Уважающий Вас Юр. Кондратюк

I. Данные ракеты. Основные обозначения

еханическое определение ракеты как реактивного прибора таково: “снаряд, который, последовательно отбрасывая с некоторой скоростью частицы своей массы, сам развивает скорость в про¬тивоположном направлении за счет их реактивного действия”. Примем сле¬дующие термины и обозначения, ка¬сающиеся ракеты как таковой:

М — масса ракеты в данный мо-мент;

М0 — масса ракеты начальная;

Мк — масса ракеты в момент

окончания ее функционирования как таковой — “конечная масса”;

М- — масса ракеты в момент

прохождения ею начальной точки данного участка (/) ее траектории;

— масса ракеты в момент

прохождения ею конечной точки дан¬ного участка ( /) ее траектории.

“Выделение” — совокупность час¬тиц, отбрасываемых ракетой, реакция которых и сообщает ракете скорость.

и — “скорость выделения” — ско¬рость отбрасываемых частиц относи¬тельно ракеты в тот момент, когда они начинают двигаться независимо от нее, если не считать практически ничтожной силы тяготения к ракете. Мы будем полагать, что в течение каждого данного промежутка времени

В.П.Ветчинкин

Отзыв на статью Ю. Кондратюка

“О межпланетных путешествиях”

предисловии автор статьи указывает, что ему так и не удалось ознакомиться с достижениями иностранных ученых в этой области, не удалось даже достать основных работ К.Э.Циолковского. Но это не помешало автору получить все результаты, достигнутые всеми иссле¬дователями межпланетных путешествий в ^совокупности, что следует считать очень важной заслугой.

В то же время совершенно ориги¬нальный язык автора и необычные для ученых выражения и обозначения дают основание полагать, что автор является самоучкой, изучившим дома основы математики, механики, физики и хи¬мии.

Оба указанные обстоятельства убе¬ждают в том, что механик Ю.Кон¬дратюк представляет из себя крупный талант (типа Ф.А.Семенова, К.Э. Циол¬ковского или А.Г.Уфимцева), забро¬шенный в медвежий утол и не имею¬щий возможности применить свои спо-собности на надлежащем месте.

Переходим к самой работе.

§ 1 представляет основные опреде¬ления, относящиеся к ракете, к ее на¬грузкам и различным участкам траек¬тории.

В § 2 приводится без доказательства формула К.Э. Циолковского, связы1 вающая вес ракеты и ее запас горю- горючего с величиной необходимой скорости и с реактивными свойствами

горючего. В § 3 весьма подробно исследуется вопрос о воз¬можной скорости вылета продуктов горения для различных горючих веществ с термохимической точки зрения, на¬сколько это возможно при полном отсутствии опытных данных и при невозможности для тов. Кондратюка поста¬вить самому соответствующие опыты.

В § 4 дается формула, поясняющая не только выгоду, но и прямую необходимость пользоваться несколькими после¬довательными ракетами (Оберт предполагает 2 ракеты), так как при одной ракете сосуды для горючего должны быть так относительно легки, что их невозможно выполнить; здесь же он делает предложение, аналогичное предложению ин¬женера Ф.А.Цандера (Москва), о сжигании баков для горю¬чего по мере их использования, т.е. о построении баков из веществ, которые впоследствии могут быть с пользой сожжены в ракете. По-видимому, формула в примечании на стр. 15 ошибочна и должна писаться в виде:

—1/1

1

вместо предложенного автором

1 + 9(1 + —)

Ы/

1-9(^-1)

В § 5 рассматривается весьма трудный вопрос о типах траектории ракетного полета, о переходе с одной траекто-рии на другую, о необходимых скоростях для этого и о воз-можных траекториях покидания Земли и возвращения на нее. Весьма оригинальное изложение и необычные обозна¬чения несколько затрудняют чтение этого параграфа; но все выводы его правильны; и в вопросе о выборе траектории Кондратюк идет далее опубликованных работ и приходит к предложению Ф.А.Цандера — о снабжении ракеты крылья¬ми для полета в атмосфере.

В § 6 рассматривается вопрос о возможности для чело¬века выносить большие ускорения в ракетном полете. Автор указывает на предложение Циолковского в желательности помещения пилота в лежачем положении и притом в сосуде с водой, но добавляет его желательностью медленного вра¬щения человека вокруг своей продольной оси, чтобы при¬лив крови и вызываемое этим стремление к отеку меняли свое место в теле человека и, таким образом, не могли бы возникать. Автор базируется на опытах с качелями и гигант¬скими шагами и указывает на возможность сообщить чело¬веку ускорения 3§ без вреда для его здоровья. Фигурные по¬леты в современной акробатической и военной авиации по-казали возможность переносить ускорения до 8ё; что ка-сается до длительных ускорений, которые могут быть полу¬чены на реактивной машине, то на этот счет нет достаточ¬ного опыта.

В § 7 рассматривается вопрос о действии атмосферы на ракету. Наряду с недостаточным знанием законов аэроди¬намики (пользование старой формулой ЬоззГя и новейших исследований по составу, температуре, давлению и плот¬ности атмосферы) автор выказывает огромную способность самостоятельно справляться со всеми указанными затрудне¬ниями и, исходя из самых общих соображений физики, он вычисляет и плотность атмосферы, и работу ее сопротивле¬ния, и условия нагревания ракеты при полете через атмо¬сферу с большими скоростями, и предлагает приделать к ракете крылья и рули — хотя и совершенно правильно, но с очевидно полным незнанием современного состояния авиа¬ции.

В § 8 более подробно рассматривается вопрос о погаше¬нии скорости возврата сопротивлением атмосферы, причем автор дает совершенно правильную траекторию спуска; но здесь же проскальзывает полное незнакомство автора с авиационными конструкциями, способами управления и т. д. Снова автор рассматривает вопрос о нагревании ракеты на высоте 4-6 км над Землей и приходит к довольно утеши¬тельным выводам.

В § 9 говорится о станции — базе, которая должна быть спутником Луны, и о посылке туда материалов и припасов артиллерийски-ракетным способом, без людей.

В § 10 говорится об управлении ракетой и необходимых приборах, при чем задача поставлена совершенно правиль¬но, но без конструктивного разрешения в частности.

В § 11 — общие перспективы — говорится не только о полетах кругом Земли и Луны и на Луну, но также и о по-летах на Марс. Несмотря на весьма благоприятные весовые соотношения при полете на Марс (почти такие же как и при полете на Луну), я полагал бы рассуждения преждевре¬менными из-за большой длительности полета и вызванного этим огромного веса припасов (воздух, вода, пища, топливо) для пассажиров ракеты на время их полета (которое не мо¬жет быть меньше 6 мес.).

В остальном автора нельзя упрекнуть в чрезмерной фан¬тазии.

В § 12 указываются необходимые эксперименты и иссле¬дования, предшествующие ракетному полету в мировое про¬странство. Здесь также все достаточно хорошо продумано.

* * *

Работу тов. Кондратюка можно напечатать и в том виде, какой она имеет сейчас. В дальнейшем можно было бы со¬единить его работу с работой других авторов по тому же во¬просу (К.Э.Циолковский, Ф.А.Цандер, я и, вероятно, еще и другие) с тем, чтобы издать хороший коллективный труд; но такая книга не может быть написана быстро, и ради сохра¬нения приоритета за СССР не следует откладывать печата¬ния готового труда из-за возможности написания нового, более хорошего.

Для этого совершенно необходимо достать экземпляр, писаный самим автором, так как присланная мне на отзыв копия в смысле переписки не выдерживает никакой крити-ки, а также не снабжена и чертежами, хотя ссылки на них имеются в тексте. Ошибки вписки формул достигают того, что размерность ускорения: ст/52 переписана в виде ст/8; а пишется как Ь и т.д.

Кроме напечатания работы тов. Кондратюка, самого его следует (в случае его согласия) перевести на службу в Моск¬ву, ближе к научным центрам; здесь его таланты могут быть использованы во много раз лучше, чем на хлебном элевато¬ре, здесь и сам Кондратюк мог бы продолжать свое самооб¬разование и работать плодотворно в избранной им области. Такие крупные таланты-самородки чрезвычайно редки и оставление их без внимания с точки зрения государства бы¬ло бы проявлением высшей расточительности.

В.Ветчинкин

Москва, 12/ V 26 г.

В. Н. Сокольский

Ученый, пионер

ракетной техники

ретьим отечественным исследователем, занимавшимся решением проблем межпланетных сообщений, был Юрий Васильевич Кондратюк, жизнь и науч¬ная деятельность которого до настоя¬щего времени изучены очень слабо. Поэтому перед историками науки и биографами этого самобытного иссле-дователя стоит много вопросов, кото-рые еще ждут своего решения. До сих пор неясны, например, некоторые под-робности его биографии, не определена точно дата начала его работ в области астронавтики, не найдены главы, напи¬санные Кондратюком, по его словам, в 1921 — 1926 гг., но не вошедшие в его книгу [6], недостаточно ясны основные этапы его исследовательской работы.

Долгое время была известна лишь одна работа Кондратюка, посвященная проблемам астронавтики, — его книга “Завоевание межпланетных про-странств”, изданная в 1929 г. в Ново-сибирске. И лишь сравнительно неда-вно — уже в послевоенные годы — ста-ло известно, что сохранилось еще несколько рукописей Кондратюка по вопросам межпланетных сообщений, которые в 1938 г. были переданы авто-ром известному историку авиации Б. Н. Воробьеву [7].

Таким образом, известное в на¬стоящее время научное наследие по

вопросам межпланетных сообщений состоит из следующих материалов: 1) Рукопись без заглавия, состоящая из четырех тетрадей, сшитых в одну, 104 с. рукописного карандашного текста. При передаче материалов Воробьеву Кондратюк да¬тировал их 1916 г.

2) Рукопись, начинающаяся словами: “Тем, кто будет читать, чтобы строить”, — 144 с. рукописного текста, вы-полненного черными чернилами. Эту рукопись Кондратюк при передаче датировал 1918—1919 гг.

3) Рукопись без заглавия, написанная черными черни-лами на 79 листах бумаги размером 223x357 мм. При пере¬даче своих материалов Воробьеву Кондратюк первоначально датировал их 1920 г., однако затем дописал: “Переписана и проредактирована в 1923—1924 гг.” Один из экземпляров этого варианта рукописи был в 1925 г. направлен на рецен¬зию В.П.Ветчинкину.

4) Два экземпляра машинописного текста работы “Завоевание межпланетных пространств” на 66 с. с руко-писными вставками и пометками. По сути дела, это перепе¬чатанный на машинке текст предыдущего варианта с учетом замечаний, сделанных Ветчинкиным (добавлен раздел ІПроцесс сгорания, конструкция камеры сжигания и извер¬гающей трубы”, несколько изменены обозначения и отчасти терминология, добавлен вывод основной формулы полета ракеты). Один из этих экземпляров был в 1927 г. отредакти¬рован Ветчинкиным и подготовлен к печати.

5) Книга “Завоевание межпланетных пространств”, из-данная в 1929 г. в Новосибирске.

К сожалению, до настоящего времени не удалось точно установить, к какому времени относится каждая из упомя¬нутых рукописей. Значительно осложняет эту задачу то, что имеющиеся на них даты были проставлены Кондратюком по памяти лишь в 1938 г., и поэтому не могут быть призна¬ны абсолютно достоверными, тем более что в ряде случаев (в первом и третьем вариантах) явно обнаруживаются неко¬торые расхождения (примерно на год) в датах, проставлен¬ных в 1938 г. Кондратюком, с датами, прямо или косвенно содержащимися в тексте.

Изучая рукописи Кондратюка, можно наблюдать, как

постепенно, на протяжении ряда лет, формировались его взгляды на проблемы освоения космического пространства, как от первых, еще не всегда зрелых, а в некоторых случаях и несколько наивных выводов Кондратюк пришел к взгля¬дам, нашедшим отражение в опубликованной в 1929 г. книге ““Завоевание межпланетных пространств”.

Первый вариант рукописи Кондратюка по межпланет-ным сообщениям носит характер черновых записей и не может рассматриваться как законченная работа. Скорее, это предварительные заметки в форме научного дневни¬ка , в которых автор нередко ошибается, спорит сам с со-бой, в ряде случаев переписывает и пересчитывает отдель¬ные разделы. Однако уже в этих ранних набросках встреча¬ется ряд интересных высказываний.

• Кондратюк так же, как и Циолковский, прежде всего, поставил перед собой задачу — вывести основную формулу полета ракеты, чтобы ответить на вопрос: “Возможно ли со¬вершать [межпланетный] полет на реактивном приборе при существующих] ныне известных веществах?” [7].

Проведя соответствующие расчеты, он повторно вывел (несколько иным способом, чем Циолковский) основную формулу полета ракеты (формулу Циолковского) и устано¬вил, что скорость полета ракеты в пустоте зависит лишь от свойств топлива и от соотношения начальной и конечной массы.

Придя к выводу, что полет на другие планеты при по-мощи ракеты принципиально возможен, Кондратюк при-ступает к уточнению ряда вопросов, связанных с полетом в космическое пространство. В своей первой рукописи он рассматривает такие вопросы, как влияние сил тяготения и сопротивления среды, выбор величины ускорения и спосо¬бов отлета, устройство отдельных частей межпланетного ко¬рабля, его управляемость и устойчивость и др.

Здесь же Кондратюк упоминает об использовании сол-нечной энергии, применении для этой цели зеркал, получе¬нии реакции от материальных излучений (а- и Р-частицы,

катодные лучи), останавливается на условиях полетов в пре¬делах Солнечной системы, создании межпланетных проме¬жуточных баз.

Заслуживает также внимания изложенная Кондратюком в этой рукописи последовательность первых шагов по освоению космического пространства. Им были намечены следующие этапы:

1 — испробовать действие приспособления для подъема в атмосфере,

2 — полет не особенно далеко от земной поверхно¬сти! — на несколько тысяч верст,

3 — полет на Луну без остановки там, собственно полет вокруг Луны,

4 — полет на Луну с остановкой [7].

В дальнейшем, продолжая работать над решением про¬блемы межпланетных сообщений, Кондратюк заканчивает второй вариант рукописи, который он при передаче своих работ Воробьеву датировал 1918—1919 гг.

Этот вариант, являвшийся развитием предыдущей рабо¬ты, отличался от нее несколько более систематизированным и подробным изложением. Кроме того, Кондратюк написал ряд новых разделов: “Активное вещество и сжигание его”, “Прибор для ориентирования”, “Показатель ускорения”, “Использование взаимных движений небесных тел” и др.

В ранних работах Кондратюка давались, главным обра¬зом, качественные зависимости и не приводилось доста¬точно подробных математических расчетов. “Я довольно часто употреблял тут, — писал он в предисловии ко второму варианту своей рукописи, — такие фразы, совершенно не¬допустимые в научном сочинении: “не слишком велико”, “достаточно” и т.д., не указывая ничего точно. Это произо¬шло потому, что я совершенно не имел под рукой материа¬лов для того, чтобы провести границу между “достаточно” и “недостаточно”, да значительная часть материалов, необхо¬димых для конструкции ракет, и вовсе еще не собрана”.

Относящиеся к этому периоду рукописи Кондратюка ха¬рактеризуются большим количеством ярких, интересных, но в техническом отношении почти неразработанных идей. К их числу относятся предложения об отбрасывании ставших ненужными пассивных масс ракеты, о создании электрора- кетных и ядерных двигателей, об использовании солнечной энергии, о создании промежуточных межпланетных баз в виде искусственного спутника Луны, об использовании гра¬витационных полей и взаимных движений небесных тел и др.

Не все эти предложения являются оригинальными пред¬ложениями автора, многие из них до него высказаны други¬ми отечественными и иностранными учеными, однако Кондратюк, по его словам, не имел до 1925 г. возможности познакомиться с работами других авторов по данному во¬просу, и поэтому нередко повторял уже открытое ранее другими.

При оценке значения ранних работ Кондратюка для ис¬тории науки и техники следует также иметь в виду, что эти рукописи своевременно опубликованы не были и об их со¬держании стало известно не ранее 1925 г. Следовательно, влияния на развитие ракетной техники они оказать не мог¬ли и представляют интерес лишь для истории развития идей межпланетного полета.

Третий вариант рукописи уже существенно отличался от первых двух как по структуре, так и по форме изложе-ния . В этом варианте Кондратюк попытался дать уже более подробное математическое обоснование выдвинутых им по¬ложений, стремясь, по его словам, “представить задачу за¬воевания Солнечной системы не в виде теоретических основ, развитие которых и практическое применение при¬надлежит науке и технике будущего, а в виде проекта, хотя и невполне детализированного, но уже с конкретными цифрами, осуществление которого вполне возможно и в на¬стоящее время для нашей современной техники, после се¬рии не представляющих каких-либо особых затруднений предварительных экспериментов” [7].

В третьем варианте, который затем лег в основу опубли¬кованной в 1929 г. книги “Завоевание межпланетных про¬странств”, Кондратюк развил многие положения, находив¬шие в общих чертах отражение уже в первых вариантах ру¬кописи. Кроме того, им был написан ряд совершенно новых разделов, к числу которых относились разделы о металли¬ческом и бороводородном топливе, пропорциональном пас¬сиве, действии атмосферы на ракету при отправлении и др.

В то же время в третьем варианте и в книге не получили развития либо вообще не нашли отражения некоторые ма¬териалы, содержащиеся в первых вариантах и безусловно за¬служивающие внимания. Здесь следует, прежде всего, отме¬тить предложения об использовании энергии Солнца и энергии элементарных частиц, о создании электроракетных двигателей и поясов зеркал вокруг Земли, об использова¬нии гравитационных полей и взаимных движений небесных тел для сообщения ускорений межпланетному кораблю.

По всей вероятности, это объясняется тем, что Кондра¬тюк рассматривал этот вариант уже как близкий к осущест¬влению проект и стремился устранить из него все элементы, которые могли показаться в то время несбыточными или очень далекими от осуществления. Так, например, в разде¬ле, посвященном рассмотрению видов энергии, пригодных для выполнения ракетного полета на другие планеты, Кондратюк указывал: “Теоретически возможен еще один особый вид ракеты — ракета, черпающая энергию извне — от солнечного света; на практике, однако, такой способ действия ракеты для нас сейчас неприменим или почти не¬применим вследствие чисто технических затруднений... Вследствие этих затруднений ракету, функционирующую за счет энергии солнечного излучения, мы также оставляем пока в стороне” [7].

Книга Кондратюка “Завоевание межпланетных прост-ранств” явилась последним, наиболее отработанным вари¬антом его трудов, посвященных проблеме межпланетных сообщений.

Следует отметить, однако, что и в изданной книге Кондратюк давал почти все цифровые данные с упрощени¬ем и округлением, стремясь лишь дать представление о по¬рядке физических величин, с которыми придется иметь дело.

В перечисленных выше работах Кондратюка содержится ряд весьма любопытных идей, представляющих значитель¬ный интерес и несомненно заслуживающих внимания.

Уже в первом варианте рукописи Кондратюк пришел к идее уменьшения пассивной массы ракеты путем отбрасы¬вания ставших ненужными частей ее конструкции. Он ука¬зывал: “Везде, где я говорю об активности вещества, ее нужно рассчитывать на вес этого вещества плюс вес того со¬суда, в котором оно находится; когда мы израсходуем неко¬торую часть активного вещества, мы бросаем и тот сосуд, в котором она была. Поэтому лучше, а может быть, и необхо¬димо не держать весь запас активного вещества в одном со¬суде, а в нескольких прогрессивно уменьшающихся” [7).

Еще более четко выражена эта мысль во втором вариан¬те рукописи [7], а в третьем варианте Кондратюк уже вплотную подошел к идее многоступенчатых ракет, не дав лишь ее конструктивной разработки [16]. Здесь же он при¬шел к предложению, высказанному ранее Цандером, об ис¬пользовании ставших ненужными элементов конструкции ракеты в качестве дополнительного горючего.

В этом же варианте Кондратюк посвятил специальный раздел различным ракетным топливам, рассматривая в ка¬честве горючего нефть, ацетилен, водород, кремний и ме¬таллы с высокой теплотворной способностью, а в качестве окислителя — кислород и озон.

В своих работах Кондратюк большое внимание уделял рассмотрению таких вопросов, как выбор оптимальных тра¬екторий отлета, исследование условий полета в Солнечной системе, рассмотрение способов возвращения на Землю с минимальной затратой горючего и др.

Первоначально Кондратюк рассмотрел условия отлета без учета сил сопротивления среды и пришел к выводу, что способ отлета по радиусу (вертикально вверх) является с энергетической стороны самым невыгодным, так как при этом расход топлива будет максимальным. Он указал также на наиболее выгодный при этих условиях способ отлета: со¬общать телу ускорение под таким углом, чтобы истинное ускорение было перпендикулярно направлению действия силы тяготения и совпадало по направлению с вектором скорости (т.е. по тангенциальной траектории). Наличие ат¬мосферы вносило, однако, существенные коррективы в эти расчеты, поскольку при отлете по тангенциальной траекто¬рии полет слишком долго протекал бы в атмосфере ощути¬мой плотности, что свело бы на нет все преимущества вто¬рого способа. Учитывая это, Кондратюк еще в первом вари¬анте рукописи упоминал, что предварительно “нужно взле¬теть верст на 50, чтобы вредного влияния атмосферы избег-нуть почти совершенно” [7]. Об этом же говорилось и во втором варианте рукописи. “При этом, — указывал Кондра¬тюк,— роль играют главным образом первые несколько де¬сятков верст толщины (атмосферы), так как за этим преде¬лом плотность ее становится ничтожной. Поэтому даже и второй способ полета следует начинать, приблизительно как и первый, почти перпендикулярно к земной поверхности и уже по мере взлетания направлять ускорение по касатель¬ной” (7).

Гораздо обстоятельнее был рассмотрен вопрос о дина¬мике взлета в третьем варианте рукописи, где Кондратюк уже довольно подробно останавливается на различных типах траекторий отлета с учетом влияния на полет ракеты сил сопротивления среды, а также нагревания передней части ракеты при прохождении с большими скоростями через плотные слои атмосферы. Здесь же Кондратюк приходит к предложению, высказанному ранее Цандером, — снабжать ракету крыльями для полета в плотных слоях атмосферы.

В этой работе Кондратюк рассматривал также вопрос о различных типах Траекторий и требуемых скоростях, о пере¬ходе с одной траектории на другую. Несколько ранее он упоминал об использовании скорости вращения Земли во¬круг своей оси, а также скорости ее обращения вокруг Солнца.

Уделяя большое внимание вопросам теории космическо¬го полета, Кондратюк рассматривает еще несколько спосо¬бов уменьшения запаса топлива, потребного для осущест¬вления межпланетных полетов.

“Чтобы не расходовать большого количества активного вещества, — писал он в первом варианте рукописи, — мож¬но не останавливать всего снаряда, а только несколько уменьшить его скорость, чтобы он равномерно двигался по кругу возможно ближе к телу, на котором (должна быть) сделана остановка. После этого выделить из него неак¬тивную часть с таким количеством активного вещества, ко¬торое необходимо для остановки неактивной части и для того, чтобы потом она смогла догнать (присоединиться опять) к остальной части снаряда” [7].

Затем он переходит к вопросу об устройстве межпланет¬ных промежуточных баз с малым потенциалом тяготения. В отличие от большинства исследователей, он предлагал соз¬дать такую базу в виде искусственного спутника не Земли, а Луны, что должно было предохранить базу от торможения остатками земной атмосферы.

Через все варианты рукописи Кондратюка сквозной ли-нией проходит предложение об использовании при посадке атмосферы в качестве тормозящей среды.

“Но атмосфера, — указывал он в первом варианте руко¬писи, — может оказаться и очень полезной при возвраще¬нии обратно как поглотитель развивающейся скорости, на что не потребуется активного вещества. Атмосфера даст, кроме нормального способа возвращения, еще два. (Неактивная часть снаряда должна быть планером.)

Первый способ. Направить снаряд по касательной к Земле, а затем вблизи Земли в ее атмосфере уменьшить ско¬рость снаряда настолько, чтобы при отсутствии атмосферы он продолжал бы равномерно вращательное движение во¬круг Земли. Но так как он будет в атмосфере, то она замед¬лит постепенно его скорость и в конце концов он, как пла¬нер, спустится на Землю.

Второй способ. Подлетая к Земле, скорость вовсе не

уменьшать; снаряд также направить по касательной и вос-пользоваться атмосферой не только для замедления, но и 1 для того, чтобы снаряд не оторвался обратно от Земли.

Оба эти способа трудны и опасны тем, что, во-первых, нужно придавать неактивной части снаряда форму лета- тел ьн [ого] аппарата, способного выдержать в воздухе ско¬рость 5—10 килом[етров] в сек[унду]; во-вторых, требуют * очень тонкого управления, так как маленькая неточ¬ность — и снаряд оторвется обратно от Земли, или зароется в нее, или получит поворот [чрезвычайно незначительный на обычный расчет], который обломает ему крылья и даст | такое замедление, что внутри сидящий человек потечет. Но огромное преимущество этих способов — то, что они дают громадную экономию активного вещества (формулы будут сейчас), и притом первый способ можно все-таки обставить автоматическим способом довольно безопасно” [7].

Во втором варианте Кондратюк вновь уделяет значи¬тельное внимание возможным способам погашения скорос¬ти при возвращении сопротивлением атмосферы. Здесь же он останавливается на способах борьбы с тепловым нагре¬вом, предлагая изготавливать поверхности из полированных тугоплавких материалов, охлаждать их, применять слоистые, последовательно сбрасываемые поверхности [6]. 1

Как уже указывалось выше, упомянутые работы Кондра¬тюка своевременно опубликованы не были и стали известны лишь после 1925 г. В печати предложение об использовании сопротивления среды при посадке на Землю и другие пла¬неты, обладающие атмосферой, было впервые опубликовано Цандером [16].

В третьем варианте и в книге Кондратюк отводил воп-росу о погашении скорости при посадке сопротивлением атмосферы специальную главу, указывая далее, что этот способ в сочетании с межпланетными базами является клю¬чом к действительному овладению мировыми пространства- ( ми [6]. В результате проведенных исследований Кондратюк пришел к выводу, что задача осуществления межпланетных путешествий может быть реализована в недалеком будущем, изложил свои соображения об ожидаемых результатах для человечества от завоевания космического пространства и указал, что “именно в возможности в ближайшем же буду-

щем начать по-настоящему хозяйничать на нашей планете и следует видеть основное огромное значение для нас в завое¬вании пространств Солнечной системы” [6].

Рассмотрение работ И. В. Мещерского, К.Э.Циолков- ского, Ф.А.Цандера, Ю. В.Кондратюка показывает, что оте¬чественными учеными уже к середине 20-х годов XX века были заложены основы механики тел переменной массы и теории космического полета, а также выдвинут ряд предло-жений, представлявших значительный интерес. К числу та¬ких предложений относились следующие:

1) применение жидкостных ракетных двигателей;

2) применение высококалорийного металлического го¬рючего;

3) использование других видов энергии (атомные и элек- троракетные двигатели, давление солнечного света);

4) создание промежуточных межпланетных баз в виде искусственных спутников Земли и других небесных тел;

5) применение многокомплектных и многоступенчатых ракет;

6) использование в качестве дополнительного горючего материала конструкции самой ракеты;

7) применение крыльев для планирующего спуска на Землю и другие планеты, обладающие атмосферой.

Эти предложения свидетельствовали о высоком уровне, достигнутом советскими теоретиками астронавтики, и по¬зволяли считать, что уже к концу 20-х годов в СССР были разработаны основы теории межпланетных сообщений.

Однако, занимая ведущее место в области теории раке¬тной техники, советские ученые в течение довольно про¬должительного времени (годы гражданской войны и ино¬странной интервенции, начало восстановительного периода) не имели достаточных материально-технических возможно-стей для реализации своих идей. Следует отметить, что поч¬ти все представители первого поколения отечественных ученых — пионеров ракетной техники (за исключением Ф.А.Цандера) ограничивались изложением своих предложе¬ний в области ракетной техники, не приступая к их практи¬ческому осуществлению.

Но уже к концу 20-х годов в связи с успехами, достиг¬нутыми в индустриализации страны, и с развитием научно¬

экспериментальной работы в области реактивных двигате¬лей в СССР были созданы предпосылки для практического решения вопроса о создании ракет дальнего действия. Если до этого времени советские ученые, работавшие в области ракетной техники, были известны главным образом благо¬даря своим теоретическим работам, то начиная с 30—40-х годов советская школа ракетостроения добилась значитель¬ных успехов и в области практического осуществления идей реактивного полета. Талантливые ученые и инженеры, пришедшие на смену первому поколению отечественных ученых — пионеров ракетной техники, осуществили и раз¬вили смелые идеи своих предшественников. В Советском Союзе были достигнуты большие успехи в освоении косми¬ческого пространства. Коллективами советских ученых, ин¬женеров и рабочих созданы искусственные спутники Земли, космические ракеты и корабли, запуск которых открыл но¬вую эру — эру завоевания человеком Вселенной.

Б.Н.Воробьев. В.Н.Сокольский.

Т.М.МЄЛЬКУМОВ

Комментарии к очеркам “Тем, кто

будет читать, чтобы строить” и

“Завоевание межпланетных

пространств”

[“Тем, кто будет читать, чтобы строить”]

опросами межпланетных сообщений Ю.В.Кондратюк начал заниматься, по его собственному свидетельству, в 1916 г. По-видимому, в начале 1917 г. он написал первый вариант рукописи, в котором рассматривались такие во¬просы, как вывод формулы полета ра-кеты, устройство космического кораб¬ля, условия полетов в пределах Сол¬нечной системы, создание промежу¬точных межпланетных баз, влияние атмосферы на полет космического ле¬тательного аппарата, использование солнечной энергии и др.

Этот вариант носил характер чер¬новых записей и не был предназначен для опубликования. В дальнейшем Кондратюк, продолжая работать над рукописью, несколько расширил и до¬полнил ее. Помимо чисто редакцион¬ных изменений, были заново написа¬ны такие разделы, как “О способах повысить выносливость человеческого тела относительно значительных меха¬нических ускорений”, “Использо¬вание взаимных движений небесных тел” и др.

В результате был получен второй вариант рукописи, который, по мне¬нию автора, уже мог быть представлен на суд читателей, о чем свидетельству-ет то, что Кондратюк снабдил его предисловием с многозначительным

названием “Тем, кто будет читать, чтобы строить”. В 1938 г., при передаче своего научного архива Б.Н.Воробьеву, Кондратюк датировал эту рукопись 1918—1919 гг., однако эта дата нуждается в уточнении. Этот вариант и публикуется в данном сборнике. На страницах рукописи имеются более поздние дополнения и исправления, сделанные, по- видимому, в разное время. Позднейшие дополнения, вне¬сенные Кондратюком непосредственно в текст рукописи, даны в угловых скобках. Остальные изменения и дополне¬ния оговариваются ниже.

1. С. 23. Первоначально автором здесь же было напи¬сано: “около 25 км/сек”. Однако позднее на полях рукописи он написал: “Откуда эта цифра взялась, сам не понимаю, теперь, по-моему, 11, а не 25, конечно, И”. В соответствии с этим замечанием Кондратюка мы внесли исправления в текст данной фразы и ниже. Следует отметить, что точное значение второй космической скорости равно 11,189 км/сек.

2. С. 26. Размерности неверны; нужно см2/сек2 (или эрг/г).

3. С. 26. В этой и следующих формулах под г автор по¬нимает уже приращение радиуса Земли, а ускорение в поле тяготения у = СОПЗІ.

4 С. 29. Позднее Кондратюк сделал еще одно приме¬чание: “При полете по второму способу, следует его произ¬водить в сторону вращения Земли (спуск также), чтобы ис¬пользовать, а не сделать вредным довольно'значительную скорость земного вращения”.

5. С. 31. По-видимому, в рукописи здесь описка, нужно

не 1000, а 100 м/сек2.

6. С. 33. Позднее Кондратюк дописал еще один воз¬можный принцип устройства реактивных приборов:

“3. Реакция от отталкиваемых электрическими зарядами материальных частиц немолекулярных размеров, например, графитного порошка или тонко пульверизируемой жидкости. Нетрудно вычислить, что скорость подобных частиц при большой (но вполне практически осуществимой) разности по-тенциалов может быть сделана чрезвычайно велика — больше, чем скорость молекул сильно нагретого газа. На такой способ 

нужно обратить сильное внимание. Только он годится, когда снаряд достиг уже безвоздушных пространств.

Вторая вариация: частица заряжен[ная] устремляется от “+ ” к ” и, касаясь последнего, теряет свой заряд и летит дальше. ”

7. С. 33. Здесь автор указывает на необходимость, во- первых, иметь несколько последовательно используемых емкостей разных размеров для топлив; во-вторых, на необ¬ходимость расходования топлива сначала из больших баков, переходя постепенно на баки меньшего размера; в-третьих, на то, что весовая доля баков должна быть постоянна отно¬сительно веса, в сущности, последней ступени ракеты, по¬скольку баки после использования сбрасываются. Эти мыс¬ли автора несомненно в то время были весьма прогрес¬сивны.

Взаимно чразрядились

Рис. 1

8. С. 35. Конечно, жидкий кислород и жидкий водород хранить в одном баке нельзя.

9. С. 35. Позднее Кондратюком было написано: “(Тут наврано. Кажется, шар — 2/3, а цилиндр — 1/2)”.

10. С. 36. После слов “астатический жироскоп” Кондра¬тюк сделал позднее сноску и написал: “Двуосный астатиче-

ский жироскоп совершенно не может выполнять возло¬женных мнЬю на него функций; неастатический жироскоп,, может быть, и пригодится, а может быть, и вовсе придется заменить жироскоп другими приспособлениями (например, ориентироваться по Солнцу. Сила его освещения может дать материал для автоматичности)”.

11. С. 36. После слов “Двуосный жироскоп” Кондратюк написал: “(пусть простят мне это название)”. Позднее весь этот раздел до раздела “Камера” был поставлен Кондратю¬ком под сомнение. На рукописи имеется надпись: “Смотри примечание на с. 43а” (прим. 10).

12. С. 41. Эта идея, судя по американской печати, реа¬лизуется в проекте “Аполлон”. .

13. С. 42. Идея сохранять в баках гремучий газ в твер¬дом виде лишена физического основания, так как при мгновенном сжижении и затвердении гремучего газа нельзя обеспечить гомогенную систему, соответствующую составу гремучего газа.

14. С. 42. Единственно возможным способом является раздельная подача в камеру сжиженных компонентов водо¬рода и кислорода; остальные два метода сжигания, указы¬ваемые автором, не могут гарантировать взрывобезопасность системы.

15. С. 42. В дальнейшем Кондратюк предложил еще один вариант расположения труб. После слов “составляли шахматную доску” им была сделана сноска и написано: “Или лучше и проще слоями”:

К[ислород]

16. С. 43. Позднее Кондратюк сделал здесь добавление: “Насосы можно еще сделать беспоршневые по такой схеме: давлением газов жидкий кислород (водород) поступает из 

сосуда в меньших размеров, но более прочную камеру, ко¬торая затем разобщается от сосуда, а оттуда опять под дав¬лением газов (жидкий кисл[ород]), но уже более сильным, поступает в трубу в место сжигания”.

17. С. 45. Следует отметить, что в период написания ста¬тьи в термодинамике уже были разработаны методы расчета сопел Лаваля.

18. С. 46. Позднее после слов “активного вещества” Ко¬ндратюк добавил: “Показатель ускорения можно еще сде¬лать следующим образом: жидкость самотеком перетекает из одного сосуда в другой по узкой трубке (так, чтобы сопро¬тивление инерции жидкости было весьма мало, сравнитель¬но с сопротивлением] трения). Скорость истечения будет показывать величину механического ускорения, а количе¬ство вытекающей жидкости — количество израсходованного активного вещества”.

19. С. 47. По-видимому, здесь и ниже для краткости в рукописи не было записано выражение в круглых скобках в

1

показателе степени 1 + ——-, которое было написано ранее.

Мы приводим уравнение полностью.

20. С. 47. В дальнейшем Кондратюк вообще ставит под сомнение возможность использования атмосферы как по¬глотителя скорости снаряда. После слов “Дальше выясним, почему" он написал: "Кажется, они вовсе невозможны из-за того, [что] снаряд изобразит собою падающую звезду”.

21. С. 48. В дальнейшем после слов “на опыте” Кондра¬тюк добавил: “Кажется, для молекул нет полированных по¬верхностей”.

22. С. 48. Предположение автора о водородном составе верхних слоев атмосферы не подтверждается современными исследованиями, хотя в последнее время и обнаружено тон¬кое водородное облако на значительной высоте.

23. С. 51. Приводимые числовые значения неверны, так как Кондратюк исходил из сильно завышенной величины второй космической скорости (см. прим, к с. 29).

24. С. 58. Позднее после слов “общими рамами” Конд¬ратюк сделал сноску и написал: “Рамы лучше всего, пожа¬луй, делать из тонкостенных труб, наполненных газом неко¬торой упругости”.

25. С. 59. В дальнейшем Кондратюк предложил еще один способ увеличения видимости снаряда-спутника. Пос¬ле слов “от них не требуется” он сделал добавление: “Или проще — большой пузырь из легкой шелковой материи, форма которо.го поддерживается упругим проволочным кар¬касом, пузырь, разумеется, складной”.

кислородом

Рис. 3. Устройство снаряда — транспорта активного вещества

26. С. 59. Позднее Кондратюк приводит расчет необхо¬димого для полета количества активного вещества: “Вот расчет количества активного вещества, которое необходимо для полета с Земли и возвращения обратно (по первому способу), если пользоваться базами”.

Для того чтобы при возвращении] на Землю по первому способу перейти от состояния спутника (базы) в состояние неподвижности, нужно поглотить скорость около 7,5 км/сек, для чего треб[уется] активного в[ещества] около

3л/55-1 (см. с. 13) (с. 46 данного изд.); так как всего для полета и возвращения требуется 22 км/сек = приблизительно] 3x7,5 = приблизительно] 3,8—1=2,8 т. Это количество, значит, должно быть на базе. Для того что¬бы из состояния спутника Земли перейти в состояние сво¬бодного планетоида и обратно, нужно развить и поглотить обратно по 3 км/сек, всего около 6 км/сек, для чего нужно иметь активного вещества около Зт—\т=2т. Следователь¬но, первоначально нужно привести в состояние спутника Земли всего около 2+2,8+1=5,8т, для чего требуется снаряд весом 5,8т х 3,8 = всего около 22 т, вместо 55 — большое облегчение.

27. С. 59. Позднее после этого абзаца было дописано:

“Выгодно поступить так: первоначально отправлять с Земли базу с запасами, но без людей, так, чтобы она авто¬матически сделалась спутником Земли, а потом уже отправ¬лять снаряд с людьми; залетев в базу, забирают нужное, ле¬тят дальше, а база остается летать вокруг Земли. На обрат¬ном пути опять забирают на ней запасы и возвращаются на Землю. Такой способ удобен тем, что, отправляя главную часть веса без людей, мы не стеснены в величине ускорения и можем воспользоваться просто пушкой.

При таком устройстве (снаряд несколько уже канала и промежуток заполнен жидкостями) от стенок снаряда по¬требуется прочности лишь настолько, чтобы они при вы¬стреле не смялись от собственного веса. Разрывающего гид¬равлического давления не будет. Вот поперечное сечение снаряда (см. рис. 4).

Для того, чтобы стенки не смялись при выстреле, на время движения снаряда в канале не мешало бы его камеры сообщить с пространством между стенками или сделать стенки снаряда способными изменять его объем.

Ле^о орудНі

Чтобы не приходилось делать особенного большого ору¬дия, транспорт активного вещества лучше отправлять не од¬ним снарядом, а пулеметной очередью из нескольких или даже многих снарядов, связанных между собой канатом (кварцевым). Канат должен быть с запасом, который вытя¬гивается с некоторым усилием (поглощает энергию), но не пружинит назад. В голове каждого снаряда должно быть приспособление, автоматически поворачивающее его по на¬правлению сильнейшего освещения.

Отправлять транспорт нужно при восходе Солнца под углом по направлению востока — вылетев из атмосферы, снаряд автоматически повернется к Солнцу, т.е. станет осью параллельно земной поверхности (восход) и, получив, как ракета, достаточную скорость в этом направлении, перейдет в состояние спутника. Часть снарядов должна содержать ак¬тивное вещество, а другая, меньшая, — опознавательные или шаров из бумаги сигналы, видимые издалека. Кроме больших поверхностей или шаров из бумаги или шелка, сигнал можно сделать в виде большой электрической лам¬почки или иного сильного фонаря (специального уст¬ройства, которое давало бы возможность выдержать ускоре¬ние при выстреле), который бы получал энергию от Солнца при посредстве зеркал. Его преимущество — мог бы светить и ночью, если днем энергия автоматически запасалась бы.

Орудие лучше всего было бы поместить в воде, сделав плавучим. Это значительно уменьшило бы сооружения, не¬обходимые для орудия, облегчило бы само орудие, так как ему не нужно было бы выдерживать собственного веса, и облегчило бы управление орудием. Кроме того, давление воды на большой глубине уменьшило бы необходимую прочность орудия, так как действует в сторону, обратную давлению газов. Справка: если считать сопротивление] раз¬рыву 100 кг/мм , то пушка, у которой толщина стенок рав¬на радиусу канала, может выдержать давлением 10000 атм; выгоднее, в смысле количества материала, не брать давле¬ние более 2500 атм.

Активное вещество на готовую базу, снабженную при¬способлениями для использования солнечной энергии, лучше отправлять не в виде кислорода — водорода, а просто воды, а там ее уже разлагать”.

28. С. 59. Здесь и далее приводимые автором численные значения неточны. Кроме того, и в данном случае следует учитывать, что Кондратюк исходил из сильно завышенной величины второй космической скорости (см. прим, к с. 29).

29. С. 60. Позднее после слов “потребует значительного времени” Кондратюк написал: “такого же, как и первый; я не принял в расчет размеров Солнечной системы; тут уско¬рение можно будет сообщать всего раз”.

30. С. 63. После слов “электромагнитным путем” Конд¬ратюк позднее сделал приписку:

“Р.5. Все это (т.е. пушка электрическая, которая бы да¬вала скорость 10 верст/сек) кажется мне теперь практически неосу ществи м ы м ”.

31. С. 64. Здесь после слов “развязала бы руки относи¬тельно”, которые расположены в конце страницы рукописи, пропущены одна-две строки.

* * *

[“Завоевание межпланетных пространств”]

По совету проф. В.П.Ветчинкина Ю. В. Кондратюк

несколько изменил систему обозначений и терминологию, включил в книгу не приводившийся ранее вывод основной фор¬мулы полета ракеты и дополнительно написал четвертую гла¬ву “Процесс сгорания, конструкция камеры сжигания и извер-гающей трубы ” которой ранее не было в рукописи.

Несмотря на положительный отзыв Ветчинкина, “Главнаука ” отказала Кондратюку не только в ассигновании

средств на издание книги, но и в организационной помощи, вследствие чего он вынужден был издать книгу за свой счет в одной из новосибирских типографий. В 1947 г., т.е. уже после смерти Кондратюка, работа была переиздана “Оборонгизом ” под редакцией П. И. Иванова, причем в нее был внесен ряд ре¬дакционных изменений.

В настоящем томе работа публикуется в том виде, как она была издана в 1929 г. при жизни автора. Опущен лишь пе¬речень обозначений, который приводился в конце книги. Приме¬чания редактора первого издания В.П.Ветчинкина даны под¬строчно.

Примечания, сделанные в издании 1947 г. редактором П. И. Ивановым, приводятся ниже:

Ш . %

1. С. 85. В самом деле, если —- «1, то п, = е “ можно

и

представить двумя первыми членами ряда, т.е.

и

Тогда, подставляя в выражение п. двучленом разложения, будем иметь 

3. С. 88. Вопрос, поставленный автором, кажется, на пер¬вый взгляд, рациональным. Но в действительности приме¬шивание к газообразным продуктам истечения твердых или жидких веществ приводит к уменьшению скорости истече¬ния за счет потерь на сопротивление. Поскольку процесс обмена тепла идет во времени, вряд ли можно ожидать в те-чение такого короткого времени, какое находятся продукты истечения в сопле, чтобы последние могли получить ком¬пенсацию даже на восстановление потерянной скорости. Далее расплавленный металл, двигаясь вместе с потоком га¬зов, будет иметь большие скорости, и поэтому будет произ¬водить механическое разрушение сопла.

4. С. 91. Автор под Щ подразумевает удвоенную пара¬болическую скорость ]¥ относительно поверхности Земли, что скорость на поверхности Земли равна нулю и траекто¬рия ракеты имеет своим фокусом Землю. В этом случае

где Я — радиус Земли, £ — ускорение силы тя¬жести.

Подставляя значения Я и £, будем иметь:

IV = 11185 м/сек.

Под Щ автор разумеет разность между Щ и круговой скоростью 7910 м/сек.

Коэффициент перед числом 11 185 получается из сле¬дующих соображений.

Так как

IV

ТО

5. С. 94. В принципе мысль автора верна, так как дей¬ствительно к.п.д. двигателя повышается с увеличением дав¬ления в камере сгорания. Однако с учетом веса камеры сго¬рания при высоких давлениях, а также веса обслуживающих подачу топлива агрегатов идти на повышение давления в камере сгорания вряд ли имеет смысл.

Расчет автора на гидраты окислов неверен, они не могут образоваться в камере сгорания. Упущен бериллий — наи¬более калорийный металл.

6. С. 99. В самом деле формулу (6) можно представить в

т

виде ц = — ; 

комплектной = Є   “ и для трехкомплектной П; = е

следовательно, если д« , то р будет близкой к

л — 1

1

т (п — 1). При увеличении <7 разность <7 будет стре-

л — 1

миться к нулю и р -» оо при условии функционирования одного и того же т1 на всем полете.

7. С. 99. Здесь речь идет об удвоенном р по сравнению с р при ті — 0.

8. С. 100. Условие а « г- показывает, что при

5(п, -1)

выборе <7 в согласии с этим условием мы будем иметь зна¬чение р, пропорциональное р0=т(л-1) в следующей поел едовател ьности:

5 6 7 К+1

и = ^ = Ц = -Ц0; р = —^-р0,

и чем выше значение К, тем ближе р к р0.

М.

9. С. 100. Так как п. =——, а М. включает в себя р

' М. '* Р

•»

для і + 1 участка, потому л; = 1 не лишено смысла.

10. С. 101. Чтобы получить цифры, указанные Кондра¬тюком, для двухкомплектной системы я = И ДЛЯ трех¬комплектной у , необходимо помнить, что автор каждому

участку дает комплект, а каждый участок имеет одно и то же Щ, следовательно, для однокомплектной системы имеем

IV, для двухкомплектной системы имеем —XV = № и для

XV

трехкомплектной XV. = —XV. Так как п = е “ , то для двух- 

Таким образом, можно представить п, — многоком¬плектную систему через п однокомплектных систем сле¬дующим образом:

= Гп.

Для трехкомплектной системы автор дает значение , а надоуъьь.

И. С. 102. Запас топлива при т1 = 0 по формуле (6) бу¬дет:

т{п — і)

1 -</(л-1)

Полный вес, следовательно, будет р + т, но так как при т1 =0, р = т( п — 1), то р + т = тп. Следовательно, срав¬нивая веса ракеты при т, Ф 0 с тх = 0, имеем:

т(п— і)

р + т + т, = —Ц-+т + т,>

1 1-ч(п-1)

но

т(п — і)

ш, = </р, а р = х»

1

поэтому имеем:

т("-1) . „. т(п->)

1-<7(л-1) 1-^(л-1)

и после преобразования получаем:

— или тп ! •

с другой стороны при многокомплектной системе П = П* , поэтому можно написать: 

12. С. 105. Формула, которую приводит автор, шу = и^\І2 — 11 > может быть получена при условии, что пара¬болическая скорость совпадает с направлением круговой скорости. Под V надо понимать щр= . В этих условиях

будет равна приведенной автором скорости. В случае,

если параболическая скорость не совпадает с направлением круговой скорости,

= и^З-2л/2со5/ ,

где у — угол между направлениями параболической и круговой скоростей. Скорость возврата

преобразовывается в ш =ш, если положить

2г

у = 7^ и >у= ^2£Г

13. С. 112. Формула (12) из формулы (9) получается сле¬дующим образом. Полагая у =/0 + )? И £ =£0» можно напи¬сать:

У*/У

— = і — д, ИЛИ

Л 7 * Лг

Так как 0 = —, имеем»^_= Мг-в<1г • Интегрируя при на- Л 2

чальных условиях у =0 и г = Л, имеем:

— = }г — }К+8К-8г

но так как

и)2 =

то, заменяя у через м>, получим:

)г -}К-%г =0;

отсюда 

Но так как то, заменяя здесь г через у?—I—, имеем

І-8

1~8 V 1 ~8

Теперь обратимся к формуле (9) и определим Л8. Так как у 0 сообщается ракете непосредственно у Земли, то

§ =§0, и2— скорость ракеты в бесконечности и, следова¬тельно, и2 =0; У1 — скорость у Земли также равна нулю,

г 2 — оо, г і = 1, так как г, = К в силу того, что скорость со¬общается у Земли. Таким образом, из сделанных предпосы¬лок имеем:

следовательно,

или, вводя обозначение X = }, будем иметь:

8

т.е. получим формулу (12).

Разложение в ряд подкоренного выражения при условии

у »1 приводит к выражению следующего вида: , а

2у-1

не к такому, которое приводит Кондратюк, т.е.

14. С. 120. Исследования последних лет показывают, что человек может в положении лежа на спине выдерживать ускорения значительно выше, чем приводит автор.

15. С. 160. Скорость истечения и = 4700 м/сек сильно преувеличена против действительно возможной.

16. С. 161. Здесь А73, пм — величины п для Земли, Луны и Марса. 

ПРО ЖИТТЯ І

ДІЯЛЬНІСТЬ

Ю.В.КОНДРАТЮКА

(О.Г.НІАРГЕЯ)

світі вітроелектростанції”. Соціалістична індустрія, №№ 1—2, 1934, стор. 6—10.

14. Авторське свідоцтво на винахід 34498 “Опис баштового залізобетонного копра”. До авторського свідоцтва Ю.В.Кондратюка і П.К.Горчакова, заявленого 8 вересня 1931р. Про видачу авторського свідоцтва опу¬бліковано 28 лютого 1934 р.

15. Кондратюк Ю.В., Горчаков П.К. “Основні харак-теристики і перспективи вітроенергетики.” Електричні станції, №№ 10 — 11, 1939р., стор. 21—30 .

16. Авторське свідоцтво 57286 “Дволопатний вітро¬двигун”. До авторського свідоцтва Ю.В. Кондратюка, И.З.Кірья, М.В.Келлера и П.К.Горчакова, заявленого 10 вересня 1938 р. Про видачу авторського свідоцтва опу¬бліковано ЗО липня 1940 р.

17. Авторська заявка на винахід “Пристосування для об'єднання потужностей декількох вітрових колес”. Ю. В. Кондратюк. 10 вересня 1940 р.

18. “Завоювання міжпланетних просторів”. Ю.В.Кон¬дратюк. М. Оборонгіз. 1947. ,

19. “Завоювання міжпланетних просторів”. “Тим, хто буде читати, щоб будувати”. КТ В. Кондратюк. Вибрані праці. Кібальчич, Ціолковський, Цандер, Кондратюк. Видавництво “Наука”. М. 1964.

20. “Космічні і земні, орбіти Ю.В.Кондратюка

(О.Г.Шаргея)”. Збірник. “Завоевание межпланетных пространств”, “Тем, кто будет читать, чтобы строить”. Ю. В. Кондратюк. Дніпропетровськ. НКАУ, ПКФ “Колед”. “Січ”. 1996 . ••• ••

Рукописи, які збереглися

21. Рукопис без заголовку,, у чотирьох зошитах, зши¬тих у одну, 104 сторінки рукописного тексту, виконаного олівцем. Ю. В. Кондратюк. При передачі матеріалів Б.М.Воробйову датований 1916 р. Зберігається у Інсти¬туті історії, природознавства і техніки РАН. Автограф

(1914—1917 рр.). У цьому виданні названий “Пол-тавсько-петроградський рукопис”.

22. “Тим, хто буде читати, щоб будувати”. Ю.В.Кон- дратюк. Рукопис на 144 сторінках. При передачі датова¬ний 1916 р. Зберігається у Інституті історії, природо¬знавства і техніки РАН. Автограф (1918—1919 рр.).

23. Рукопис без заголовку, написаний чорними чор¬нилами на 79 сторінках. Ю.В.Кондратюк при передачі матеріалів Б.М.Воробйову спочатку датував його 1920 р., проте потім дописав: “переписаний і відредагований у 1923—24 рр.” Один з екземплярів цього варіанту рукопи¬су був у 1925 р. направлений на рецензію В.П.Вєт- чинкіну, який і назвав статтю “Про міжпланетні подо¬рожі”. Зберігається у Інституті історії, природознавства і техніки РАН. Автограф (1925 р.).

24. Два екземпляри машинописного тексту роботи “Завоювання міжпланетних просторів”. На 66 сторінках з рукописними вставками і примітками. Це передруко¬ваний на машинці текст попереднього (третього) варіан¬ту з урахуванням зауважень, зроблених В.П.Вєтчинкіним (добавлено розділ “Процес згорання, конструкція каме¬ри згорання...”, дещо змінені позначення і термінологія, додано виведення основної формули польоту ракети). Один з цих екземплярів був у 1927 р. відредагований В.П.Вєтчинкіним і підготовлений до друку.

Передмова 6

Полтавсько-петроградський рукопис 10

Тим, хто буде читати, щоб будувати 21

Завоювання міжпланетних просторів 65

Листи і витяги з матеріалів Ю.В.Кондратюка 167

Витяги з першої передмови Ю.В.Кондратюка до книги “Завоювання міжпланетних просторів” 167

Витяги з другої передмови автора до книги “Завоювання міжпланетних просторів” ' 169

Напис на титульному аркуші книги "Завоювання між¬планетних просторів" 171

Лист до наукового редактора В.П.Вєтчинкіна 171

Лист до професора М.О.Риніна 172

Рядки з листа К.Е.Ціолковському 178

Дані з анкети для арештованих і затриманих із зарахуван¬ням за ОДПУ (30.07.1930 р.) 178

Витяги з протоколів допиту (1930 р.). 178

Уривки з технічних довідок до проекту вітроелектроуста- новок (1932 — 1938 рр.) 180

Експромт Ю.Кондратюка (1938 р.) 184

Замітка (20.06.1938 р.) 184

Відповідь на лист О.М.Горчакової 184

Листівка Ю.В.Кондратюка до Г.П.Плетньової 185

Коментарі 187

В.П.Вєтчинкин. Відгук на статтю Ю.Кондратюка “Щодо міжпланетних мандрівок” 188

Сокольский В.М. “Вчений, піонер ракетної техніки” 193

Воробйов Б.М., Сокольський В.М., Мелькумов Т.М.

Коментарі до нарисів “Тим, хто буде читати, щоб будувати” і “Завоювання міжпланетних просторів” 205

Про життя і діяльність Ю.В.Кондратюка 221

Космічна філософія і науково-технічні ідеї піонера косм-онавтики, видатного українського вченого ІО. В. Кон¬дратюка (О.Г.Шаргея) 222

Сторінки життя генія. Біографія Ю.В.Кондратюка (О.Г.Шаргея) 243

Основні дати життя косміста — піонера космонавтики 248

Перелік опублікованих і рукописних праць Ю.В.Кон¬дратюка (О.Г.Шаргея) 268

Ю.В.Кондратюк — громадянин і гуманист 272

Література 283

Кондратюк Ю. В. (Шаргей О. Г.) Вибрані твори / Ю. В. Кондратюк (О. Г. Шаргей); упоряд. Б. В. Журахович, А. П. Завалішин. – Д.: ЗАТ «Дніпрокнига», 1997. – 304 с.

Видано до 100-річчя з дня народження О.Г. Шаргея. Тираж 1100 примірників. Надруковано російською та українською мовами (окремі розділи книги).

Формат 84х108/32. Мова українська, русский язык. 304 ст. з схемами, кресленнями, ілюстраціями, фото ілюстраціями. Палітурка тверда.

https://disk.yandex.ru/i/YHTHO0fDU1uadA

3.2. Витяги з першої передмови Ю. В. Кондраиока до книги

«Завоювання космічного простору* 24

3.3. Витяги з другої передмови лпгора до кішп«

«Завоювання міжпланетних просторів* ЗР

3.4. Напис на титульному аркуші книги «Завоювання міжпланетних просторій», надісланої К. В. Іііолковскому

(1 квартал 1929 р>: 32

3.5. Лист до наукового редактора В. II. Вьтчинкіна

(І квартал 1929 р) 32

3.6. Лист до професора М. О. Ринінп 32

3.7. Рядки з листа К. Е. Шодковському 37

3.8. Дамі з анкети для заарештованих і затриманих з зарахуванням

за ОДПУ (30.07.1930 р.) 37

3.9. Витяги з протоколів допиту (1930 р.) ІК

3.10. Уривки з технічних довідок до проекту вігрослсктроустановок

(1932-1938 рр.) 39

З.11. Експромт Ю. Кондраиока <1938 р.) 41

3.12. Замітка (20.06Л93Х р> 42

3.13. Відповідь на лист О. М. Гор'їлкомо* 42

3.14. Листівка І<). В. Конлратюка до Г. П. Плетньово* 42

4. ПЕРЕЛІК ОПУБЛІКОВАНИХ І РУКОПИСНИХ ПРАЦЬЮю. В. КОНДРАТКЖА (О. Г. МЇЛРГЕЯ) 43

4.1. Опубліковані іпорн . 43

4.2. РУКОПИСИ, ЯКІ збереглися 43

5. СТОРІНКИ ЖИІТЯ ГЕНІЯ (Біографія

Ю. В. Конлратюка — О. Г. ИІаргея) 44

Основні дати життя космісго-піонера космонавтики 47

6. ЛІТЕРАТУРА М

© А. П. Завалішнн. А. В. Даценко. 1997

І. ПЕРЕДМОВА

Цікаво відзначити, що саме у 1997 році багатьом космістам виповнилася від дня народження кількість років, кратна 10: 140 років — К. Е. Ціолковському.110 років — Ф. А. Цандеру, 100 років — О. Л. Чижевському. 90 років — С. П. Корольову.

У шюму ж році 21 червня виповнюється 100 років від дня народження одного з піонерів космізму і провидця земної космічної ери людства — Олександра Гнатовича Шаргея. яким протягом багатьох років переховувався під чужим прізвищем Юрія Васильо¬вича Конлратюка. Не вчинивши ніякого злочину проти людства і свого народу, він в умовах громадянської війни колишньої Ро¬сійської імперії був змушений взяти чуже прізвище і потім, піл час сталінських репресій, не повертатися до свого справжнього імені.

Під іменем Кондратюка О. Г. Шаргей увійшов у історію космонавтики поряд з К. Е. Ціолковським. Ф. А. Цандером та іншими. Випереджаючі свій час погляди на життя, проекти, прозорливість, сміливість, і неординарні рішення дозволяють на¬звати О. Шаргся (Ю. Кондратюка) талановитим вченим, філо¬софом. блискучим інженером, що збагатив спадщину світової філософії, науки та техніки.

У науково-технічній творчості Кондратюка виділяються такі три основні напрямки: дослідження І освоєння космічного просто¬ру, вітроенергетика, будівництво і механізація зерносховищ.

Найяскравішим витвором наукового таланту Кондратюка у «некосмічній» сфері став проект Кримської вітроелектростанції, яку можна вважати «прообразом» Останкйіської. Тут вперше застосований для вежі попередньо напружений залізобетон, а методику розрахунку вежі розробив М. В. Нікітін разом з Ю. В. Кондратюком. Не дивлячись на те, шо проект КримВЕС не був здійснений, багато рішень, знайдених при роботі над ним. використовуються і зараз, і не лише в Останкіно.

Серед багатьох знаменитих нікітінських праць, мабуть, най- відоміша — Осганкінська телевежа у Москві — пам'ятник мрії Ю. В. Кондратюка і М. В. Нікітіна, їх спільнім мрії про велику електростанцію вітру, так і не звеленій над Ай-Петрі.

У галузі сільськогосподарського будівництва необхідно відмі¬тити ряд його винаходів з механізації вантажно-розваитажуваль- нмх робіт на елеваторах і зерносховищах. Один з них спеціалісти

З

назвали іменем автора «ківш Кондратюка» (патент від 1929 р.), а прийнятнії Кондратюком принцип конструкції зберігся і у наступ¬них модифікаціях інших винаходів. Особливістю цього ковша було тс, шо замість суцільної передньої стінки використані декілька нахилених пластин з проміжками. Цс забезпечило повніше заван¬таження ковша зерном і легше його розвантаження. Представля¬ють інтерес оригінальна конструкція найбільшого у світі деревяно- го зерносховища, збудованого без цвяхів, баштового залізобетон¬ного копра, рухомої опалубки. Яо речі, цю роботу Ю. Кондратюк виконував з участю М. В. Нікітіна.

Грандіозність і незвичайність характеризували усе творче життя Юрія Васильовича — будівництво найбільшого зерносхови¬ща на 10 000 тонн, проект найбільшої у світі вітроелектростанції на 10 000 кіловат тощо.

Але все ж справою життя Ю. В. Кондратюка була космонав¬тика. Саме у цьому найповніше розкрився його творчий геній: розробка філософських поглядів на практичну космонавтику і ряд інших космічних проектів (потужних рлкст-носіїв для польоту на Місяць і планети Сонячної системи, орбітальних науково-дослід¬них комплексів, транспортних кораблів постачання, міжпланетних проміжних баз, лзеркал-відбивачів, за допомогою яких використо¬вується енергія сонячного проміння, котра утилізується поза зем¬ною атмосферою для глобальної зміни клімату цілих континентів І видозміни планети Земля).

Уперше у світі і в Україні зібрані перша праця Ю. В. Кондра¬тюка, частина його листів і витягів з праць, перелік праць вченого, досить докладний опис його життя та діяльності.

Водночас повідомляємо, що перший космічний рукопис «Пол-тавсько-петроградський рукопис», розпочатий сімнадцятирічним полтавським гімназистом і завершений двадцятирічним петроград¬ським прапорщиком О. Г. Шаргссм можна розглядати як заверше¬ну наукову працю. Робота, написана у період 1914—1917 рр., — цс чотири учнівські зошити, прошиті невмілою рукою.

Ці попередні замітки у формі щоденника, в яких юний автор викладає основи майбутніх геніальних рішень, стали основою для подальшої наукової розробки автором космічної тематики. Даний рукопис вочевидь не передбачався для публікації, проте у ньому висунуті Ідеї, які здійснилися через сорок років.

Оскільки упорядники книги не мали оригіналів чи копій «Полтавсько-петроградського рукопису», тому скористалися ма-теріалами, які видав брат Ю. В. Кондратюка Анатолій Васильович Даценко. І замітками, зробленими ним під час перебування у 1984 році в Інституті історії і природознавства АН СРСР.

2. КОСМІЧНА ФІЛОСОФІЯ 1 НАУКОВО-ТЕХНІЧНІ ІДЕЇ ПІОНЕРА КОСМОНАВТИКИ

К

олосальний обсяг нових знань і понять внесли у свідомість людства засновники космізму В. І. Всриадський, Р. X. Годдард. ф. А. Цандер, Р. А. Ш. Ено- Пельтрі, М. Ф. Федоров, К. Е. Ціолковськнй. О. ІІ. Чижевськиі та інші. Це був стрибок, який можна порівняти хіба шо з колсрпи- ковськнм переворотом у світогляді. Ракета, відома з найдавніших часів, набувала нових якостей і розгортала перед людством нові можливості. До цієї плеяди вчених належить і Юрій Коидратюк — провидець «земної» космічної ери людства планети Земля, диво¬вижний за широтою діапазону своєї творчості самобутній вчешім, ім'я якого в історії космічної філософії, науки і техніки стоїть поряд з іменем К. Е. Ціолкоьського.

Дешо абсолютуиавши земні функції людини, Ю. В. Кондра-тюк, ф. А. Цандер, К. Е. Ціолкояський незалежно один від одного прийшли до думки освоєння і обживання позаземного простору, а також обгрунтували і розвинули думки про дослідження і викори¬стання космічного простору на благо людства. Генетичною рисою космічної філософії с утвердження ідеї активної еволюції. Потрібен новий, свідомий етап розвитку світу, коли людство, керуючись Розумом і моральними почуттями, спрямовує розвиток природи. Всесвіту. У цьому важливому твердженні космічної філософії накреслені перспективи еволюції Світу і визначена роль у цьому процесі Людини і Людства. (Досить стисло вихідні ідеї космічної філософії можна окреслити так: органічно єдиний світ потребує становлення цільної людини, якій у процесі оволодіння досвідом відкриються знання про Буття. Космос, Всесвіт, а у результаті визначаться грандіозні перспективи натхненної еволюції.)

У цьому і полягає якісна відміна їхніх космічних філософій від філософій усіх попередніх і наступних прихильників космізму.

Прямуючи до однієї мсти (освоєння космічного простору на благо людства), пчсні-космістм виходили із основного бажання здійснити міжпланетний політ із людьми, потім прийшли до висновку, що засобом його здійснення могла бути тільки ракета. В цьому усі трос були єдині. Проте шляхи і способи в досягненні мсти людства кожен з них пропонував свої. І тому на світ з'явилися три відгалуження космічної філософії:

1. «Небесна» — К. Е. Ціолковського. «Земля — колиска РОЗУМУ.

але не можна вічно жити у колисці.» А відтак, «людство в погоні за світлом І простором спочатку нерішуче потрапить за межу атмосфери, а потім заволодіс усім навколосонячним простором, створивши у ньому штучні поселення — «ефірні міста», «ефірні острови».

2. «Планетна» — Ф. А. Цанлера. «Хто не здіймав в ясну, зоряну

ніч свій погляд на небо, на якому сяють мільйони зірок і не думав про те, що навколо них на планетах повинні жити інші людства, які у культурі на багато тисяч років випере¬дили нас! Які незчисленні цінності доставлені були б на Землю, якби вдалось перелетіти туди!»

3. «Земна» — Ю. В. Кондратюка. «Торкнусь основного питання

цієї роботи, зовсім не виснітлсного у первісному викладі — питання про очікувані результати для людства від виходу його в міжпланетні простори. Без сумніву, ще довгий час вкладення коштів у покрашення життєвих умов на планеті буде більш рентабельним, ніж освоєння колоній поза її межами — погрібно не забувати, шо в порівняні з загальною поверхнею нашої планети лише незначна частина її заселена і експлуатується повністю...»

К. Е. Ціолковський виходив з того, що мста пізнання і діяльності — шастя людини. «Нескінченний розвиток і вдосконалення», нл його думку, на Землі не досяжні, тому тільки пізнавши закони Всесвіту і створивши засоби виходу за межі планети, людство здобуло б свободу переміщення у космосі, інші джерела енергії і досягло б своєї мети.

З погляду ф. А. Цандера погрібно зразу ж летіти на Марс, для того щоб високорозвмнену в економічному, технологічному, тех¬нічному і соціальному відношеннях марсіанську цивілізацію вико¬ристати для перебудови діяльності землян.

Ю. В. Кондратюк бачив навколоземний космос, міжпланетний простір як поле мирної діяльності жителів нашої Землі. Він прекрасно розумів, шо нам, землянам, мимоволі доведеться ство¬рювати космічне виробництво матеріальних благ, нові, можливі лише в умовах невагомості і глибокого вакууму технології, освою¬вати території, природні багатства астероїдів. Місяця, планет Сонячної системи, максимально використовувати променеву енер¬гію Сонця. Про те, що мирна діяльність жителів Землі у космосі не така вже і далека, молодий вчений писав у 1919 році у другому варіанті рукопису «Тим, хто буде читати, щоб будувати»: «Насам¬перед, щоб питання цієї праці не лякало Вас і не відхиляло від думки про можливість здійснення, весь час твердо памятайте, шо з теоретичного боку політ на ракеті у всесвіт не є нічим дивовиж¬ним і неймовірним...»

Таким чином, О. Г. Шаргсй вважав, шо створена теоретична база вже достатня для початку експериментування. Він намічає наступні заходи, шо мають завершитися експериментом:

1 — випробувати дію засобів для підйому в атмосферу;

2 — політ не дуже далеко від Землі — на декілька тисяч верст;

3 — політ на Місяць без зупинки на ньому, власне політ навколо Місяця;

4 — політ на Місяць із зупинкою.

Він з дивовижною прозорливістю передбачав ту користь, яку в недалекому майбутньому принесе людству освоєння міжпланетного простору, зокрема ближнього, навколоземного космосу: «Подиви¬мось на проблему виходу людини у міжпланетні простори з сьогоднішнього погляду: чого ми можемо конкретно чекати в найближчі десятиріччя, рахуючи від першого польоту з Землі...» На думку Кондратюка, це:

• збагачення наукових знань з «відповідним відображенням цьо¬го у техніці»;

• можливість отримання на інших планетах цінних речовин, «які відсутні або занадто рідко зустрічаються на земній поверхні»:

• «інші дари..., яких може і не бути, наприклад результати спілкування з імовірним органічним світом Марса...»;

• «безперечна можливість для людства оволодіти ресурсами, за допомогою яких можна буде докорінно покращити умови існування на земній поверхні»;

• «Тільки за можливості у найближчому ж майбутньому почати по-справжньому господарювати на нашій планеті і потрібно бачити основне велике значення для неї у завоюванні про¬сторів Сонячної системи».

Крім того, Ю. В. Кондратюк значною мірою випередив обго¬ворення тих проблем, які ми зараз відносимо до глобальних, особливо пов'язаних з екологією. Ще не відчуваючи глобальних наслідків розвитку техніки і виробництва, саме Ю. В. Кондратюк. а також К. Є. Ціолковським запропонували один із можливих шляхів запобігання загибелі людства — освоєння космічного про¬стору з винесенням у нього виробництва.

Наочно, доступно і точно про філософію трьох засновників космізму сказав колишній інженер — конструктор НВО їм. Ла- вочкіна, дослідник життя і діяльності Шаргея—-Кондрагкжа Б. і. Романенко: «Таким чином, «планетна» космічна філософія Цандера мертва, «небесна» ж Ціолковського передчасна, а «зсм- ній» Кондрлтюка треба дати «зелену вулицю». Розумного життя на Марсі не виявлено (польоти людини по «планетній філософії»), міжпланетні польоти людини («небесна філософія») через неспро¬можність економіки світу не можуть привернути для здійснення великі матеріальні та інтелектуальні ресурси, в той час коли на Землі і у близькому космосі велика кількість невідкладних справ, які реально можуть стати економічно рентабельними. Ставлення людства до природи як до «рабині», поєднане з дегуманізацією розвитку техніки, вже привело до глобальної екологічної кризи, яка загрожує планетарною катастрофою. Зараз перед нами настало завдання збереження природи Землі, що означає перехід на такі способи раціонального природокористування, які б не загрожували самогубством людині.

Один із напрямків розвитку — вихід техніки і виробництва у космос, індустріалізація останнього з тим. щоб послабити антропо-генний тиск на природу, особливо на біосферу Землі — певна річ. його індустріалізація в максимально скологізованому варіанті.

Другий — використання сонячної енергії. Створення косміч¬них сонячних електростанцій і спорудження космічних екранів» відбивачів сонячного проміння, дасть змогу вже в недалекому майбутньому освітлювати міста і промислові регіони, сільсько¬господарські угіддя тощо. Покращивши цим екологію і зберігаючи енергоносії Землі (вугілля, нафту, газ. сланці) для наступних поколінь планети, з метою використання їх для приготування їжі, ліків, виробництва одягу, органічних добрив для ланів і створення нових конструкційних матеріалів...

Освоєння «приземного» космосу за Ю. В. Кондратюком — це освоєння нового середовища, відмінного від того, до якого людина звикла за час еволюції на Землі. Тут важливо відмітити принци¬пові зрушення у космічному способі мислення — від споглядально- астрономічного здійснюється перехід до скологічно-астронавтичио- го. Цей перехід став вирішальним для виникнення теоретичної космонавтики. Екологічна обумовленність виходу людства за межі планети була лейтмотивом творчості піонера космонавтики, і усі інші соціальні ефекти від розвитку космонавтики були тісно пов’язані з екологічними вигодами освоєння нового для людини середовища мешкання.

Слід відзначити, шо Ю. В. Кондратюк ніде у своїх роботах детально не обговорював можливість міжзоряного польоту, і нам важко не визнати це цілком виправданим, оскільки враховуючи велику відстань до зірок і занадто малу швидкість ракети, навіть зараз такі проекти виглядають фантастично. Однак ідея досягнення людиною поверхні багатьох небесних тіл у межах Сонячної систс- ми ним була сформульована. Вчений писав, що з погляду енерге¬тики вигідніше використовувати не весь снаряд при польоті до планети, а «пустити його супутником, і самому з частиною снаряда, необхідною для зупинки на планеті і зворотного приєд¬нання до снаряда, здійснити цю зупинку...» на планеті. Він вбачав, шо досягнення нлйпіддаленіших об'єктів буде не важчим від запуску супутників Землі, якщо досконало розробити програму польоту з використанням проміжних планет і штучно створеннт баз. Ним була запропонована оптимістична гіпотеза, що здійснен¬ня проекту освоєння міжланстного простору «цілком можливе і сьогодні для нашої сучасної техніки після серії попередніх експе-риментів, які не викликають труднощів, починаючи і закінчуючи польотом на Місяць І Марс, вимагало б меншої кількості ма¬теріальних коштів, ніж спорудження одного дредноута...»

Актуальним і сьогодні с припущення Ю. В. Кондратюка про тс, що я багатьох випадках в якості проміжної бази слід викори¬стовувати Місяць І штучні супутники іншої планети. Теорії про¬міжних баз він присвятив багато праць і довів, шо спуск на планету вигідніше здійснювати за допомогою спеціального поса¬дочного модуля, який відділяється від бази і повертається до неї. І про цс писав наступне:

«Чим залітати кожен раз на Землю, вигідніше мати бази з малим потенціалом тяжіння (на саморобних супутниках Місяця, наприклад, або на самому Місяці). А на рухомих саморобних базах потрібно зберігати запаси активних речовин (палива, енергії), прилади, інструменти, їжу...»

«Доцільно чинити так: спочатку відправляти з Землі на базу з запасами, але без людей..., а потім вже відправляти снаряд з людьми; залетівши на базу, забирають потрібне і летять далі, а база залишається літати навколо Землі. На зворотно¬му шляху знову забирають на ній запаси і повертаються на Землю. Такий спосіб зручний тим. шо. відправляючи голо¬вну частину людей, ми не обтяжені у величині прискорення і можемо навіть використати просту гармату».

На базу-супутник Місяця «... бажано б доставити снаряд і всі предмети, які спроможні переносити без шкоди для себе прискорення у декілька тисяч метрів за секунду (усі, крім тонких приладів) ... ракетно-артилерійським способом окре¬мо від людини», оскільки «людина зовсім неспроможна перенести артилерійські прискорення».

«Ракети з Землі будуть направлятися лише для постачання на базу і зміни екіпажів. Якщо ж вдасться ракетно-артилерійське постачання, то ми отримаємо економію приблизно 50 %».

Заглядаючи далеко наперед, «...коли буде великий рух з Землі у міжзоряний простір», пропонує для збереження кількості палива на борту «снаряда» надавати йому початкову швидкість наземним устаткуванням» (наприклад, електричною гарматою).

Вчений геніально просто розв'язує задачу, яка не була виріше¬на до нього жодним із співвітчизників, теоретиків міжпланетних мандрівок. Йдеться про висадку людини на небесне тіло, що має значне поле тяжіння. О. Г. Шаргей розуміє, що для посадки всього літального апарата на цс тіло, а потім для зльоту з нього потрібна буде величезна кількість палива, і приходить до висновку, що можливо: «Щоб не використовувати великої кількості активної речовини, можна не зупиняти весь снаряд, а лише зменшити його швидкість настільки, наскільки потрібно, шоб він рівномірно ру¬хався вздовж кола якомога ближче до тіла, на якому повинна бути зроблена зупинка. Після цього виділити з ніюго неактивну частину з такою кількістю активної речовини, яка потрібна для зупинки неактинної частини і для того, щоб вона потім змогла наздопіати, з’єднатись з іншою частиною снаряду».

У своїх теоретичних працях Юрій Васильович приходить до цілого ряду фундаментальних висновків, які і до теперішнього часу широко використовуються у космічній техніці. Більш того. ПО мірі все більшого розвитку практичних праць і вдосконалення космічної техніки, підтверджуються висновки, зроблені ним дуже давно. Оригінальні дослідження найнигіднішнх програм польоту стали фундаментальними в розробці теорії освоєння космічного простору і мали велике значення для майбутнього.

Багато часу приділив учений у своїй праці інженерній розробці конструкції літальних апаратів. У цьому виявились його якості механіка-практика, а також бажання довести дослідження до «робочого проекту».

Не розкриваючи детально ідеї Юрія Васильовича про засоби проникнення у космічний простір, доцільно зупинитися на його задумах.

Створення ракетно-космічної техніки Ю. В. Кондрлтюком задумувалось як засіб досягнення головної стратегічної цілі. І ось він уже обгрунтовує створення багатоступеневої ракети, в якій, відпрацювавши своє, ступені ракети («комплекси») повніші або відкидатися, або перероблятися і використовуватися як паливо: «Коли ми використаємо деяку частину активної речовини, ми кидаємо і ту посудину, у якій вона була. Тому краще, а може й необхідно, не тримати весь запас активної речовини в одній посудині, а у декількох, що прогресивно зменшуються».

Він розробив низку цікавих рішень, пов'язаних з конструкцією

ракети, розміщенням мас усередині ракети, охолодженням камери і сопла компонентами палив, шаховим розміщенням форсунок пального І окислювача у камері двигуна, керуванням поліютом ракети шляхом використання енергії струменя витікаючих газів тощо. При цьому вчений приділив особливу увагу проблемам управління польотом. Він добре уявляв структуру керування кос¬мічним літальним апаратом, вказував, що управління полі ютом повинно бути автоматичним, базованим на сигналах, які зніма¬ються з двох гіроскопів із взаємно перпендикулярними векторами кінетичних моментів, що в систему керування повинні бути включені датчик наданого прискорення та інтегратор його сигналів І на їх основі слід регулювати тягу.

Ю. В. Кондратюк дає формулу польоту ракети у земному полі (виражену через теплотворну здатність палива і на основі принци¬пу розподілу енергії обернено пропорційно масам), пропонує дві умови польоту людини у космос: І) безпека для пасажирів, і 2) керованість. Розглядає також два головних імовірних напрямки руху — а) ракета відходить від Землі по вертикалі І б) ракета розганяється по колу. Він присвячує башто сторінок «способам відльоту» і визначенню найолтимальніших з них. На ефективність роботи двигуна впливає не тільки величина прискорення, тобто Інтенсивність спалення палива, але і напрямок розгону при старті. Це виявляється Кондратюком під час порівняння «радіального відльоту», про який ішла мова, з «відльотом по дотичній».

Вивчення цього питання привело вченого до відкриття най¬більш зручної «кривої відльоту» — кола з подальшим розвитком у витягнуті еліпси з фокусами у центрі Землі і перигеєм на одній висоті. Доповнена теоріями багатоступеневої ракети і проміжних баз, розробка найбільш вигідних траєкторій і режимів роботи двигуна і стала тією галуззю астронавтики, у якій Кондрагкж виявив свій талант найяскравіше.

К. Е. Ціолковським було запропоновано дуже цікаве вирі¬шення задачі про спуск ракети на Землю майже без затрат палива. У цьому випадку ракета, входячи до атмосфери Землі, гальмує, здійснюючи рухи по орбіті навколо земної кулі, за проміжок часу, достатній для того, щоб згасити величезні швидкості входу, при збереженні допустимих для ракети режимів перевантажень і нагрі¬ву при гальмуванні. Цю думку надалі розвинув Ю. В. Кондратюк.

Проблема спуску з орбіти на Землю теж була представлена ним у елементарній, фактично реалізованій формі. На його думку, спускний апарат повинен бути заскранованим теплозахисним щи¬том, встановленим так, щоб забезпечити при спуску більший (майже 40*) кут атаки. При цьому теплозахисний щит одночасно

буде працювати як аеродинамічна поверхня, створюючи сили опору і бокову. Останню можна спрямовувати як вгору, так і вниз, здійснюючи оберти по крену. Вказуючи на необхідність керування за креном (а не за кутом атаки, на що наголошували Ціолковський і Цандер), Кондратюк вважав, що це необхідно, виходячи з міркувань теплозахисту спускного апарата.

Для гарантувати безпеки на момент спуску з орбіти і на ділянці розгону ракети він розробив варіант крісла космонавтів, яке дозволяє переносити більші навантаження за рахунок інди¬відуальної підгонки їх по фігурі, та запропонував найбезиечішс розташування членів екіпажу при зльоті і посадці (коли діють великі прискорення) відносно напрямків руху: розташування їх в індивідуальних формах-ложсмснтах перпендикулярно до напрямку руху.

Уперше було поставлено питання про створення для кожного космонавта індивідуальних ложементів і у загальному випадку — про створення штучної гравітації на космічному кораблі. Конлратюк відзначав, що потрібно провести додаткове вивчення і трену¬вання людини на «великій відцентровій машині» (центрифузі)- Тим самим Кондратюк уперше поставив і розглянув питання космічної біології і медицини.

Він же запропонував використання шлюзу для сполучення з відкритим космосом і рекомендував «виходити з камери снаряда... у подібних до водолазних костюмах, маючи при собі запас повіт¬ря», тим самим мова йде про космічні скафандри, а для завершен¬ня спуску — використовувати парашут, який забезпечує, у залеж¬ності від свого розміру, спуск або ксіюго снаряда, або одного пілота.

Для вирішення завдання забезпечення теплового режиму кос-мічного апарата він пропонує багатостадійну екранно-вакуумну теплову ізоляцію. Ю. Кондратюк особливо підкреслював простоту і легкість такої теплової ізоляції, прекрасно розуміючи її бага¬тоцільове призначення — служити як для збереження тепла космічного апарата, так і для захисту ні.і перегрівання сонячним випромінюванням. Крім того, розглядаюіься ускладнення, які вносить атмосфера як при зльоті, так і при поверненні на Землю: пропонує неактивну частину снаряда зробити планером, виводить формулу повернення на Землю при «аеродинамічному спуску»: вносить пропозицію про багатоцільове використання сонячною тепла, що концентрується за допомогою легких дзеркал, які розгортаються у космосі, як для потреб самого міжзоряного кораб¬ля, так і для «земної» утилізації; висловлює думку про застосуван¬ня лзеркал-рефлекторій «для бездротового телеграфу», тобто пере¬дбачає ідею обладнання антени направленої дії тощо.

Майже у кожному випадку при описі елементів конструкції ракети він пропонував два або три варіанти, підкреслював не¬обхідність подальших досліджень І. головне, експериментів і шс раз експериментів. «Тема про міжпланетний політ... заволоділа мною на трипалий час, поки не підійшов до межі, за якою подальша плідна праця неможлива без паралельних експериментів».

Можна називати ще багато проблем і запитань, відповіді на які знайшов вчсніїй-самоук...

Уже будучи автором багатьох винаходів, Ю. В. Кондратюк познайомився з працями К. Е. Ціолковського і написав йому: «Я кожен раз дивуюсь схожості нашого мислення». Про схожість думок двох великих космістів говорять наступні факти.

У передмові до книги «Завоювання міжпланетних просторів» (Новосибірськ, 1929) Ю. В. Кондратюк писав: «У 1921 році я прийшов до дуже неординарного вирішення питання про обладнан¬ня лінії передачі з Землі у простір і назад... Вказані розділи не увійшли у цю книгу; вони занадто близькі до робочого проекту завоювання світового простору, занадто близькі до того, щоб їх можна було б опублікувати, не знаючи наперед, хто І як цими даними скористається».

К. Е. Ціолковський розумів, що такий геній-самородок. яким був Ю. В. Кондратюк, яким у молоді роки випередив багатьох визнаних вчених світу, міг також відкрити-винайти і такий невідо¬мий спосіб пересування у космічному просторі, який міг би дати у руки сумнівних угрупувань або окремих особистостей серйозні переваги перед природою або людством, і незадовго перед своєю смертю у бесіді з А. Л. Чижсвськнм відмітив: «Якщо буде запропо¬нований новий, не ракетний спосіб польоту, я його прийму!» На жаль, цей спосіб пересування не дійшов до нас, бо тоді зовсім іншим шляхом міг би піти розвиток космонавтики теоретичної, а може і практичної.

З високого гуманізму і почуття відповідальності перед світовим товариством, старанно продумані і обгрунтовані, близькі до ре¬алізації ідеї з технічними рішеннями Ю. В. Кондратюк не включив у жодну з останніх своїх публікацій.

В те, що ці ідеї-рішення могли бути реаліями, вірить і Б. І. Романенко і закликає у своїх виступах і творах шукати ці матеріали, які були віддані вченим на збереження перед відправ¬кою у діючу армію: «Необхідно знайти нову опору, наприклад, яке-небудь поле. Ю. В. Кондратюк придумав новий спосіб польоту у космічні простори і назад, але не опублікував цю таємницю, взяв її до могили при обороні Москви. У теперішній час при Академії космонавтики Ім. К. Е. Ціолковського (Росія) заснована премія імені Ю. В. Кондратюка по розробці нетрадиційних рушіїв для космонавтики, для вирішення цього завдання».

«Я думаю, що якби він <Ю. В. Конлратюк) був живий і міг працювати у галузі ракетної техніки після війни, — відзначає відомий російський вчений у галузі ракетобудування Б. В. Раушен- бах, — він був би 'мким, як Корольов».

Тим більш.:, шо для космонавтики потрібна була людина з подібним світоглядом і подібним інженерним мисленням. Та і С. П. Корольов у потрібен був такий соратник і послідовник, тому він І запропонував співробітництво Юрію Васильовичу з групою по вивченню реактивних двигунів, яка знаходилася лід контролем керівних органів Червоної Армії. Але не зміг Ю. В. Кондратюк прийняти подібну пропозицію, оскільки сам був недавно репресо¬ваний, знаходився під контролем спсцорпінів і остерігався, шо зясусться історія його участі у білій армії і присвоєння чужого імені.

Аналізуючи філософську, наукову і технічну спадщину Ю. В. Кондратюка, вчені та інженери усього світу відкривають у ній все нові і нові концепції, ідеї, грані, які раніше залишалися без уваги дослідників, тому що були не зрозумілими, або не прийшов час для їхнього втілення. Одна з причин цієї невичерпності спадщини вченого-самоука — це оновлення мислення, виникнення нових проблем, крізь призму яких очевидна актуальність творчості одного з основоположників теоретичної космонавтики.

Науково-технічні ідеї, що їх визначили Ю. В. Кондратюк. К. Е. Ціолковський, Ф. А. Цандер, С. П. Корольов незалежно один від одного, охоплюють усі розділи космічної діяльності і космічної техніки, тому, не полемізуючи про пріоритети, можна підтвердити, що вони — провидці космічної ери і першопрохідці практичної космонавтики. І все ж:

1. Хоча розвиток практичної космонавтики у перші десятиріччя

ери космосу вніс свої корективи в «екологічну картину» виходу людини у космос, проте основна ідея Юрія Васильо¬вича про необхідність освоєння людством нового, позаземно¬го середовища мешкання і використання була правильною.

2. Виведення основної формули польоту ракети, доведення не¬

обхідності застосування багатоступінчастих ракет з про¬порційно зменшуваною вагою і об’ємом баків реалізується в усіх космічних ракстах-косіях. Сумарна маса раксти-носія після відокремлення кожного ступеня зменшується приблиз¬но у чотири рази. Перше використання у космонавтиці —

4 жовтня 1957 р. при запуску першого штучного супутника Землі. Як при запуску першого штучного супутника Землі, так і в усіх наступних космічних стартах використані також пропозиції 10. В. Кондратюка щодо застосування гіроскопів і акселерометрів у системах керування; щодо конструкції камери згорання і охолодження сопла двигуна компонентами палива; стосовно вертикального старту та ряд інших.

3. Зліт із Землі і посадка на Землю космічних апаратів різних

космічних держак, літальні орбітальні станції типу «Салют», «Мир», «Скайлсб», «Фрідом» зі змінними екіпажами, ван¬тажні космічні кораблі типу «Прогрес», міжпланетні проміж ні бази, посадка автоматів і пілотованих апаратів на Місяць і планети Сонячної системи, а також виконання програми «Космос — людству і планеті Земля» — все це здійснюється за Кондратюком.

4. Використання тяжіння небесних тіл (пертурбаційним маневр),

яке запропонував Кондратюк для корекції орбіти, широко застосовується у польотах автоматичних міжпланетних стан¬цій. Зустріч радянської міжпланетної станції «Всга» з коме¬тою Галлея була здійснена за допомогою таких самих граві¬таційних маневрів.

5. Пропозиція Ю. В. Кондратюка щодо використання орбітального

і посадочного модулів для досягнення інших планет також широко застосовується. Найяскравішим прикладом с політ на Місяць із зупинкою на ньому і поверненням на Землю. Першими «трасу Кондратюка» освоїли Нсйл Армстронг, Майкл Коллінз і Едвін Олдрін у 1969 р. 21 липня Нсйл Армстронг ступив на поверхню Місяця. Потім до нього приєднався Едвін Олдрін. Завершивши перебування на Міся¬ці, місячний модуль злетів, стикувався з кораблем «Апол- лон-11», який чекав його на навколомісячній орбіті, а 24 липня 1969 р. корабель «Аполон-11» приводнився у Тихо¬му океані.

6. Використання скафандра типу водолазного із запасом повітря

для перебування у відкритому космосі також повністю ре-алізовано. Що правда, при першому використанні космічного скафандра запаси повітря знаходилися на космічному ко¬раблі «Восход». Але тоді ж була реалізована н інша пропо¬зиція Ю. В. Кондратюка — застосування шлюзу для виходу у відкритий космос. Першим у історії людства залишив космічний корабель і через шлюз вийшов у скафандрі у відкритий космос А. А. Леонов.

7. Вказівки щодо необхідності забезпечення безпеки екіпажу при

дії перевантажень І пропозиція про розміщення космонавтів у спеціальних ложементах за формою їхніх тіл були рс- алізовані в усіх пілотованих космічних кораблях «Восход», «Союз», «Джсміні», «Аполлон». Для кожного космонавта виготовляється персональне крісло, точно підігнане до форм його тіла. Безперечно, це призводить до необхідності пере¬становки крісел при поверненні з орбіти на іншому кораблі. Та додаткова робота окупається підвищенням безпеки. Крім того, як і пропонував Ю. В. Кондратюк, крісло розташоване так, що прискорення втискує космонавта у нього, тобто перевантаження діє у напрямку груди — спина, оскільки в такому положенні воно легше переноситься. Тому космонав¬ти злітають обличчям вперед (лежачи на спині), а сідають на Землю спиною вперед. Уперше ця пропозиція була застосована у космонавтиці 12 квітня і 961 року при запуску і спуску першого космонавта — Ю. О. Гагаріна.

8. 4 лютого 1993 року, перед світанком, сонячний зайчик, відбитий

від плівочної парасольки діаметром двадцять метрів, розмі¬шеної у космосі поруч з російською орбітальною станцією «Мир», пробіг через Ліон, Відень, Берн. Штутгарт, Мюнхен. Прагу. Лодзь. Брест, Гомель... «Цей експеримент став пер¬шим випадком, коли людині вдалося штучно сконцентрувати розсіяне у космічному просторі сонячне світло, яке несе невичерпні запаси енергії» (газета «Извсстия», 5 лютого 1993 р). Таким чином, пропозиції шоло використання вели¬ких дзеркал для освітлення і обігрівання затіненої частини Землі вже витримали експериментальну перевірку із викори¬станням дзеркхі з тонкої плівки, розгорнутих у КОСМОСІ.

9. Цілий ряд пропозицій Ю. В. Кондрлткжа, об'єднаний однією

ідеєю використання космічних польотів для покращення життя на Землі, знайшов своє втілення у практичній космо¬навтиці, а деякі з них знаходяться на стадії дослідницьких робіт.

Великі космісти дуже багато передбачили, у тому числі нові способи пересування у космічному просторі. Проте один Із них бачив далі, і тому відкрив таємницю, але з гуманістичних мір¬кувань забрав ЇЇ у могилу. Так, Юрій Васильович задовго до виникнення ідеї зоряних війн, не довіряючи існуючому ладу в СРСР, утримався від публікації своїх розробок і відкриттів, які могли б викликати аж ніяк не гуманний поворот у напрямку освоєння космічного просгору.

Наукові та інженерні праці нашого земляка О. Г. Шаргея — Ю. В. Кондратюка неповторні, як і його біографія. Вони не тільки самобутні, але й не повністю встановлені і недостатньо вивчені. Про цс висловив свою думку один з вихідців з України, який недавно пішов з життя, радянський вчений і ракетобудівнії* В. Г1. Глушко: «На мій погляд, ми у великому боргу перед Юрієм Кондратюком. Його внесок у космонавтику ще не знайшов достат¬нього відображення у пресі».

Високо оцінюється творча спадщина О. Г. Шаргея— Ю. В. Кондратюка пресою, вченими І спеціалістами, які працюють у галузі космонавтики. Про цс свідчать їх висловлювання, деякі з них наведені нижче.

Відомим радянський вчений В. П. Вєтчинкін у квітні 1926 р. відзначав, що Ю. В. Кондратюк не знав досягнень К. Е. Ціол- ковського. і писав: «Це не завадило автору отримати усі результа¬ти. досягнуті усіма дослідниками міжпланетних просторів у сукуп¬ності, що треба вважати дуже великим досягненням... Механік Ю. В. Кондратюк являє собою великий талант (на зразок Ссмсно- ва Ф. О., Ціолковського К. Е. або Уфімцева О. Г.), загнаний у глухий кут, який не мав можливостей застосувати свої здібності на вищому рівні».

Працю Кондратюка можна надрукувати у тому вигляді, в якому вона зараз знаходиться... Заради збереження пріоритету за СРСР не варто відкладати друк готової праці... Такі великі таланти-самородки — надзвичайна рідкість І лишати їх без уваги з погляду держави було б виявом вищого марнотратства».

Газета «Вечерняя Москва» від 7 жовтня 1926 року повідомила:

НОВИЙ ПРОЕКТ МІЖПЛАНЕТНИХ МАНДРІВОК.

РОБОТИ МОЛОДОГО РАДЯНСЬКОГО ВЧЕНОГО

В Голонняуку надійшла праця молодого вченого т. Кондратюка «Про між-планетні мандрівки*. Автор висловлює я ній ряд міркувань про будову і деталі польоту ракети, призначеної для міжпланетних мандрівок. Ознайомившись з працею. Головнаука визнала, шо вона містить дотепні пропозиції, які є резуль-татом фундаментального вивчення питання автором.

Однак, па думку Головнауки. питання про виготовлення такої ракети поки що може миіи значення тільки мри вивченні верхніх шарів земної атмосфери, ультрафіолетової радіації Сонця тощо.

Головнаука вирішила підпустити на виданиа роботи т. Кондратюка необхідні кошти, доручивши П рслаїуааимя компетентному вченому.

Разом з тим Головнаука висловлюється за надання т. Кондратнжу можливості продовжувати роботу в обраній ним галузі.

Науково-популярний журнал «Наука і техніка» у своєму сорок першому номері за 1929 рік умістив велику статтю «До питання про міжпланетні польоти», де вказувалося, що «автору вдалося вирішити цілий ряд питань, які не вирішені іншими дослід-

никами». Ця публікація була здійснена з участю Я. 1. Перельмана і В. В. Разумова.

Німецький дослідник Роберт Ладеманн у реферативному жур¬налі «2РМ» («Журнал польотної техніки і моторного повітро- плавства», Мюнхен-Бсрліи, 1929 р.) відмічав: «Серед усіх тогочас¬них праць з реактивних питань, і особливо у плані польотів у космічний простір, книга Кондратюка займас особливе місце, оскільки автор висуває багато нових ідей... Уперше в Європі детально розглянуто питання співвідношення мас. а також диво¬вижно правильно показана дія перевантажень на організм люди¬ни».

Щоправда, у листі до К. Е. Ціолковського Ладеманн висловив думку, шо Кондратюк перейняв багато чого у Констянтина Єдуар- довнча. Але той відкинув сумніви щодо самостійності роботи молодого вченого, ще нікому не відомого.

Американський журнал «Лайф» писав 14 березня 1969 року, що інженер Джом Хуболт, який очолював групу спеціалістів НАСА по розробці і здійсненню проекту висадки людей на Місяць <проект «Аполлон»), знав про Юрія Кондратюка, «який шс 50 років тому довів, шо ЬОК (застосування посадочно-зльотного модуля, який стартує з селеноцентричної орбіти), буде найкращим способом досягнення Місяця...»

Академік Національної академії наук України Г. С. Писаренко (Україна) заявляв: «Складне життя у рядової людини, а у вчено- го-першопрохідця воно складніше стократ... Але щоб геній працю¬вав і жив під чужим паспортом, щоб зовсім не турбувався про славу свого імені — такс трапилося, думаю, вперше! Так, тут були свої переплетіння даті, які на цей час не насмілювалися винести на загальний огляд. 1 ми раді, що великому вченому, який стільки зробив для Батьківщини і людства, вдячні співвітчизники поверну¬ли справжнє ім’я. ! хоча стали вже хрестоматійними назви — теорія Кондратюка, винаходи Кондратюка. зрештою, кратер Кон¬дратюка на Місяці і їх складно змінити, але все ж віднині наш видатний земляк буде мати свою неповторну біографію».

Академік Б. В. Раушснбах (Російська Федерація) пише: «Коли знайомишся з працями Кондратюка, — не лише з його книгами з космонавтики, але і з його роботами про елеватори, вітрові електростанції, загалом охоплюєш діяльність Кондратюка, то що вражає? Вражає надзвичайна оригінальність мислення. Так — будівництво амбара, — нестандартне розв’язання, будівництво вежі — нестандартне вирішення, спуск на Землю — нестандарт¬не... Політ на Місяць — нестандартне рішення. Завжди нестан¬дартні і дуже продумані в інженерному плані рішення».

На урочистому засіданні, присвяченому 35-річчю початку космічної ери І Дню космонавтики (10.04.92 р.), академік В. Ф. Уткін (Російська Федерація) сказав: «Земля нашої кітчи.ііш подарувала людству М. І. Кибальчича. Теоретичні основи космо¬навтики заклав видатний вчений К. £. ЦІолковський, який впли¬НУВ на формування поглядів ентузіастів ракетобудування у нашій країні. Незалежно від К. Е. Ціолковського і навіть не підозрююч* про його дослідження, розробляв проблеми космонавтики механік- самоук Ю. В. Кондратюк. Багато із запролонованних ним рішень втілилося у життя. За схемою Ю. В. Кондратюка здійснювалися польоти американських астронавтів на Місяць. Його ідеї про спускний апарат з теплозахисним екраном і зміни екіпажів косміч¬них станцій теж стали реальністю».

Льотчик-космонавт В. І. Ссвастьннов (Російська Федерація) у передмові до книги А. В. Даценка «Я полечу туда...» писав: «Ю. В. Кондратюк, як І К. Е. ЦІолковський, був попередником таких корифеїв практичної космонавтики, як С. П. Королю», Ф. А. Цандер, М. К. Тихомиров, Ю. О. Победоносцсв. За життя Шаргею—Кондратюку не довелося побачити втіленими свої проек¬ти і, це його особиста трагедія. Але досягнення практичної космо¬навтики, Останкінська телевежа (створена учнем Кондратюка), екологічно чисті вітроелектростанції (нехай невеликої потужності), які випробовувалися на полігоні Київського політехнічного інсти¬туту «Десна» і зараз працюють на станції Новолазарєвська у Антарктиді, — тріумф його генія, найкращий йому пам'ятник».

Академік Національної академії наук України Я. С. Яцків (Україна, 1996 р.) писав: «У 1997 році відзначається 100-річчя від дня народження видатного українського вченого, одного з піонерів космонавтики і автора багатьох винаходів Ю. В. Кондратюка. Цс ім’я тривалий час не було відоме в Україні через різні обставини особистого життя Ю. В. Кондратюка. Але його праці були широко відомі спеціалістам у світі, його Ім’я згадували при здійсненні епохального польоту людини на Місяць, його наукові здобутки до цього дня не втратили своєї цінності».

Пнсьмснник-істормк, лауреат Державної премії ім. Т. Г. Шев-ченка В. О. Шевчук (Україна, 1996 р.) казав: «Ім’я Ю. Кондратю¬ка належить Україні. Він один з світових геніїв космонавтики, за його «земною» філософією робиться майже все у цій галузі. У цьому він перевершив К. Е. Ціолковського та інших космістів Землі. За його схемою відбувся політ астронавтів США до Місяця».

Віце-президент Національної академії наук України, академік В. Г. Бар’яхтар (Україна, 1997 р.) відмічав: «Передовий косміст, блискучий інженер з нестандартними, але продуманими рішен¬нями, піонер космічної діяльності Ю. В. Кондратюк — скарб світової науки, національне надбання українського народу».

Цю низку висловлювань, на наш погляд, варто завершити словами одного з дослідників творчості і біографії Ю. В. Кондратю- ка Є. !. Романенка (Російська Федерація): «На цей час усе слідус не тільки філософським визначенням Юрія Кондратюка. але і науково-технічним засобам реалізації його цілей».

У справу практичної космонавтики вклали свій талант і працю багато вчених та конструкторів космічної техніки — вихідців з України.

Так, з 22 генеральних (головних) конструкторів, які очолюва¬ли 10 основних конструкторських бюро СРСР і країн СНД протя¬гом 40 років космічної ери, 1 і спеціалістів мають відношення до України (хто народився, хто навчався, хто працював...), а саме:

B. П. Глушко, В. М. Ковтуненко, С. М. Конюхов, С. П. Корольов,

C. С. Крюков, А. К. Нсдайвода, М. Ф. Решетнев, Ю. П. Семенов, В. Ф. Уткін, В. М. Челомей, М. К. Янгель.

Але не тільки генеральні (головні) конструктори втілювали космічні ідеї Ю. В. Кондратюка (О. Г. Шаргся) і К. Е. Ціолков- ського, а і багато колективів виробничих і наукових організацій усіх республік колишнього Союзу, космодромів Байконур. Пле- ссцьк, Кап’яр та ін. Усі ці колективи були першопрохідцямн науково-технічної революції, невідомими підкорювачами космосу і славними послідовниками на практиці ідей Ю. В. Кондратюка <0. Г. Шаргся).

Серед них сотні тисяч працівників України, які, штурмуючи космос, завжди залишалися на Землі: Абраїмов В. В., Агар- ков А. В., Айзенберг Я. Є., Алскссєв Ю. С., Андрюиіснко А. Г., Асмолов О. О., Бакланов О. Д., Балашов Л. Л., Баранов Г. Л., Версзовськнй В. А., Бєланов А. В., Бслізін М. В., Бондаренко С. І., Ворушко Ю. М., Брунц А. В., Будник В. С., Бушуєв Є. І., Василенко Б. Є., Васильсв В. П., Венсдиктов Ю. І., Верещак О. П., Веркін Б. І. Виноградов В. А., Войтеико О. М., Герасимчук А. А., Гладілін В. С., Гомозов В. І. Гончар А. С., Горбулін В. П., Грачов В. В., Губанов Б. І., Гуднменко А. І., Готинян В. С., Дсдснок В. П., Дорошкевич В. К., Дормидонтов А. Г., Драновсь- кий В. Й., Дудник О. В., Дурасов В. Т., Жарковський В. С., Задонцев В. А., Завалішин А. П., Залюбовский І. 1., Замі- рець М. В., Златкін 10. М., Зуєв В. В., Івченко В. М., Ка- вслін С. С.» Калмиков А. І., Катасв В. 1м Козачище Л. О., Колногуз А. В., Комаров В. Г., Комісарчук А. А., Комонов В. Г., Копил 0. А., Кордюм Є. Л., Корспанов В. Є., Коротаєв Г. К.,

Корума С. С., Коснирсв В. К., Костик Р. І-, Коцарснко М. Я., Кошевая С. В.. Кузнсцов Е. І., Кунцевич В. М., Купчиков К. Ф., Кучма Л. Д., Лапчинський В. Ф., Лебсдєв О. Д., Лсбсдсв О. М., Литвинснко Л. М., Лмтвинов В. А., Ломан В. І., Лялько В. І., Лящсв Г. 1., Макарснко Б. І., Макаров О. О.. Макаров О. М., Малков А. Б., Мацсвитим Ю. М., Моцний Ф. В., Машскко О. М., Моршаков €. О., Назаренко С. А.» Нсдобсжкін В. О., Негода О. О., Нопіков 0. В., Осіпов М. В., Павловськнй М. А., Паппо-Ко- ристін В. Н., Патон Б. Є., Передерім А. І., Пнлипенко В. В., Платонов В. П., Поляков €. П., Попсль А. М., Пяних В. В.,

Раубішко С. С., Романенко В. М., Романов Л. П., Руденко В. Ф.,

Рябцев С. Г., Салтиков Ю. Дм Свищ В. М., Сербін В. М., Сергєев В. Г., Синсльников Є. Я., Свіріденко О. Г., Смета- нін Ю. О., Сімагін В. Г,, Сорокін А. О., Стогній А. І., Стешен- ко М. В., Страшко В. Я., Талмазан В. 1., Топчій Д. Г., Торчинсь- ка Т. В., Трлвченко В. І., Трофілов В. 1., Уралов В. О., Ус С. І., Фролов І. Ф., Хачатурян Г. А., Шифріш Я. С., Шмаров В. М., Шнякін Н. С., Шокало В. М., Щербина Є. С.» Щетина О. І.,

Цибка П. І., Цммбал В. М., Ямпольськин Ю. М., Яровий К. Н.,

Яцків Я. С. І багато Інших.

1 нам, безперечно, шкода, шо видатний радянський вчений

О. І. Чижевський, введений в оману окремими особами, виступив з протестом у 1962 році проти Ю. В. Кондратюка, який, за його словами, не мав ніякого відношення до космонавтики.

За рішенням 28-ї сесії Генеральної конференції ЮНЕСКО 21 червня 1997 р. увесь світ відзначає пам’ятну дату — 100-річчя з дня народження українського вченого і дослідника, піонера космічної техніки Юрія Кондратюка <0. Шаргся).

3. ЛИСТИ І ВИТЯГИ З МАТЕРІАЛІВ

ТА ПЕРШОЇ ПРАЦІ 3.1. Полтавсько-Петроградський рукопис.

0. Г. Шаргей

Н

асамперед привертає увагу жорстка самокритичність авто¬ра. Цілі сторінки перекреслені. Рукопис, по суті перша наукова праця, серйозна праця, вочевидь не призначався для друку. Автор не завжди послідовний, постійно повертається до раніше розглянутих питань.*

Перший ЗОШИТ

Загальна теорія.

І-ша умова польоту — бути не смертельним для людини, як при польоті туди, так і назад. 2-га — керованим. З цих умов виходить вибір типу літального апарата.

і умова. Цей апарат повинен не допустити значних переван¬тажень і потребує відсутності механічних прискорень понад ту межу, яку може витримати людина (5—1СДО** — тобто потребує надання швидкості протягом порівняно великого проміжку часу на великій відстані.

Оскільки для надання механічного прискорення необхідна точка опори..., то очевидно, доводиться возити точку опори з собою — діяти віддачею — реактивний прилад (с. І).

// умова потребує також точки опори, яку возять з собою — реактивного приладу.

Чи можливе вдосконалення польоту на реактивному приладі при існуючих нині відомих речовинах? Теоретично можливе, у всякому разі, від сили речовини залежить лише величина приладу потрібна для... (польоту) з даною кількістю інертної речовини (людина, камера, прилади)... <с. 2).

(Відмітимо, юнак не знав ні про праці К. Е. Ціолковського, іН. тим більше, про праці зарубіжних вчених. Але приходить до правильного висновку: «орклад» повинен бути реактивним).

Тут і далі петитом замітки, зроблені А. В. Даценхом при знайомстві % Полтавсь-ко-Петроградським рукописом.

Терміни «механічне прискорення*, «перевантаження», введені О. Г. Шаргеєм (Ю. В. Кондратюком). збережені у наступному тексті. 

Дивись початок 3-го зошита; тут неправильно, (с. 3).

(І далі 3—9 с. перекреслені хвилястою лінією зверху виш. віл 9-І залишена верхня половина, усі ці сторінки місиш, математичні міркування і розрахунки).

Загальна форма приладу поки не уточнена. У всякому разі, у ній будуть камера для людини з приладами і провізією; резервуар для активної речовини <палива) і (всередині його) дуже довго труба з отвором назад, по якій будуть розширятися і виштовхувати себе гази (с. 10).

(Таким чином, 18-рі'іниА юнак запропонував для польоту у космос ракету* на хімічному паливі («активна речовина*), яка містить розріджені гази (кисень І водень). Ніхто інший у світі не робив у такому ранньому віці такого фуїмамсн- тального відкриття у галузі міжпланетних польотів. Термохімічну ракету до

O. Г. ІІІаргся запропонував лише К. Е. Цкхлковський (рідинна) І американець

P. X. Годпарл (твердопаливна».

Низ с. 11 і 12 також обрізаний. На цих сторінках медико-біологічні думки, про живучість людського організму.

Подолання земного тяжіння (с. ІЗ).

(Знову математика, розрахунки швидкості, при якій літальний апарат зможе подолати земне тяжіння, виводяться формули співвідношення стартової маси снаряда до маси «неактивної частини» — корисного наваїттаження. кінцевої маси снаряда.)

(с. 14 і 15).

У результаті отримуємо формулу співвідношення снаряда до неак-тивної частини

(с. 16 і 17)

Ше виведена Олександром Шарпесм основна формули ракети.)

Теорія зупинки. Зупинка нічим не відрізняється від польоту і повернення на Землю, окрім кількості і потенціалу.

(Юний вчений геніально просто вирішує завдання, яке не було вирішене до нього жодним вітчизняним іеорстиком міжпланетних подорожей, йдеться про висадку людини на небесне тіло, яке має значне поле тяжіння*. Олександр Шаргем розуміє, що для посадки усього літального апарата на це тіло, а потім для злету з нього буде потрібна вслиха кількість палива. Чи можна зменшити цю кількість? Олександр приходить до висновку — так.

У щорічнику «Недсля» (1989, 15) була опублікована Інформація про роботи француза Віктора Куассака. які побачили світ у 19151 1916 рр. В них описана схема висадки на іншу планету, яка схожа на схему О. Шаргсм, інші розробки, аналогічні пропозиціям вченого. 

«Шоб не витрачати великої кількості активної речовини, можна не зупиняти усього снаряда, а лише настіїьки зменшити його швидкість, щоб вій рівномірно рухайся по колу якомога ближче до тіла на якому зроблена зупинка, після цього вилігші и з нього неактивну частину с такою кількістю активної речовини, яка нсобхілна для зупинки неактивної частини і для того, щоб потім вона змогла наздогнати (приєднатися знову) до іншої частини снаряда.

«Як бачимо, полтавський гімназист ще у 1914 році пропонував ту схему поль-оту, за якою через десятиліття підправляться з Землі апарати на Місяць, Марс. Венсру. за якою американські астронавти здійснить поліг а висадкою ни Місяці. Схема включає політ до Місяця або планети, незначне гальмування переходу літального апарата на орбіту штучного супутника, відокремлення під основного апарата посадочного модуля невеликої маси, його посадки, робота на поверхні небесного тіла, зліт у призначений час і стикування з кораблем-магхою, запуск двигунів основного корабля і повернення на Землю. Просто і геніально! ІЬо Схему називають «трасою Копдратюка*).

Ускладнення, які вносить атмосфера... для подолання значної її щільності. ЦС негативне явище буде як на шляху туди, так і при поверненні (с. 19).

«... Потрібно злетіти верст на 50, щоб шкідливого впливу уникнути майже зовсім... До цієї висоти потрібно добратися, діючи складом, який працює однаково добре і при атмосферному тиску — підриваючи піроксени або іншу речовину...» (с. 20).

(Шойно освоєні розділи науки Олександр Шаргсй застосовував для справи. Цікаво те, що знаючи метоли вирішення диференційних (у всякому разі про-стих) рівнянь, він виводить основну ракетну формулу, користуючись теорією границь, тоді як К. В. Ціалковський цю названу йото іменем формулу вивів (І опублікував у 1903 році) за допомогою нескладного дифсрсішійного рівняння. За таким же принципом у 1913 році виводить ракетну формулу француз Кно- Псльтрі і американець Робсрт Годшрд. Відмітимо: усі незалежно один від одного.

Чому ж Олександр Шаргсй виводить цю формулу не таким шляхом? Справа в тім. що юний вчений намагався уявити політ ракети, безперестанний приріст швидкості снаряда фізично, як результат спалення одна за одною порцій пали-ва. що у математичному виглялі є геометричною прогресією — при згорамні палива, вага порцій зменшується. Ясно відчуваючи процес дії ракети, намага-ючись пере лаги це почуття тим, хто буде колись знайомитися з його роботою, він виводить основну формулу ракети за допомогою граничного переходу. Тут. як І у наступних своїх роботах. Олександр ІІІаргсй намагається наочно показати фізичний зміст, механізм своїх роздумів, часто опускаючи докази І роз’яснення, які. ма його думку, для грамотного фізика, механіка, очевидні.

Двадцять сторінок першого зошита увібрали у себе лише частину думок про шляхи освоєння міжпланетного простору. Озброєний новими знаннями, захоп-лений пошуком рішень усе нових питань, які витікають по мірі заглиблення у дивовижно захоплюючу роботу. Олександр Шаргсй продовжує записи своїх думок, пропозицій, висновків).

Повернення на Землю: Неактивна частина снаряда повинна бути планером... два способи аеродинамічного спуску... (с. 21).

...Великою перевагою цих способів є тс, що вони дають велику економію активної речовини... автоматичний спуск.

Наводяться формули повернення обома способами (с. 22). (Неактивна частина снаряда повинна бути планером. Цс, вхазус автор, лаг велику економію палива. Він пише про автоматизацію спуску, илпо/іиіь фор-мули «аеродинамічного спуску».)

Якщо буде великий рух із Землі у міжзоряний простір, то вигідніше зробити гармату (електричну, яка надавала б снаряду значну початкову швидкість; це дало б змогу з меншою кількістю активної речовини та меншою витратою енергії швидше здійсню¬вати далекі польоти... Лінійні ел. двигуни? Меркулов? Снаряд... може (в атмосфері) розколюватися, як метеор <с. 23).

Про польоти у Сонячній системі (розраховується 3-тя космічна швидкість) (с. 24).

Порядок польотів:

І — випробувати дію пристосувань для підйому в атмосфері;

Н — політ не особливо далеко від земної поверхні, на декілька тисяч верст:

III — політ на Місяць без зупинок там (особливо політ навколо Місяця);

IV — політ на Місяць із зупинкою (с. 25).

(Юнак сміливо намічає стратегію оволодіння міжпланетним простором, його початковий етап).

Важливе зауваження: скрізь, де я говорю про активність речовини, її потрібно розраховувати на вагу цієї речовини + вагу того посуду, у якому вона знаходиться; коли ми використаємо деяку частину активної речовини, ми залишимо і той посуд, у якому вона була. Тому краще, а можливо і необхідно, тримати увесь запас активної речовини не в одному посуді, а в декількох, які прогресивно зменшуються. Цс тим прийнятніше, шо один посуд зовсім не с зручним, (с. 36 і 37).

(Усередині другого зошита ми знаходимо піонерську для вітчизняної науки ідею про «багатокомллектну* (багатоступеневу) ракету.

Як бачимо. Олександр Шаргсй висунув, а трохи пізніше і обгрунтував ідею багатоступеневої ракети, поступившись лише американцю Р. X. Годдарду, який про багатоступеневі ракети говорив у 1 913 році. К. Е. Ціолковський цим питанням зайнявся у другій половині І 920-х років).

Керування і стійкість. Газовий резервуар... жироскоп (с. 38).

Цих двох пристроїв достатньо для керування снарядом, ос¬кільки напрям прискорення завжди паралельний мого осі. Щоб надати снаряду той або інший оберт ковколо його осі, потрібно лише пробігтися всередині його (або навіть тільки обертатися, .чи просто махати рукою) V зворотній бік, так що усякі прилади зайві (с. 39).

Двовісний астатичний жироскоп. (Нижче усе перекреслено словом «нісенітниця») (с. 40).

Двовісний жироскоп... (с. 41).

База для польотів. Базу найкраще влаштувати на якому-нс- будь тілі, можливо, меншому (Місяці, супутнику Марса), на якому був би матеріал для активної речовини, для отримання якої потрібно там встановити машини (сонячні). Така база корисна своїм малим потенціалом сили тяжіння. На ній треба мати запаси активної речовини і усі прилади. На неї ж можна прилітати на легшому пасажирському снаряді. Зробивши запаси речовини на цій базі, можна здійснювати солідніші польоти, оскільки значно менше активної речовини знадобиться для подолання потенціалу (тяжін¬ня) самої бази (с. 44).

(У своїй першій роботі Олександр Шаргей пропонує розміщу пати міжпланетні проміжні бази на небесних тілах, розраховуючи використовувати для забезпе-чення міжпланетних перельотів знайдені там і перероблені корисні копалини. Пізніше він зрозуміє, що створювати такі бази спочатку буде занадто важко, певно, неможливо. До того ж вони будуть знаходитись на значній віддалі вії Землі. Тому, розвиваючи свою ідею, гін ставить питаним про бази — штучні супутники Місяця І Землі, то було пізніше здійснено).

Третій зошит

V початковому виведенні формули збрехав... Вирішив усе переос-мислити (с. 49).

Теоретична формула ваги ракети:

М = те^.

...Підлітаючи до Землі по дотичній, зовсім не користуємося актив¬ною речовиною, а користуємося атмосферою... (с. 49—51).

Ось формула для польоту з Землі і назад, зважаючи на витривалість людини:

(с. 60).

55 разів. Ура! Цілком виконуємо (с. 61).

(Зробивши нескладні розрахунки, молодий вчений переконався, що якщо за-стосувати у ракетному двигуні паливо, яке отримаємо при з'єднанні кисню з воднем, гримучий газ. або інше термохімічне паливо, то можна буде досягнути швидкості «усього лише* одиниці, у кращому випадку — десятки верст за секунду. Отже, можна планувати польоти лишеу межах Сонячноїсистеми. Про польоти до зірок, на інші планетні системи залишається тільки мріяти.

Тільки швидкості порядку швидкості світла дозволять здійснігти контакти з іншими зоряними світами) ■

(Закреслено. Є напис: «Запитати у рідних про випромінювання радію і про випромінювання взагалі у закатодних променях» (с. 62 і 63».

Про інші можливі реактивні прилади:

I — механічний, котушка з дротом <с. 64).

II — використання «швидкого» випромінювання (а. (і) радію.

Оскільки цс випромінювання матеріальне, то, імовірно, воно повинно давати і відповідну механічну рсакцію-віддачу, якою і можна скористатися, доводячи це випромінювання до необхідної інтенсивності. Енергію ж для випромінювання можна брати з сонячного світла... (с. 65).

(Так Олександр Шаргей розіклав розробку питань використання сонячно)

енергії для потреб космічних апаратів).

Використання сонячної енергії (с. 66).

Дзеркала з приймачами тепла. Параболічне дзеркало направ-ляється віссю на Сонце. Сонячні промені, відбиваючись, збирають¬ся у фокусі і проходять там крізь отвір у обігрівачі <с. 68 і 69).

Параболічні дзеркала можуть бути різних нидів. Форми пара-болоїда обертання, або форми поверхні прямого циліндра, в якого в основі сегмент параболи (с. 68а, 686).

Обігрівальні трубки (Н, О) (с. 68в).

Конструкція дзеркала для концентрації сонячної енергії (с. 70).

Сили сонячного освітлення. Якщо вдасться побудувати реак-тивний снаряд, який працює віддачею катодних променів, то лише від Сонця зможемо брати достатню кількість енергії і переробляти її з теплової в електричну <с. 72).

Отримання реакцій від матеріального випромінювання елемен-тарних частинок (с. 77).

Про посудини (баки) для компонентів палива (с. 83).

Обігрівачі компонентів палива перед подачею у реактивний двигун (с. 93).

Змішування струменів для отримання однорідної суміші у камері зяіряння (с. 95).

Температура руху середовищ... якщо в атмосфері рухається полірована поверхня під кутом до напрямку, то чим менший кут атаки, тим менше буде нагріватися при русі ця поверхня (с. 97).

З наведеного видно: щоб зробити можливим спуск за допомо- гою утримуючої дії атмосфери, необхідно поверхні снаряду, повер¬нені вперед, зробити майже паралельними руху в повітрі, інакше снаряд згорить швидко, але яскраво (с. 101).

(Олександр Шаргсй рекомендує ракету — «снаряд* робити обтічної форми. Зауважимо, то у наступних роботах він висуває Ідею спускного апарата анти* аеродинамічної форми з застосуванням автоматично керованої іермозахисної поверхні. Цс потрібно для того, щоб швидше і безпечніше гасити величезну швидкість апарата, який повертається на Землю, за рахунок йото великого опору).

(С. 102—103 чисті).

Майже усе тут, у 4 зошитах написане, — придумане мною під час перебування у юнкерському училищі приблизно від пере¬вороту і до 25 березня (с. 104).

(Доводиться дивуватися, чому він фактично ввів в оману читача, датуючі* свою роботу, яка наповнена піонерськими Ідеями, 1917 роком і написав, що на це витратим цілий місяць (щоправда «майже*). Тут, як пізніше, з'ясувалась його повна неповага до питань пріоритету. Через двадцята» один рік. коли передавав документи, він уже позначив той же рукопис І9І6роком. добре ме подумавши.

1 Іспоказний з вигляду зошит з полтавсько-петроградським рукописом містить відкриття і цікаві пропозиції, які висунув молодий ачений. нічого не знаючи про праці К. Є. Ціолковського, Р. X. Годдарда. інших сучасників. ІдсІОлександра Шаргея. викладені у йога першому рукопис», згодом були підтверджені прак¬тичною космонавтикою. І тому незрозуміло, чому цю роботу часто зовсім не враховують оцінюючи творчу спадщину вченого, тоді як вона с фундаменталь¬ною щодо усіх наступних праць Шяргся-Комдраіюха. Першою його науковою працею називають київський рукопис 1914— І 919 років «Тим, хто буде чигати, щоб будувати». Чому?

Потрібно відзначити також, що юний автор (адже йому було лише 1? років) з самого початку відчув «величезність і невизначеність можливих наслідків від виходу людини у міжпланетний простір» 1 тому тримав свою роботу у секреті. У цьому проявився високий гуманізм молодого дослідника. Паїино думав, як сам він згодом писав, іцо достатньо опублікувати його працю, як терміново хто-кс-

були, маючи достатні матеріальні кошти, здійснить міжпланетний переліт. Лв тор ман сумнів, чи не буде використаний цей політ у військових цілій. І вії вирішив тримати свій рукопису таємниці...).

3.2. Витяги з першої передмови Ю. В. Кондратюка до книги «Завоювання космічного простору»

Ц

я праця в основному була написана у 1916 році, після чого вона тричі доповнювалась і перероб¬лялась. Автор сподівався, що йому вдалося подати завдання заво¬ювання Сонячної системи не у вигляді теоретичних основ, розви¬ток і практичне застосування яких належать науці і техніці майбутнього, а у вигляді проекту, хоч І не деталізованого, але вже з конкретними цифрами, здійснення якого імовірно і у теперішній час для нашої сучасної техніки, після серії експериментів, які не являють собою проблеми. Здійснення цс до того ж, починаючи від попередніх експериментів і закінчуючи польотами на Місяць, вимагало меншої кількості матеріальних ресурсів, ніж споруджен¬ня декількох великих військових кораблів.

Про існування на цю ж тему праці інженера Ціолковського автор дізнався лише згодом, і лише мав можливість ознайомитися з частиною статті «Дослідження світового простору реактивними приладами», надрукованої у журналі «Вісник повітроплавства» за 1911 р., причому переконався у пріоритеті інж. Ціолковського у вирішенні багатьох основних питань. З наведеної статті, однак, не були викинуті параграф»!, які не містили нічого нового, з одного боку, щоб не порушувати цільності викладу і не відсилати зацікав¬лених до рідких тепер і важко розшукуваних номерів «Вісника повітроплавства», з Іншого ж боку тому, що іноді ті ж самі теоретичні положення і формули, висвітлені під іншим кутом, дають нове розуміння усьому питанню. При усьому тому автор так і не отримав можливості ознайомитись не лише з зарубіжною літературою з даного питання, але навіть з другою частиною статті інженера Ціолковського, надрукованої у журналі за 1912 рік.

Багато з наведених у цій роботі формул і майже усі цифри подані зі спрощеннями і округленнями, часто навіть доволі груби¬ми; причина цьому та, що необхідний для детальної роботи дослідний матеріал ще відсутній у теперішній час, внаслідок чого для нас нсмас рації копатися у сотих частках, поки ми не можемо бути переконаними і за точність десятих: ціллю деяких викладок цієї праці було лише дати уяву про порядок фізичних величин, з якими нам доведеться мати справу, і про загальний характер їх

зміни, оскільки розрахувати їхні точні значення до відповідних експериментальних досліджень неможливо. З аналогічної причини у роботі відсутні і конструктивні рисунки: загальні принципи конструкцій легко висловити і на словах, деталі нами поки шо не розроблено; тому усяке креслення, яке містить у собі деякі необхідні окремі форми, замість посібника, було б швидше вадою до наукового розуміння.

Червень 1925 р. Ю. Кондратюк

3.3. Витяги з другої передмови автора до книш «Завоювання міжпланетних просторів»

Т

оркнусь основного загального питання цієї робо¬ти, зовсім не висвітленого у початковому викладі — питання про очікувані результати для людства від виходу його у міжпланетний простір.

Піонер досліджень даного предмету проф. Ціолковський ба¬чить значення його у тому, то людство зможе заселити своїми колоніями великі простори Сонячної системи, а коли Сонце охолоне, відправитися на ракетах для поселення у світи, які ще не охолонули.

Подібні можливості, безперечно, не виключені, але усе це пропозиції віддаленого майбутнього, занадто віддаленого.

Без сумніву, ще довгим час вкладення коштів у покрашення життєвих умов на нашій планеті буде рентабсльнішим, ніж засну¬вання колоній поза її межами; не треба забувати, що порівняно із загальною площею поверхні нашої планети лише незначна її частина заселена і експлуатується належним чином.

Подивимось на проблему виходу людини у міжпланетний простір з більш «сьогоднішнього» погляду: чого ми можемо конк¬ретно очікувати у найближчий час — максимум — десятиріччя, рахуючи від першого польоту з Землі.

Якщо не вдаватися у необгрунтовані фантазії, то наші споді¬вання будуть наступними:

І. Безперечно велике збагачення наших наукових знань з відповідним відображенням цього і у техніці.

2. Можливе, більш або менш імовірне, але не достовірне, збагачення нашої техніки цінними речовинами, які можуть бути знайдені на інших тілах Сонячної системи і які відсутні, або занадто рідко зустрічаються на нашій планеті.

3. Можливі інші дари Сонячної системи, які ми зараз і не передбачаємо, і які можуть бути або і не бути, як, наприклад, результати спілкування з імовірним органічним світом Марса.

4. Безперечна можливість для людства оволодіти ресурсами, за допомогою яких можна буде докорінно покращити умови існування на земній поверхні, — проводити її меліорацію у грандіозних розмірах, здійснювати у недалекому майбутньому заходи і такого порядку, як, наприклад, зміна клімату цілих континентів.

Йдеться не про що інше, як про утилізацію невичерпних запасів енергії сонячного світла, яка настільки ускладнена в умовах земної поверхні, що стає менш рентабельною, ніж експлу- атація палива, води і вітру, і яка, навпаки, буде незрівнянно рентабсльнішою у просторах, де відсутні атмосфера і вага. Тому по можливості у найближчий час потрібно розпочати по-справжньому господарювати на нашій планеті і треба бачити основне величезне значення для нас у завоюванні простору Сонячної системи.

Згадуючи дивовижні можливості науки і техніки останніх років, мимоволі постає запитання, чому не вирішено на практиці до цього часу завдання міжпланетних сполучень, у порівнянні з Іншими досягненнями, не такс вже й складне, якщо підходити до нього науково, а не з витріщеними від здивування і жаху очима, і аж ніяк не грандіозне у розумінні технічних засобів, але яке мас, в той же час, неоціненне значення.

Запитуючи себе, доходиш висновку: від нестачі ініціативи і відваги, з одного боку, і нерозуміння практичного значення цього завдання, з іншого. Якби мета цього завдання при тій же склад¬ності була ясніше виражена у доларах, і не вражала б своєю екстраординарністю, американці, імовірно, вже володіли б ним, а не вели б. як і німці, лише попередні досліди, спрямовані, до того ж, по не зовсім правильному шляху.

У 1921 році я прийшов до несподіваного розв'язання питання про обладнання постійної лінії сполучення із Землі у простір і назад, для здійснення якої застосування такої ракети, яке розгля¬далося у цій книзі, необхідне лише один раз; у 1926 році — до аналогічного вирішення питання про розвиток ракетою початкових 1500—2000 м/с її швидкості відльоту без розходу заряду і в той же час без застосування грандіозної артилерійської гармати-тунслю, або надпотужних двигунів, або взагалі якихось великих споруд. Вказані розділи не увійшли у цю книгу: вони занадто близькі до робочого проекту оволодіння світовим простором — занадто близь¬кі для того, щоб їх можна було опублікувати, не знаючи, хто і як цими даними скористається.

Жовтень і928 р. Ю. Кондратюк

3.4. Напис на титульному аркуші книги «Завоювання міжпланетних просторів», надісланої К. Е. Ціолковскому (І квартал 1929 р):

З

повагою піонеру дослідження міжпланетних спо¬лучень від автора.

Юр. Кондратюк.

3.5. Лист до наукового редактора В. П. Вєтчмнкіна <1 квартал 1929 р)

Ш

ановний Володимире Петровичу!

Радий мати, нарешті, можливість піднести Вам на пам'ять свою книжку. Видав її з великими муками — і бісівськії дорого — місцеві набирачі ніяк не могли справитись з формулами, а я був майже безперервно у роз'їздах. Продовжую працювати по елеваторній справі — переважно проектування і виконання «механізованих амбарів» — (елеватори з круглого лісу і з великими силосамм). Збираюсь на днях побувати у Москві у зв'язку з одним з моїх винаходів — елеваторним ковшем, — навколо якого зараз піднявся деякий шум, — не знаю, чи вдасться насправді з'їздити.

Усього найкращого. Мос шанування

Юр. Кондратюк.

3.6. Лист до професора М. О. Риніна

Ш

ановний Миколо Олексійовичу!

Відчуваючи, шо суто особистий бік мого життя не становить інтересу, спробую повідомити переважно те, шо має відношення до моїх досліджень з теорії міжпланетного сполучення.

Початково наштовхнуло мою думку на роботу у бік оволодіння світовим простором, або, взагалі у бік грандіозних і незвичних проектів — рідкісне за силою враження від прочитаної мною у юнацтві талановитої Індустріальної поеми Келлермана «Тунель».

До цього часу мій науковий і технічний багаж становив: кезакіичену середню освіту плюс дещо несистематизовані допов¬нення, зроблені самостійно, стосовно вищої математики, фізики і загальних теоретичних основ техніки з нахилом більше до ви¬нахідництва і самостійних досліджень, аніж до детального вивчен¬ня вже знайденого і відкритого.

Юра ВІПІІ.ЯЙ Качфтт (1927 р)

Мною були «винайдені»: водяна турбіна типу колеса Пельтона. замість млинових водяних коліс, які я вважав єдиними двигунами; гусеничний автомобіль для їзди по м'яких і сипучих грунтах; безпружинні відцентрові ресори; автомобіль хія їзди по нерівній місцевості; вакуум-насос особливої конструкції; барометр; годин¬ник з довгочасним заводом, електрична машина змінного струму високої потужності; парортутиа турбіна і багато інших речей, частково технічно абсолютно непрактичних, іноді вже відомих, іноді нових, заслуговуючих подальшої розробки і втілення.

В математиці — сталі дослідження геометричної аксіоматики (переважно постулату змінних), «відкриття» основних формул теорії кінцевих різниць відмінностей і аналізу та башто менш вагомих речей, які с відкриттям раніше відомого. В хімії і техніці — основні елементарні уявлення. У фізиці — стійке прагнення спростувати другий принцип термодинаміки (характерно, шо це. здасться, спільна риса з К. Е. ЦІОЛКОВСЬКІІМІ — навіть у філософії намагання побудови логічних систем, шо закінчилось разом з 99 відсотками самого інтересу до філософії «відкриттям* важкосприм- нятиого принципу детермінізму.

Враження від Ксллерманівського «Тунелю* було таке, що негайно услід за його прочитанням взявся опрацьовувати, наскіль¬ки дозволяли мої сили, майже одночасно дві темп: пробивка глибокої шахти для дослідження надр Землі, утилізація теплоти ядра і політ ЗІІ межі Землі.

Цікаво, шо прочитані мною раніше фантастичні романи Жюля Берна і Г. Уеллеа. написані безпосередньо на теми міжпланетних польотів, не справили на мене особливого враження — причиною цьому, мабуть, було ге. шо романи ці. написані менш талановито і блискуче, ніж роман Келлермама, були у той же час для мене явно неспроможними з науково-технічної точки зору.

Тема про глибоку шахту, після розроблення основ деяких перелпозитивних варіантів, дуже швидко наштовхнулась на не-можливість для мене провести відповідну експериментальну робо¬ту, — тема ж про міжпланетним політ виявилась набагато вдяч¬нішою і оволоділа мною на довгий час, протягом якого я неодно¬разово до неї повергався, поки не підійшов до межі, за котрою подальша плідна праця неможлива без паралельного експеримен¬тування.

Перший період роботи продовжувався більше ніж півроку І містив майже всі основні положення щодо ракетного польоту, які увійшли у видану працю, але без детальної обробки і часто без точної математичної аргументації.

Згодом, з виданого у цей період абсолютно не були иадруко-

вані розділи V і VII і тільки у принципі надрукували розділи IV і IX, а у розділі Уі! через неглибоке знайомство з хімією розглядав¬ся тільки заряд кисню і водню.

Основним матеріалом роботи цього періоду було виведення основної формули ракети (4), знаходження доцільнішої траєкторії (розділ VI) і деякі загальні положення з інших розділів.

Націлившись на політ у міжпланетні простори, я одразу зупинився на ракетному методі, «ракетному» у загальному ро¬зумінні цього слова, згідно з визначенням, даним мною у розд. 1, відкинувши артилерійський, як явно технічно занадто громіздкий, який не гарантує повернення на Землю І тому безглуздий.

Ще до виведення основної формули мною було приблизно розраховано декілька механічних варіантів, з яких найдоско¬налішим був швидкообертовий барабан з намотаним на ньому сталевим тросом, котрим повинен був розмотуватись у один бік. надаючи барабану протилежного прискорення; отримавши, звичай¬но, одразу ж неймовірні значення необхідної ваги для ракети <п>, я перейшов до комбінованого ракетно-артилерійського варіанту: гармата вистрілює з себе ядро, котре в свою чергу с гарматою, яка вистрілює ядро і т. д., і знов одержав страшні розміри початкового заряду, після цього я повторну гармату (тобто, перше ядро) повернув дулом назад, перетворивши ЇЇ у постійну частину ракети і примусив її стріляти у зворотний бік дрібнішими ядрами, тобто збільшив активну масу заряду за рахунок пасивних мас і знов одержав страшне значення для маси ракетної гармати, але тут помітив, уже, що чим більше збільшую масу активної частини заряду за рахунок пасивних мас (ядер), тим вигідніші одержую формули для маси цієї ракети — звідси неважко було логічно перейти до суто термохімічної ракети, котру можна розраховувати за формулою (4) ракети, до того ж, внаслідок зробленого мною при початкових підрахунках спрощення, потім забутого і пропущеного, в основі цієї формули деякий час було не І, а 2, і результати через цю помилку одразу одержувались надзвичайно обіцяючі.

Незабаром я знайшов і принципи найвигіднішого використан¬ня ракетної реакції — надання прискорення у найнижчій точці траєкторії. Після виправлення помилки в основі (4), я одержав у результаті вже менш слушне значення «п» (відношення маси ракети до корисного вантажу), а саме — В ■ 55 без урахування неминучих втрат на коефіцієнті корисної дії і наявності про¬порційних пасивних мас. Ця цифра 55 мене вже дуже тривожила, але шарм порушеної теми був таким, що сам себе обманюючи, я насильно вважав цю цифру сприйнятною до тих пір, поки не знайшов нарешті протидію цим 55 у вигляді фізико-математичного

обгрунтування можливості благополучного спуску на Землю за рахунок опору атмосфери, а потім у розвитку штучним шляхом початкової швидкості, організації міжпланетної бази і її ракетно- артилерійського постачання. Іншим питанням, шо мене тривожи¬ло, була необхідна за першим чисто ракетним варіантом відльоту, вельми значна сила реакції — не менше подвоєної сили тяжіння — це занепокоєння залишило мене пізніше — після знайденої можливості з вигодою використати при відльоті авіаційні крила, причому мінімальна припустима сила реакції зменшується у де¬кілька раз; нарешті, останнім питанням, шо дуже турбувало мене, була метеорна небезпека —• тільки декілька днів тому, отримавши від Я. І. Перельмана його книгу «Міжпланетна подорож*, я дізнався, що іноземні автори, які математично досліджували це питання, дійшли слушних висновків.

Досягнувши у 1917 році перших позитивних результатів, і не підозрюючи у той час, що я не с першим і єдиним дослідником у цій області, я на деякий час спочивав на лаврах у чеканні можливості приступити до експериментів, котрі розраховував одер¬жати реалізацією винаходів, тримаючи між тим свою роботу у найсуворішому секреті, оскільки, враховуючи з самого початку велич і невизначеність можливих наслідків від виходу людини у міжпланетні простори, я у той же час наївно вважав, що досить опублікувати знайдені основні принципи, як негайно хто-нсбудь. маючи достатні матеріальні кошти, здійснить міжпланетний політ.

У 1918 році в одному зі старих номерів «Ниви* я випадково натикнувся на замітку про ракету Ціолковського, але «Вісник повітроплавства», на котрий посилались у замітці, я шс довго не міг розшукати.

Ця замітка і замітки, що траплялись мені згодом у періодиці про закордонні дослідження, дали поштовх подальшій точнішій і докладнішій розробці теорії польоту, для переходу від загальних фізичних принципів до обговорення технічної можливості і їхньому реальному застосуванню.

Беручись за роботу декілька разів з перервами між репетитор-ством, рубанням дров і роботою мастильника, мені вдалось до 1925 року доповнити її майже до нинішнього її вигляду: у всіх розділах була проведена більш обгрунтована математична мотивація, пі¬дібраний досить повний хімічний матеріал, розроблено розділ VII про опір атмосфери при польоті, обгрунтована розрахунками мож¬ливість благополучного спуску і зроблені інші менш важливі доповнення.

У 1925 році, каїн робота вже підходила до кінця і коли мені вдалось, нарешті, розшукати «Вісник повітроплавства» за 1911 рік з частиною роботи К. Б. Ціолковського, я, хоч і був частково розчарований тим, шо основні положення мною відкриті вдруге, але між тим Із задоволенням побачив, що не тільки повторив попередні дослідження, хоча й іншими методами, але зробив також і нові важливі внески у теорію польоту. Головна відмінність методу моїх розрахунків з методом Ціолковського полягає в тому, що К. Е. Ціолковськкй у багатьох випадках виходить з роботи сил. Я ж всюди — винятково з швидкостей І прискорень: виходячи з того, що робота сил у реактивному питанні залежить від багатьох умов і позначається також досить по-різному, надані ж ними прискорен¬ня, а, отже, і швидкості, значно більш визначені, я внажпю «швидкісний» метод розрахунку легшим і продуктивнішим.

У 1926 році я одержав відгук професора В. П. Встчинкіна, який буквально збентежив мене своєю високою оцінкою моєї роботи (за традицією я від «професорів» заздалегідь не схильний був чекати нічого гарного), і з дня на день став чекати її видання, але потяглася обгрунтована доброякісна тяганина Головнаукн і ГИЗу — розгляд, асигнування грошей і відбирання їх назад — це тривало два з половиною роки. На щастя, з машиністів мені до цього часу вдалося висунутись у механіки і конструктори, внаслі¬док чого я одержав можливість зібрати кошти на власне видання книги у Новосибірську, без чого невідомо коли побачила би світ моя праця. Головнаука відмовила не тільки у грошах на видання, але навіть у організаційній допомозі (видати за мій рахунок у пристосованій для наукових видань друкарні) — друкувати ж у журналах я не хотів, не бачивши можливості скоротити свою працю, і між тим, не розраховуючи на можливість надрукувати роботу повнісгю.

У 1927 році за порадою В. П. Встчинкіна я змінив узвичаєну систему позначень у частині термінології, вставив висновок Ф-4, який я не наводив раніше і виправив помилку Ф-6 (вплив мас пропорційного пасиву). Він же звернув мою увагу на величезне значення конструктивної розробки «горілки» — вихлопної труби, внаслідок чого я написав і вставив розділ VI.

Подальша плідна розробка теми про міжпланетний політ суто теоретичними методами, мабуть, неможлива, для мене у всякому разі: необхідні і експериментальні дослідження.

Час і гроші для них я розраховую одержати винаходами у різних галузях, зокрема, за родом моїх занять — у галузі елева¬торної механіки: поки шо я досягнув перших успіхів — недавно визнали мій новий тип елеваторного ковша.

Попутно надсилаю Вам класичний відгук одного вченого, який показує, шо не перевелись ще «зубри», котрі будуть з тупою упертістю лаяти ідею міжпланетного сполучення, як І всяку нову ідею, до тих пір, поки не буде встановлене регулярне сполучення 9І світовими просторами і поки холодні країни не будуть обігріті перехопленими за тисячі верст від Землі сонячними променями...

З повагою Ю. Кондратюк

І.У.1929 р.

3.7. Рядки з листа К. Е. Ціолкоеському

З

дивований ... схожістю наших думок з багатьох різних питань...

Моє клопотання про організацію підприємства для надання коштів для міжпланетних сполучень митарствує у Москві безрезультатно (30.03.1930 р.>.

3.8. Дані з анкети для заарештованих і затриманих з зарахуванням за ОДПУ (30.07.1930 р.)

К

ондратюк Юрій Васильович, громадянин РРФСР, національність великорос, походить з Волинської губернії, міста Луцька, вік ЗО років, народився у 1900 році, освіта середня, закінчив 7 класів гімназії, одинокий, без* партійний, механік, пом. райінженера Сибконтори «Хлібобуд», навчався в школі м. Луцька до 1918 р.

До 1922 р. — на млині Зинов. округу — мастильник; до 1926 р. — цукровий завод — мастильяик-мсханік; до 1927 р. — елеватор Північкавказ — механік; до 1930 р. — Сибконтора «Хлібобуд» — пом. райінженера. Чи притягався до відповідальності по суду або у адміністра¬тивному порядку — ні.

Відношення до військової повинності — стою на обліку.

Коли заарештований — ЗО липня 1930 р.

Ким заарештований, по чиєму ордеру і N9 ордеру — ОДПУ, ордер № 895.

Де заарештований — м. Новосибірськ.

Чи пред’явлено звинувачення і у чому саме — по ст. 58*7.

Місце проживання — м. Новосибірськ, вул Максима Горького, 120. Офіційна назва місця ув’язнення — ОДПУ.

Н

а запитання про шкідництво, проявлене у будів¬ництві мсхамбарів за явно непридатними проек¬тами Правління «Союзхліб» повідомляю таке: наскільки мені відомо, думка про необхідність механізації колишніх «наркомп- родівських» амбарів... виникла при відвіданні «Алтайської» гілки інженером Правління Сивохінпм, у зв’язку з майбутнім будів-ництвом елеватора 1927 р... Тоді і було підняте питання про необхідність механізації, причому у завдання механізації була поставлена тільки засипка зерна у силоси з прийомки... Чому завдання механізації не було поставлене ширше — не знаю... Горчаковим І мною Правлінський проект був розкритикований, як проект, котрий з одного боку ставить собі надто вузьке завдання, 3 іншого боку — може бути вельми здешевленим, якшо зберегти ті ж дві норми для двох половин амбару. розташувати їх не поза планом корпусу, а усередині його, причому одночасно цим вирішу¬ється і завдання відвантаження і зваженим зерна. Для можливості перенесення механізмів всередину корпуса пристрою самопотоку у них і з силосів, і з залишених зовні завальних ям, без застосування масивних робіт під готовою спорудою. — нами були спроектовані 2, наскільки мені відомо, принципово нові елементи, які до тих пір у нас ніде не застосовувались: перший — пропускання слмопливів зерна крізь грунт і другий — пристрій тонкостінного колодязя круглої форми, но зважаючи на його досить глибоке закладання і значне навантаження від грунту.

У 1928 р. нам доручили механізувати клюквснські два амбари Союз хліба, ємністю кожен у 100 тис. пудів, за проектом, надісла¬ним з Правління Союзхліба... Проект був вельми невдалим і щодо дорожнечі обладнання, і щодо експлуатації. (Абсолютно не перед¬бачена зручність прийомки). Цей проект ми відкинули, обидва амбари ми об'єднали в один, і, застосувавши до нього принцип механізації 27 року плюс баштові відпускні силоси і вагонсточна прийомкл та. частково обладнавши його лійкоподібними днищами, ми одержали вже цілком задовільну елеваторну одиницю.

...Вважаю, що нсвдалість проектів, які надсилались нам з Москви, походила від невміння підійти до цього нового тоді завдання і віл невміння дати що-нсбудь нове зверх американських стандартів. Всякі нововведення взагалі і всюди, як правило... зустрічають з боку фахівців більш-менш стійкий опір. Так сталось і з його проектом елеватора Сибірського типу; як вже відзначалося тут, окрім новизни, опір викликало те, що він підривав престиж правління «Хлібобуду», котре висловлювало численні заперечення

і докази його «дефективності», частково малоістотні, частково помилкові, з одночасним замовчуванням його переваг.

Основна результативна різниця між канадським і сибірським типами елеваторів ємкістю 1600 тонн за проектами 1929 р. полягає у значно меншій вартості другого (100 тне. проти 150 тис. крб при інших рівних умовах і з урахуванням установки у Сибірському елеваторі Сибірського ж обладнання господарчого виготовлення) за рахунок скорочення потреби найбільш дефіцитних матеріалів і більшім оперативній потужності його щодо відвантаження і засто¬сування зручнішого і дешевшого способу прийомки зерна вагонет¬ками.

На задане мені питання про шкідництво, виявлене у елеватор¬ному будівництві в Сибіру, можу сказати, що у тій частині сибірського елеваторного будівництва, котра мені добре відома, тобто у елеваторному будівництві «Хлібопродукту» — контори «Союзхліба» — «Хдібобуду», наскільки мені відомо, за моїм твердим переконанням, шкідництва не було; за лінію центру — детально не знаючи його апарата, ручатися не можу.

3.10. Уривки з технічних довідок до проекту вітроелсктроустановок <1932—1938 рр.)

П

ерші пропозиції щодо проектування потужного вітрового агрегата надійшли з планового відділу Головснерго у травні 1932 року з ініціативи старшого інженера А. П. Дзюбм. який знав нашу ініціаторську технічну роботу у Новосибірську. Ми від цієї роботи спочатку відмовились почасти із-за скептичного ставлення до неї, почасти через нестачу часу. Однак, ознайомившись із загальним становищем вітчизняної вітро¬техніки ми зробили деякі попередні розрахунки і конструктивні скетчі, і, отримавши повторні пропозиції, погодилися взяти участь у цій роботі, і у вересні 1932 року підписали угоду на складання ескізного проекту строком на два місяці (як ми згодом дізналися, інститутам на тс ж саме давались строки у півроку і суми порядку 50 000 рублів).

Залучивши до проектування відомих нам у Новосибірську талановитих конструкторів,... ми зробили проект за дна місяці, значно перевиконавши проектне завдання... Одержали такий ре¬зультат частково за рахунок прийнятого дещо більшого діаметра вітроколеса,... а головне, за рахунок вдалого рішення конструкції башти великої висоти...

У листопаді 1932 року на засіданні Головенсрго була представ¬лена зведена доповідь про проекти, в яких з'ясувалися дві речі: 1) наша технічна перевага відносно масштабів проекту, відносно техніко-скономічннх показників його і відносно оригінальності і економічності технічних рішень цілого ряду питань і 2) вкрай нездорова атмосфера конкуренції і недоброзичливості з боку Цен¬трального вітроенергетичного інституту, котрий у технічному від¬ношенні опинився у хвості всіх проектів. Потім почалась експер¬тиза проектів найсильнішими фахівцями з Москви і Ленінграда, організаційні заходи по експертизі проводились з нескінченними затримками і перешкодами.

1. Питання щодо паралельної роботи вітросилового агрсгата дозволено втілювати з усіх проектів тільки нам.

2. Запропонована нами оригінальна конструкція високої вежі досить ефективно відображається на перспективах потужного віт-ровикористання у цілому, і хоч викликає чимало страхів, — але жодного технічного заперечення.

3. Інші елементи, вилучення частого застосування тросів у конструкції вітроколсса (від чого ми тепер відмовились), не зуст¬ріли заперечень і були оцінені як принципово правильні.

Після Головенсрго мала місце наша особиста доповідь Наркому тов. Орджонікідзс. Ознайомившись додатково зі станом питання і нашою роботою, Нарком дав розпорядження на розробку техніч¬ного проекту. Для нашого організаційного оформлення, а також щоб дати подальший розвиток технічним концепціям Українського інституту промснсргетикм, було вирішено прикомандирувати нас до цього інституту.

Участь Українського інституту променергетики у нашій роботі звелась до того, що ми обговорювали організаційні потреби обох вітросскцій. Запропонований нами Головенерго на початку січня 1934 року проект спочатку пролежав, чекаючи завершення Інсти¬тутського проекту, а потім був направлений у Ленінград на експертизу, організація якої дуже затягнулась.

Нарешті у квітні, з приїздом у Ленінград інженера Горчакова, експертизу було організовано. Закінчила вона роботу до 1 липня 1934 року, було дано нашому проекту цілком позитивну оцінку. По нашій повторній доповіді Наркому тов. Орджонікідзс було зроблено розпорядження про надання коштів на робочий проект. Оформлення надання коштів у апараті Головенсрго тягнулось до жовтня 1934 року. В жовтні 1934 була організована наша проект- но-будівнича контора.

Вітер с одним з найбільш розповсюджених і потужних джерел енергії. За своєю потужністю з доступних у теперішній час для

рентабельного використання джерел енергії вітер постулсться лише сонячній енергії. Справа тільки за створенням рентабельної конст¬рукції достатньо великих вітросилових установок.

Вітросилові ресурси настільки величезні, що їх не можна повністю освоїти навіть і у перспективі...

Таким чином, для ряду великих районів вітроелектростанції можуть дати дешевшу енергію, аніж теплові станції, не вимагаючи великих капіталовкладень на той же річний об’єм виробки енергії. Вітроелектростанції у багатьох випадках вигідно будувати навіть для однієї тільки економії палива.

Збільшення виробки енергосистеми майже скрізь значно вигід¬ніше досягти побудовою вітроелектростанції, а не ГЕС. оскільки при майже рівних капіталовкладеннях ВЕС повністю економить теплову складову. Тому вони можуть і повинні зробитись вітро¬вими Дніпрогесами, з великою перевагою на користь вітру, як відносно розміру капіталовкладень, так і відносно строків введення до експлуатації. Передбачається і хімічне акумулювання енергії шляхом електролізу води. Кисень разом з паливом подають у топку котла теплової станції або циліндра дизеля, у результаті чого виходить енергія і чиста вуглекислота.

Оскільки, зважаючи на усі дані, вітроенергетиці у нашому народному господарстві належить у недалекому майбутньому знач¬на роль, необхідно організувати термінове будівництво невеликих (100 кВт) вітросилових станцій з усім комплексом, що відноситься до цієї справи заходів — створенням виробничо-експериментальної бази, проведенням необхідних досліджень, експериментів.

Попутно і негайно, услід за реалізацією станції на 100 кВт, треба приступити до проектування потужніших вітродвигунів і розвинсніших веж (за типом Уфімцсва-Встчинкіна), для того щоб до кінця третьої п’ятирічки були готові конструкції вітросилових агрегатів потужністю до 1000 кВт для середніх вітрових умов.

3.11. Експромт Ю. Конлратюка (1938 р.) ОРИГІНАЛ УКРАЇНСЬКИЙ ПЕРЕКЛАД

Т

ечуть роки... Течуть радянські гроші... В повітрі з вітром проносяться мільярди невикористаних кіловат-годин, а у цей час справа промислового вітрокористування внаслідок байдужості і безвідповідальності повзе і спотикаетея так, що... важко навіть розрахувати — рухається воно уперед, чи зовсім стоїть на місці... Кожен рік зупинки дає нам величезні паливні і транспортні втрати.

3.13. Відповідь на лист О. М. Горчакової

1

вересня 1941 р.

Мила Ольго Миколаївно. Ви мене дуже пораду¬вали листом — це єдине, що я досі маю. Дуже радий, що Ви все-таки вирішили поїхати у Красноярськ. Мене дуже турбують КИЯНИ, враховуючи (тут декілька слів викреслено військовою цензурою), що від них нічого не маю. Буду справлятись через домоуправління. Пишіть мені частіше хоча б листівки — живі, здорові і там-то знаходимось.

Все, що до мене зараз доходить з «зовнішнього світу» — це іноді вдається з гучномовця почути хвилин п’ять музики з МОСКВИ. Поезія теж поступово набридає, особливо каш вона підноситься зовсім не у чистому вигляді.

Моя нова адреса: Діюча армія. Польова пошта N9 930. 62 стрі-лецький полк. Червоиоармійцю роти зв’язку — мені. Про мене не турбуйтесь, зі мною, звичайно, нічого не трапиться. Спасибі за Ваш теплий лист. Міцно, міцно цілую.

Дійсно, все робиться у житті навпаки. Привіт Люсі і всім. Уточніть мені номер Вашого телефону И-07290 чи 02790 — я вже не впевнений. Ще раз міцно цілую. Юр. Пишіть хоча б потрошку. Це для мене велика радість. Юр.

3.14. Листівка Ю. В. Конлратюка до Г. Л- Пдетньової

Д

орога моя Галушснька, мене дуже турбує твоє мовчання. Напиши негайно. Зі мною, як за¬вжди, все благопаїучно. Повторюю адресу: 968-ма польова пошта, стрілецький 1281-й полк, 1-й батальйон, взвод зв'язку, мені. Міцно, міцно цілую і чекаю листів. Юр.

4. ПЕРЕЛІК ОПУБЛІКОВАНИХ

І РУКОПИСНИХ ПРАЦЬ

Ю. В. КОНДРАТЮКА (О. Г. ШАРГЕЯ)

4.1. Опубліковані твори

Патенти на винаходи і авторські свідоцтва — 10 Статті у журналах:

«Горний журнал» — 4 «Соцмалистичсская индустрия* — І «Злектрическис станции» — 1 Книги:

«Завоевание межпланстньїх пространств». — Новосибірськ, 1929.

«Завоевание межпланстньїх пространств». — М.: Оборонгіз, 1947.

«Завоевание межпланстньїх пространств». «Тем, кто будст читать, чтобьі строить»: Избранньїе трудьі. — М.: Наука, 1964.

4.2. Рукописи, які збереглися

Рукопис без заголовка, у чотирьох зошитах, зшитих в один, 104 сторінки рукописного тексту, написаного олівцем. Ю. В. Кондратюк. Датований 1916 р. Зберігається в Інституті історії, природознавства і техніки РАН. Автограф (1914— 1917). У цьому виданні названий «Полтавсько-петроградсь¬кий рукопис».

«Тим, хто буде читати, щоб будувати» Ю. В. Кондратюк. Рукопис 144 сторінки. Датований 1916 р. Зберігається в Інституті історії, природознавства і техніки РАН. Автограф <1918» 1919).

Рукопис без заголовка, написаний чорним чорнилом на 79 сторінках. Ю. В. Кондратюк. Спочатку датував його 1920 р., проте потім дописав: «переписаний і відредагований у 1923—

1924 рр.» Один з примірників цього варіанту рукопису був у

1925 р. направлений на рецензію В.П.Вєтчинкіну, який і назвав статтю «Про міжпланетні подорожі». Зберігається в Інституті історії, природознавства і техніки РАН. Автограф (1925).

Два примірники машинописного тексту роботи «Завоювання між-планетних просторів». На 66 сторінках з рукописними встав-

ками і примітками. Цс передрукований на машинці текст попереднього (третього) варіанту з урахуванням зауважень, зроблених В. П. Встчннкіннм (додано розділ «Процес зго¬ряння, конструкція камери згоряння...»» дешо змінені позна¬чення і термінологія, додано виведення основної формули польоту ракети). Один з цих примірників був у 1927 р. відредагований В. П. Встчинкіним і підготовлений до друку.

5. СТОРІНКИ ЖИТТЯ ГЕНІЯ (Біографія Ю. В. Кондратюка —

О. Г. Шаргея)

Н

езвичайна, складна, трагічна і водночас пре¬красна доля вчсного-самоука. Ніякі примхи життя не могли перешкодити Ю. В. Кондратюку створювати основи космічного світогляду і космічної техніки.

Треба відмітити, що протягом багатьох років біографія і наукові праці О. Г. ІІІаргея (Ю. В. Кондратюка) не були відомі широкому загалу. Твори його були відомі лише вузьким науковим колам, а його біографія, точніше окремі епізоди з життя, — ще меншій кількості людей.

Громадсько-політичні обставини у СРСР ніяк не сприяли відновленню доброго імені Ю. В. Кондратюка, репресованого в 1930 році і не реабілітованого до 1977 року, який змінив у 1921 році «білогвардійське» прізвище О. Г. ІІІаргея на інше і який не має точного місця поховання у війні 194! — 1945 рр.

Слід відмітити, а це підтверджують біографи косміста А. В. Дацсико, і Б. І. Романенко, шо чуже прізвище ло-справжнь- ому обтяжувало Ю. В. Кондратюка. Про цс він говорив своїм друзям і близьким, які знали його історію, збирався «піти з повинною» у ОДПУ. Але його друзі, пам’ятаючи жорстокість і несправедливість 1930 років і прекрасно розуміючи поліцейський характер держави, у якій жили, умовили Юрія Васильовича не робити цього вчинку.

Після громадянської війни його могли розстріляти як біло* гвардійського офіцера, у 1930-ті роки — як прапорщика білої армії, який приховував своє «істинне обличчя», а після смерті С. Орджонікідзе — як такого, що працював під його протегуван¬ням... У роки Вітчизняної війни ним міг зацікавитися «СМБРШ»... і у всіх цих випадках вченого могла спіткати сумна доля. Тому Ю. В. Кондратюку довелось у житті від багатьох речей відмо¬витися, у тому числі, від зустрічей з родичами, від одруження, від улюбленої справи (від роботи у ГВРР)...

У довоенні і повоєнні роки на його імені лежало вето, як на репресованому і реабілітованому.

І тільки наприкінці п’ятдесятих років, після запуску першого штучного супутника Землі (4 жовтня 1957 року) різко зріс інтерес до космосу, космонавтики, до історії космічної науки. Тоді і почалася серйозна пошукова робота, спрямована на вияснення істинної біографії Ю. В. Кондратюка і його вкладу у теорію космонавтики. У цій праці брали участь Альошкін А. М., Вст- чинкін В. П., Воробйов Б. М., Глушко В. П., Горчакова О. М., Дацснко А. В., Даценко О. В., Єфімов Л. Л., Жук В. Н., Іващснко В. Н., Лашинська-Маркевич Т. І.. Ліфшиц Л. А., Ляпу- нов Б. В., Меркулов І. О., Мігірснко Г. С., Писаренко Г. С., Побєдоносцев 10. О., Раппопорт А. Г., Раушснбах Б. В.. Романен- ко Б. І., Романська О. Д., Ссвастьянов В. І., Сокольський В. М., Сорока Н. А., Тросніков В. Н., Чернишов Н. Г. та інші.

Однак, доводиться визнати, що воскресіння імені Ю. В. Конд-ратюка було декому не до вподоби, оскільки його визнання зменшувало славу вже визнаних світил науки космічного напрям¬ку.

Серед Інших «сенсацій» про Юрія Кондратюка була і версія про те. що частина рукописів вченого, а саме «останній зошит», потрапив до рук німецького конструктора-ракстчика Вернера фон Брауна, який після розгрому гітлерівської Німеччини став провід¬ним конструктором ракетно-космічного комплексу США. Поширю¬валися чутки, що якийсь Кондратюк працював у фон Брауна. Але згодом вияснилось, що цс — однофамілець Кондратюка, який у його рукописах розібрати нічого не зміг.

Брат Ю. В. Кондратюка А. В. Даценко звернувся з проханням прокоментувати цю версію до Георгія Олександровича Тюліна, який у 1945—1946 роках очолював колектив спеціалістів, що вивчали трофейну ракетну техніку. Г. О. Тюлін розповів, шо у складі комісії «були відомі нині вчені і конструктори Ісаєв, Черток, Бармін, Рязанський, Пілюгін, Побєдоносцев, Глушко, Чернншев, Корольов; у жовтні склад комісії перевищив 100 чоловік, причому більша частина знаходилася у Тюрінгії, потім у Берліні. Тюрінгія зацікавила тим, що там, у районі містечка Кордхаузсн, були розташовані підземний завод по виготовленню ракет, інші дрібні підприємства і великий концтабір «Дора» для військовополоне¬них... Більше ніж за півтора роки була проведена велика робота, опрацьовані численні документи і, думаю, якби серед них опинив¬ся «зошит Кондратюка», або які-нсбудь інші його документи, ми обов’язково знали б про цс. І Глушко і його співробітники не пропустили б цих матеріалів. Чого не було, того не було. Цс підтверджує і інша обставина. Якщо б до фон Брауна потрапили зошити Кондратюка, або він сам вирішив піти на контакт з німецьким вченим, то, імовірно, США не віддали б пальму першості при запуску першого ШСЗ Радянському Союзу, оскільки у цих роботах було багато того, що могло прискорити запуск першого американського ШСЗ.

Так була відкинута ще одна версія, що якоюсь мірою пляму¬вала ім’я вченого.

Біографія Ю. В. Кондратюка і його діяльність до сьогод¬нішнього дня. ше мало відомі більшості громадян України, країн СНД, та мабуть і в усьому світі.

Жоден автор проектів або друкованих праць з космізму не робить посилання на Ю. В. Кондратюка. Або вони не читали його праць, або не бажають визнати його пріоритет?

Так. наприклад. 4 лютого 1993 року в Російській Федерації під керівництвом професора В. Сиромятникова проводився екперя- мент, який був описаний у 1919 році 22-річним О. Шаргеєм, передачі з космічної орбіти на Землю сконцентрованого сонячного світла. «На жаль, — писав Лєсков, — ні В. Сиромятніїков. ні інші нічого не сказали про ці ідеї і конструкторські пропозиції Ю. В. Кондратюка. Можливо, вони до цього часу не читали його праць. Прикро. І не випадково мені наприкінці березня 1992 року академік Б. В. Раушенбах сказав: «А ви думаєте, що навіть зараз хто-небудь з академіків читає Кондратюка?»

Не читають не тільки академіки, але й інші спеціалісти. Так, у збірнику тез науково-технічної конференції «Аерокосмічний комплекс: конверсія і технології», виданому у 1995 році Житомир¬ським інженерно-технологічним інститутом, у тезах доповіді «Кос- мізм, як філософія XX сторіччя» (доповідач І. Д. Батіна) не названі космісти Ю. В. Кондратюк, О. Л. Чижевський, проте наведено ряд маловідомих прізвищ.

Так і виникло поживне середовище для різних чуток, пляму¬вань. Головне — закласти крихітку сумнівів. А вже ті, з чиєю допомогою ця крихітка розростеться у вагому підозру, знайдуться.

І плювати їм на те, шо залишається закритою одна з яскравих і славних сторінок історії нашої вітчизняної науки.

Такі причини того, що про Ю. В. Кондратюка довгі роки не писали і намагалися не згадувати.

Відомо, що книга Ю. Кондратюка «Завоевание межпланстнмх просгранств» була однією з настільних книг С. П. Корольова, В. П. Глушка та інших радянських діячів космонавтики...

Припустимо, у минулі часи, при тій ситуації в СРСР не рекомендувалось посилатись на «недозволених» людей. А сьогодні?

Відрадним с тс, шо українські вчені Я. С. Шифрін, В. М. Шо- кало, В. І. Ломан та інші автори проекту «Передача енергії на відстані», вважають себе співавторами Ю. В. Кондратюка в цій роботі.

Так, дійсно, ще залишився ряд «білих» плям в житті і діяльності великого космісгга, у тому числі:

— місце поховання бійця взводу зв'язку першого батлльону 1281-го стрілецького полку, польова пошта 968, який загинув під час війни 1941—1945 років;

— зошити та креслення передвоєнного часу з заповітними думками вченого і технічними рішеннями нових відкриттів.

Основні дати життя кос.міста-міонера космонавтики

1897 р., 9 (21) червня. У м. Полтаві у флігелі будинку N9 4 по СрітекськІй вулиці (нині Комсомольській) Людмила Львівна Шаргей (в дівоцтві Шліппенбах) народила хлопчика, якого назнали Олександром. Батьком майбутнього піонера космо-навтики був Гнат Бснсдиктович Шаргей.

1900 р., 8 вересня. У Луцьку народився Георгій Васильович Кондратюк.

1903 р. Мати Олександра Шаргея Людмила Львівна через душевну недугу потрапляє у лікарню, де вона і померла на початку 1910 року. Маленького Сашка батько залишив лід наглядом матері — Катерини Кирилівни і вітчима — Акима Микито¬вича Даценка.

З дитинства Сашко захоплювався механікою. Він розби¬рав і знову збирав або ремонтував різноманітні побутові прилади. Не забував він і про дитячі ігри. Коли прийшла пора навчання, для Сашка найняли приватну вчительку Катерину Феліксовну Свосхотову, яка вирізнялась не тільки енциклопедичними знаннями, особливо з природничих і точних наук, але і педагогічним тактом. Приватне навчання було викликане тим, шо у 2-гу гімназію, орієнтовану не тільки на гуманітарні, але і точні науки, де бажав навчатися Сашко, приймали літей дворян.

1910 р., 23 липня. Смерть Гната Бенедиктовича Шаргея, батька О. Г. Шаргея.

1910, 14 вересня—1916, 28 травня. Навчання О. Г. Шаргея у 2-й Полтавській міській гімназії. «Він мав чудові здібності у галузі математики і інших точних наук,» — згадував ко¬лишнім учитель гімназії В. С. Огонсвець. Навчальний процес у гімназії був спрямований на самостійне вивчення наукових істин. Передбачались позакласні читання і лабораторні робо¬ти. Сашко став одним з кращих учнів у класі. Але найбільше уваги він приділяв точним наукам, особливо математиці. А у вільний час він пробував вирішувати глобальні проблеми. Познайомившись з Ідеями польоту на Місяць Ж. Верна («З гармати на Місяць») та Г. Услса («Перші люди на Місяці»), хлопчик піддав їх сумнівам, а у 16 років дійшов висновку, шо цс завдання можна вирішити за допомогою ракет.

1913—1916 рр. Початок наукових досліджень О. Г. Шаргея в галузі міжпланетних подорожей. Олександр Шаргей, 16-19-літній юнак-гімназист, не маючи вищої освіти, самостійно логічно і науково-технічно обгрунтував можливість і необхідність за¬воювання космічного простору у мирних цілях. Так він став основоположником космічної філософії, який увійшов у істо¬рію під іменем Юрія Васильовича Кондратюка, в силу обсктіївних причин змінивши прізвище. За перші півроку 17-літній юнак у одному шкільному зошиті сформулював і математично обгрунтував можливість реактивного польоту, визначив швидкість, необхідну для подолання земного тя¬жіння і вирішив ряд інших питань.

1916 р., 10 червня. О. Г. Шаргей зі срібною медаллю закінчує Полтавську гімназію.

1916 р.. І вересня—II листопада. Навчання на механічному відділенні Петроградського політехнічного інституту. Закін¬чив першу свою працю, викладену на 104 сторінках рукопис¬ного тексту (4 шкільні зошити). Але в них вже були закладені основи майбутніх геніальних рішень.

1916 р., 24 листопада. О. Г. Шаргея призивають на військову службу і направляють на курси прапорщиків при одному з юнкерських училищ Петрограда.

1917 р., березень. О. Г. Шаргей закінчує школу прапорщиків при Петроградському юнкерському училищі.

1917 р., березень—19)8 р., квітень. Командир взводу на Закавказь¬кому фронті (Туреччина).

1917 р., квітень. О. Г. Шаргей закінчує роботу над першим рукописом з міжпланетних подорожей (рукопис — варіант N9 І).

1918 р., квітень—березень. О. Г. Шаргей після заключення Брест¬ського миру демобілізований і направляється в Полтаву. На шляху із Закавказзя в Полтаву насильно мобілізований у білу армію, а потім тікас з неї.

1918 р., травень—червень. У травні Олександр добрався до Полта¬ви. але будинок Даценків спорожнів: Катерина Кирилівна померла, а дідусь Аким Микитович, тяжко хворий, виїхав у рідне село до сестри. У місті господарюють німецькі окупан¬ти. Олександр переховується у товариша по гімназії Миколи Скриньки, у багатій бібліотеці якого вій наштовхнувся на журнал «Нива» з заміткою про ракети Ціолковського для польоту за межі Землі. 1 знову спалахнула пристрасть до роботи. Він почав поглиблювати свої попередні дослідження.

1918 р.. червень—1919 р., жовтень. Київ. Тут. з червня 1918 року Олександр проживає у своєї мачухи і працює на різних роботах (вантажник, електрик, репетитор...). Оцінивши до¬стоїнства і недоліки своєї першої праці, Олександр восени 1919 р. завершує її, як досконалішу, багатопланову. Ці 144 сторінки, доповнені 6 сторінками передмови, і склали руко¬пис за назвою «Тим, хто буде читати, щоб будувати».

У цій праці отримали подальший розвиток питання як найскономнішого вильоту снаряда з Землі, так і конструю¬вання таких снарядів і їх двигунів. У тому числі — питання стабілізації і управління польотами з використанням гіро¬скопів, застосування шлюзу і скафандрі» для виходу у відкритий космос, маючи при собі запас повітря. Автор розглянув питання використання сонячні енергії як для опалення корабля так і для утилізації її на Землі; а також використання дзеркал «для бездротового телеграфу*.

Запропоновано найбезпечніше розташування членів екі¬пажу при впливі прискорення. Враховувався перегрів снаря¬да при польоті у атмосфері на великі»! швидкості і мож¬ливість аеродинамічного спуску. Також запропоновано вико¬ристовувати сили тяжіння небесних тіл для корекції польоту. Вказано, що вигідніше для зупинки на небесних тілах користуватися не усім снарядом, а «пустити його супутни¬ком, а самому з такою частиною снаряда, яка буде необхідна для зупинки на планеті і зворотного приєднання до снаряда, здійснити цю зупинку.» Розглянуто використання позазем¬них проміжних баз і економність такого підходу.

Таким чином, у цьому рукопис» містяться усі основні передбачення Кондратюка по етапах розвитку космонавтики, З теорії і практики їх реалізації. Тут вперше точно сфор¬мульована ідеологія «Траси Конлратюка», яка використовує як сили тяжіння небесних тіл, так і посадочний модуль. Але у серпні 1919 року Київ захопили дснікінці і під страхом розстрілу провели нову мобілізацію. Мобілізують і О. Шар- гся. І знову — втеча з білої армії.

1919 р., листопад—1921 р., початок. О. Г. Шаргей переховується і працює мастильником вагонів на залізничній станції Бобрин- ська (м. Сміла) і розпочинає роботу над третім варіантом свого рукопису, який пізніше назвали «Про міжпланетні подорожі».

1921 р.. початок. Працює на маслоробні і паровому млині у Малій Вісці.

1921 р., 1 березня. Смерть Георгія (Юрія) Васильовича Кондратю- ка.

1921 р., 15 серпня. Передача Олександру Шаргею документа, який засвідчував особу Г. В. Кондратюка. Віднині Олександр Шаргей починає свій життєвий шлях в Малій Вісці під іменем Георгія (у православному написанні — Юрія) Ва¬сильовича Кондратюка. Олександр Шаргеіі став на війсь¬ковий облік як рядовий — Юрій Васильович Конлратюк.

1921 р., середина—1925 р., вересень. Працює кочегаром, ма¬шиністом, механіком на маловіскінському цукровому заводі. Але не так вже і просто жити під чужим іменем. І у червні 1922 року він відправляється у Київ, щоб продовжити свою освіту і побувати на батьківщині своєї матері. Це була його остання подорож під своїм справжнім іменем.

Через чотири місяці, не здійснивши своєї мрії, він повер¬нувся у Малу Віску хворий на тиф. Нелегким моральним тягарем лягло на Олександра нове ім'я. Відокремившись від свого «білогвардійського» минулого, він у той же час ніби зрікся своїх предків. Та й з’являтися під новим іменем у ТИХ місцях, де його знали як Олександра Шаргся, було теж небезпечно.

Закінчивши у цей час роботу над третім варіантом рукопису («Про міжпланетні подорожі» — так назвав її пізніше професор В. П. Встчинкін), він, нарешті, ознайомив¬ся з частиною роботи К. Е. Ціолковського «Дослідження світових просторів реактивними приладами». Юрій Конлра¬тюк побачив, що він повторив ряд результатів К. Е. Ціолков- ського. Але вияснив І тс, що отримав ці результати іншим шляхом. Крім того впевнився, «...що зробив також новий і важливий внесок у теорію польоту». Загалом ця праця, повторюючи основні напрямки попередніх рукописів, не торкається цілого ряду ідей, викладених у них. Ширше застосовані математичні обгрунтування, написаний ряд но- вих розділів. Написанню цієї праці сприяли систематична і глибока самоосвіта. Завершуючи роботу, Юрій Кондратюк у передмові до неї відмічає пріоритет К. Е. Ціолковського у вирішенні основних питань міжпланетних сполучень. Руко¬пис «Про міжпланетні подорожі» (червень 1925 р.) відіслано у Головнауку.

1922 р., листопад—>1925 р., серпень. Олександр Шаргей повер¬тається у Малу Віску. Працює на цукровому заводі на різних технічних посадах. У цей період він продовжує працювати над третім рукописом «Про міжпланетні подорожі». У червні 1925 р. пише першу передмову до цієї роботи і після цього направляє рукопис її у Москву, в Головнауку, для рецензу¬вання і видання.

1925 р., жовтень—1926 р., жовтень. Ю. В. Кондратюк працює механіком на будівництві зернового елеватора на станції Криловська Північно-Кавказької залізниці (Ростовська об¬ласть). Працюючи на елеваторі, він багато часу приділяє механізації роботи і подає свої перші заявки на винаходи: «Пристрої для навантаження зерна у вагони» і «Лічильник до автоматичних вагів на елеваторі». На ці і ряд інших вина¬ходів він отримав згодом патенти.

1926 р., 12 квітня. Ю. В. Кондратюк отримує високу оцінку своєї роботи «Про міжпланетні подорожі» (рукопис — варіант N9 3) від інженера-механіка В. П. Вєтчмнкіна. У відгуку детально проаналізованим рукопис, показано, у чому він повторює інших авторів, розглянуті інші цінні пропозиції стосовно керування ракетою і добре продумана програма експериментів та досліджень для підготовки і польоту ракети у Всесвіт. Встчннкін зауважив, що Кондратюк не знав досягнень зарубіжних вчених і навіть основних праць К. Е. Ціолковського. Позитивний відгук і доброзичливий особистий лист В. П. Вєтчмнкіна, а також запит секретаріату Л. Д. Троцького про згоду на роботу в одному з дослід¬ницьких інститутів, надихнули Кондратюка. Продовжуючи роботу з модернізації елеватора, він знову займається кос¬мічними проблемами.

1926 р., квітень—1927 р., квітень. Ю. В. Кондратюк працює над четвертим варіантом свого рукопису «Про міжпланетні под¬орожі» з урахуванням побажань і зауважень інженера-ме¬ханіка В. П. Встчинкіна, вже під заголовком «Завоювання міжпланетних просторік».

Восени 1926 р. нічне безсоння подвижника космічних досліджень вилилося у відкоректовакий рукопис «Завоюван¬ня міжпланетних просторів». Він був доповнений розділом «Процес згоряння. Конструкція камери згоряння і вихлопної труби». Старі розділи були дещо відкоректовані стосовно термінології, відновлено виведення основної формули ракети. «Рукопис завершувався твердженням: «Можна — після вип¬робування відповідних розмірів предметів пропорційного па¬сиву перейти прямо до польоту з людьми у міжпланетний простір — з обльотом, наприклад, навколо Місяця з невідо¬мого нам його боку».

Відправивши рукопис до Москви, Ю. В. Кондратюк чекав вістей як про його долю, так і про можливість переводу до Москви. Але відповіді не було. Сьогодні точно відомо, що на нагадування секретаріату Троцького про перевід Ю. В. Кон- дратюка в ЦАП 22.09.26 р. зі згоди НТТ ВСНХ відповів, що «то». В. П. Вєтчмнкін ... не пропонував переводити його для роботи в дослідницький інститут, тим більше, що тов. Кондратюк не має достатньої підготовки для ведення науко¬во-дослідницької роботи. Зокрема, питання про міжпланетні подорожі не стоїть шс на черзі... Мова йде про переїзд ... у один з великих центрів на роботу за його спеціальністю (на елеватор)». І це йс дивлячись на те, що В. ГІ. Вєтчмнкін рекомендував: «Його треба ... перевести на роботу у Моск¬ву... Тут його таланти будуть використані краще, ніж на елеваторі. Такі великі таланти-самородки дуже рідкісні і залишити їх без уваги з погляду держави було б виявом безгосподарності!» Нарешті, майже перед самим від’їздом на будікниитпо нового елеватора, першого у Європі спеціально для кукурудзи, оснащеного спеціальними приладами. Конд¬ратюк отримав листа з заміткою із газети «Вечерняя Москва» від 07.10.1926 р.: «Новий проект міжпланетних подорожей у роботі молодого радянського вченого. У Головнауку надійшла робота молодого вченого т. Кондрлтюка «Про міжпланетні подорожі».

Автор висловлює у ній ряд міркувань про будову і деталі польоту ракети, яка призначена для міжпланетних сполу¬чень. Ознайомившися з працею, Головнаука визнала, що він містить пропозиції, які с результатом вивчення питання автором. Однак, на думку Головкауки, питання про виготов¬лення такої ракети поки що може мати значення лише при дослідженні верхніх шарів земної атмосфери, ультрафіо¬летової радіації Сонця і т. д. Головнаука вирішила відпус¬тити на видання роботи Кондратюка необхідні кошти, дору¬чивши її редакцію компетентному вченому. Рпзом з тим, Головнаукою була висловлена думка про надання Кондратю- ку можливості продовжувати працювати у вибраній ним галузі».

1926 р., жовтень—1927 р., квітень. Ю. В. Кондратюк працює старшим механіком на будівництві елеватора на станції Ельхотово у Північній Осетії. У Елі.хотово Кондратюк зуст¬рівся з Горчаковим Петром Кириловичсм, районним інжене¬ром контори «Хлібопродукт». Ознайомившись з характери¬стикою Кондратюка і оцінивши змістовність відповідей на професійні питання. Горчаков призначив Юрія Васильовича на посаду старшого механіка.

Включившись з притаманною йому енергією у роботу по будівництву, механізації і енергозабезпеченню Ельхотовсь- кого елеватора, Кондратюк удосконалив технологію буді¬вельних робіт із застосуванням рухомої опалубки, вніс ряд раціоналізаторських пропозицій, почав конструювати новий, досконаліший ківш для подачі зерна на верхні поверхи елеваторів. А після роботи допомагав господарю квартири, продовжував роботу над рукописом, користуючись бібліоте¬ками Владикавказу.

Перед Новим 1927 роком за дорученням адміністрації фотограф, який приїхав з Владикавказу, сфотографував кращих робітників. Такий знімок (перший після гімназичних років) Юрій Васильович подарував пізніше К. Е. Ціол- ковському.

1927 р., квітень. Ю. В. Кондратюк відвідує Київ і Москву, зустрічається з професором В. П. Встчинкіним. обговорює з ним хід роботи над редагуванням і підготовкою до видання його книги «Завоювання міжпланетних просторів».

1927 р.. 20 квітня—1930 р., ЗО серпня. Ю. В. Кондратюк працює у Західному Сибіру та на Алтаї по експлуатації, ремонту, проектуванню і будівництву зернових сховищ і елеваторів, на різних посадах — від техніка і до помічника районного інженера крайової контори «Хлібобуд».

Кондратюка призначають техніком з будівництва зерно¬вого елеватора у районі Рубцовська (станція Велика Річка), але вже у серпні 1927 року його переводять у елеваторний відділ крайової контори «Хлібопродукт» техніком з ме¬ханізації і реконструкції зернових складів, а з 192$ року він — заступник головного інженера Сибірської крайконтори «Хлібопродукт» (пізніше — «Союзхліб»).

Тут він завершує роботу по вдосконаленню елеваторного ковша. 20 березня 192$ р. подає заявку на винахід «Ківш для

слсватора-транспортера». Юрій Васильович будує найбільше у світі механізоване дерев’яне зерносховище на 10000 т зерна. Ця споруда висотою 20 м і розмірами 60 м на 32 м, спроектована Кондратюком раніше, побудована з мінімаль¬ним використанням дефіцитних на той час цвяхів, названа Кондратюком «Мастодонтом». Він розробляє і створює засоби механізації будівельних робіт, використовуючи для цього місцеві матеріали, будує зерносховище — елеватор з ви¬вантажувальною естакадою.

1927 р., 4 грудня. Професор В. П. Встчинкін пише передмову до книги «Завоювання міжпланетних просторів».

1928 р., 4 червня. Відмова Головнауки видати книгу Ю. Кондра- тюка «Завоювання міжпланетних просторів».

1928 р., жовтень. Ю. В. Кондратюк пише другу передмову до своєї книш.

1929 р., січень. Виходить у світ книга Ю. В. Кондратюка «Завою¬вання міжпланетних просторів» під редакцією і з передмовою професора В. П. Встчиккіна і з двома передмовами автора (Новосибірськ, видання автора, тираж 2000 примірників).

Залишивши без зміни свою передмову, написану шс у 1925 році, Юрій Васильович помістив у книзі, крім передмо¬ви В. П. Встчннкіна, також і свою другу передмову, написа¬ну у жовтні 1928 року, у якій Йдеться про користь, яку незабаром принесе людству освоєння космічного простору. При цьому, не заперечуючи думку К. Є. Ціолковського про створення космічних поселень, робить основний акцент на використанні результатів освоєння космічного простору для покрашення життя на Землі.

У цій книзі більш систематизовано викладені усі основні ідеї Кондратюка у галузі космонавтики. До них. крім викла¬дених раніше, можна віднести:

{. Використання проміжних баз на штучних або природ¬них супутниках малої маси для дозаправки космічних ко¬раблів при ракетно-артилерійському постачанні цих баз.

2. Використання рідких компонентів ракетних палив для охолодження рубашки двигуна.

3. Використання бороаодню і озону для підвищення теп¬лового ефекту.

4. Обгрунтування багатоступеневих ракет з пропорційно зменшуваною масою.

5. Конструкція спускного апарата з аеродинамічним галь-муванням.

6. Використання крилатих ракет.

Ці та інші пропозиції не просто сформульовані, але і технічно і математично обгрунтовані.

Перш за все, він надіслав один примірник своєї книги К. Е. Ціолковському і один — В. П. Встчинкіиу. На першій сторінці книги, яку він надіслав К. Е. Ціолковському, автор написав «З повагою піонеру дослідження міжпланетних спо¬лучень від автора. Ю. Кондратюк». Надіслав він книгу і у Ленінград Д. І. Перельману. а потім — М. 0. Риніну та іншим Інженерам, які працювали у цій галузі. Багато кни¬жок було розповсюджено книжковими магазинами Москви і Ростова. Купували книгу і іноземці. Напевно, так і потрапив один з примірників у бібліотеку Конгресу США.

1929 р., лютий. Ю. Кондратюк отримав невеликий пакет. У ньому

— невеликий лист (пін, як усі листи, адресовані Кондратю- ку, не зберігся) і три брошури К. Е. Ціолковського: «Дослід¬ження світового простору реактивними приладами», «Виб¬рані праці», «Відгуки».

На титульному листі першої книги — дарчий напис: «Шановному Юрію Кондратюку від автора. 1929 р. /5 лю¬того. К. Е. Ціолковський».

Незабаром прийшов лист від Д. І. Перельмана. який дякував за надіслану книгу, високо оцінював ії і просив ше декілька примірників, оскільки роботою Кондратюка заціка¬вилися ленінградські вчені, серед них професор М. 0. Ринін

— один з організаторів Секції міжпланетних сполучень і автор першої енциклопедичної праці з історії і теорії реак¬тивного руху І космонавтики, В. В. Разумов, група інженерів на чолі з відомим ракетником М. І. Тихомиреним, які об’єдналися у травні у відому Газодинамічну лабораторію (ГДЛ). У цю групу входив випускник ленінградського уні¬верситету В. П. Глушко, майбутній академік. Пізніше він писав, шо поряд з використанням праць К. Е. Ціолковського «з великим інтересом ми вивчали багату новими ідеями цікаву книгу Кондратюка».

1929 р., І травня. Ю. В. Кондратюк висилає професору М. О. Ри- ніну лист і свою фотографію.

1929 р., кінець—1930 р., початок. Ю. В. Кондратюк надсилає лист К. Е. Ціолковському, якого у 1930 р. той публікує у своїй книзі «Наукова етика».

1930 р., ЗО березня. Ю. В. Кондратюк надсилає лист і фотографію К. Е. Ціолковському. Цей лист і фотографія зараз збері¬гаються в Архіві РАН у Москві.

1931 р., червень. Ю. В. Кондратюка і П. К. Горчакова направили у ПБК ОДПУ № 14. Тут Ю. В. Кондратюк проектує ряд споруд для Кузбасу. Спроектований ним залізобетонний

копер ножного типу був утроє дешевшим за традиційний металевий.

1931 р., 8 вересня. Ю. В. Кондратюк і П. К. Горчаков отримують авторське свідоцтво на винахід баштового ковша.

1931 р., жовтень—1933 р., квітень. Ю. В. Кондратюк І П. К. Гор¬чаков публікують 4 статті по шахтобудівництву у «Горном журнале».

1932 р., початок. Професор М. О. Ринін публікує лист Ю. В. Конд-

ратюка від 1 травня 1929 р. і його фотографію у книзі «Теорія космічного польоту».

1932 р., 28 березня. За рекомендацією наркома Г. К. Орджонікідзе Ю. В. Кондратюк був достроково звільнений із заслання.

1932 р., травень. Ю. В. Кондратюк отримує запрошення Голове- нерго НКТП СРСР на конкурс по розробці проекту потужної вітроелектростанції в Криму, бере участь у ньому і займає перше місце.

Кондратюк подав у Центральну енергетичну раду (ЦЕР) НКТП свій проект, який він виконав практично за два місяці. А інститути, яким була доручена розробка, подали свої проекти майже на півроку пізніше. При цьому проект Кондратюка за техніко-скономічнимм показниками був кра¬щим. Чекаючи відповіді, Кондратюк подав 13 грудня 1932 р. три заявки на винаходи, які стосуються ВЕС (слід відмітити, що до 1932 р. він ніколи ке займався вітроенергетикою).

На початку травня Ю. В. Кондратюка і П. К. Горчакова викликали до начальника КБ-14 співробітники ОДНУ, і там оголосили, що за них клопотав Наркомтяжпром і тепер — вони вільні люди і можуть піти з КБ, але це було б не бажано. І до серпня 1932 р. Ю. В. Кондратюк і П. К. Горча¬ков залишалися у КБ-14. Однак поєднувати напружену роботу в КБ з проектуванням ВЕС, нехай і ескізним, було важко.

1932 р., серпень—вересень. Ю. В. Кондратюк працює інженером у конторі «Союзмука».

1932 р., вересень—1933 р., квітень. Ю. В. Кондратюк працює інженером в Захсибснсрго.

1932 р., грудень—1938 р., вересень. Ю. В. Кондратюк у спів¬авторстві отримує авторське свідоцтво на 3 винаходи в галузі вітротехніки.

1933 р., квітень—травень. Ю. В. Кондратюк на запрошення керів¬ництва ГВРР відвідує відділ кадрів і лабораторію ГВРР. де зустрічається з С. П. Корольовим та іншими співробіт¬никами. Знаючи, що ГВРР знаходиться під пильним контро¬лем спецорганів, і боячись перевірки біографічних даних.

відхиляє запрошення перейти на роботу в ГВРР.

«... Дізнавшись через Володимира Петровича Вєтчинкіна про приїзд Ю. В. Кондратюка у Москву, Корольов знайшов його і запросив у підвал на Садово-Спаській. Ю. В. Кондра¬тюк приїхав уранці, і вони проговорили з Корольовим декілька годин. Корольов розумів, що перед ним — людина дивовижно обдарована, з розумом, який спроможний поєд¬нати сучасну інженерію з фантастикою самою незвичайною Після смерті Цлндера, така людина була йому конче потріб¬на. Корольов знав, що він уміє умовляти і використовував свій талант у той день максимально. У вироблену ним методику умовляння входили демонстрація техніки, стендові випробування, а по можливості навіть натурні старти — прийом, подібний до «тиску могутністю техніки», особливо широко застосовувався Головним конструктором у 1950— 1960-х роках, але і у ГВРР Корольов ним уже користувався. Він показував Кондратюку не тільки схеми й креслення, але і реальні ракети «у металі», води» у майстерні, умовив їхати на полігон в Нахабіні.

— Юрію Васильовичу, ви не повинні ні про що турбува¬тися, — «співав» Корольов.

— Клопотання про ваш перехід підпише сам Тухачевсь- кий. Я сам поговорю з Михайлом Миколайовичем. Потрібно визначити посаду... Ну, квартира — це само собою...

Знаючи Корольова, важко уявити собі, як витримав Кондратюк цю атаку. Він мовчав, посміхався у вуса, потім сказав тихо:

— Сергію Павловичу, це ніяк неможливо... Я зраджу людей, а це неможливо...

— Кого ви зрадите? — не зрозумів Корольов.

— Горчакова, Нікітіиа... Ми проектуємо вітроенергетичну установку...

— Юрію Васильовичу! — вигукнув Корольов, він навіть почервонів від обурення. — Та як ви можете порівнювати: політ у космічний простір й вітряк якийсь!

— О, ви не праві! Якщо не рахувати Сонця, вітер — друге джерело енергії для землян. Чистий, безшумний, невичерпний океан енергії! — очі Кондратюка горіли. — Ми поставимо вітрові установки у горах, на Крайній Півночі, ми отримаємо мільйони і мільярди кіловат-годин, не спалюючи ні крихти вугілля, ні краплі нафти! Ми збудуємо десятки вітрових Дніпрогссів! Невже ви не розумієте, як цс важливо?

Корольов мовчав. Тепер стало ясно, чому він не може умовити Кондратюка: він наштовхнувся на людину ідеї.

Якщо у людини є ідея, його неможливо збити з шляху НІ квартирами у столиці, ні «ромбами» в петлицях. Кондратюк втрачений для нього назавжди. Сергій Павлович миттєво якось поник, замовк. Кондратюк пішов. Корольов зразу перестав ним цікавитися, як кажуть у такому випадку. — «викинув з голови». Була у нього така риса: людей, які не цікавилися мою справою, він не засуджував, не критикував, просто вони для нього не існували. Більше з Кондратюком Корольов ніколи не зустрічався».

На відміну від Цандера, Кондратюк при всій своїй обда-рованості. не був одержимим ракетником. Його полонили перспективи вітроенергетики. І тут він також дивився у майбутнє: у 1970—1980-х роках кількість теоретичних праць у цій галузі і реальних установок найрізноманітніших типів у світі збільшується!

1933 р., 4 травня. Прийом Ю. В. Кондратюка І П. К. Горчакова наркомом Г. К. Орджонікідзе і направлення їх на роботу в Харків в Інститут промислової енергетики (УІПЕ) для роз¬робки технічного проекту потужної Кримської ВЕС.

1933 р., червень—1934 р., січень. Ю. В. Кондратюк — науковий керівник розробки технічного проекту потужної Кримської ВЕС у Харкові.

1933 р., ЗО липня. За підступним звинуваченням у шкідництві Ю. В. Кондратюк був заарештований. «Карна справа Ю. В. Кондратюка та інших виникла закономірно, як ре¬зультат діючої на той час політики. В «Анкеті для заарешто¬ваних і затриманих з зарахуванням до ОЯПУ», складеній ЗО червня 1930 року, Юрій Васильович повідомив про себе згадані вище анкетні дані.

Враховуючи істинну його біографію, Юрій Васильович прийняв правильну позицію. Якби слідство дізналося, шо він не Кондратюк, а проживаючим під чужим прізвищем Шар- гей Олександр Гнатович. 9 червня 1887 року народження, уроженсць Полтави, мобілізованими у 1919-му в денікінську армію — не зносити б йому голови.

Такі відомості, безперечно, придали б особливого значен¬ня усій так званій «шкідницькій організації», були б доброю підмогою в руках фальсифікаторів, посилили б звинувачення не тільки проти Кондратюка, але і проти усіх його колег.

Він вибрав собі другорядну, незавидну роль мастильника, механіка. Вигадана ж його батьківщина знаходилась тоді під Польщею і встановити істину було не так просто. Та слідство, напевно, не дуже цікавив рядовий механік з пери¬ферії. Дивним здасться зараз інше: у справі зовсім немає

відомостей, які позитивно характеризували б Юрія Васильо¬вича. Невже співробітники економічного відділу не знали, що перед ними видатний вчений? Цс у в Новосибірську у січні 1929 року, тобто за рік до арешту, вийшла його наукова праця «Завоювання міжпланетних просторів», яка отримала високу оцінку сучасників, як у країні, так і за її межами. Невже не знали про його листування з К. Е. Ціолковским, В. Г1. ВєтчинкІним, М. О. Риніним, Я. І. Перельмаком та іншими провідними вченими?

І ніхто не поцікавився ефективністю його винаходу, не призначив відповідної експертизи.

Справа закінчилася раптово, як і розпочалася. Ніхто навіть не склав звинувачувального висновку. Це підтверджує висновок про те, що «разелідуваня» було частиною політич¬ної кампанії, кавалерійською атакою на інженерні кадри. 10 травня 1931 року постановою Колегії ОДПУ на підставі ст. 58-7 УК РРФСР Кондратюк, Куров, Бєлясв і Аксьонов були ув’язнені у концтабір на три роки, а Горчаков і Лучинін — на п’ять років і відправлені до Сиблагу.

До місця ув'язнення Кондратюк відправився з діагнозом «неврастенія помірного ступеня». Позначилося нервове на-пруження. Подальша його доля, як і доля товаришів, визна-чилась тим, що без інженерно-технічних спеціалістів країна не могла обходитися.

У період заслання Ю. В. Кондратюк працював у проект¬ному бюро N9 14 КБ ОДПУ при Кузбасбуді інженером-кон- структором залізобетонних конструкцій.

1934 р., лютий. Ю. В. Кондратюк у Москві та Ленінграді захищає технічний проект КримВЕС і удруге зустрічається з Г. К. Орджонікідзе.

1934 р., квітень. Проект КримВЕС було завершено. Він мав цілий ряд оригінальних рішень. Наприклад, акумулятор стислого повітря для дублювання ВЕС у інтервали без вітру (нагні¬тання повітря за рахунок резерву потужностей ВЕС).

1934 р., жовтень. У Москві за розпорядженням Г. К. Орджонікідзе засновується контора по будівництву потужної КримВЕС.

1934 р., жовтень—1938 р., лютий. Ю. В. Кондратюк керує розроб¬кою робочого проекту КримВЕС.

1935 р., З березня. Ю. В. Кондратюк і П. К. Горчаков публікують статтю «Експертиза». У березні того ж року до робіт приєд¬нався М. В. Нікітін (згодом він проектував і будував Ос- таккінську вежу), з яким Ю. В. Кондратюк співробітничав ще у Сибіру. Консультував роботу В. П. Встчинкін.

1937 р., кінець—1938 р., початок. Група провідних вчених і

інженері», куди входив і В. П. Вєтчинкін, звернулася у Вишу атсстаційну комісію щодо присвоєння Кондратюку вченого ступеня доктора технічних наук без захисту дисертації за сукупністю праць. Однак ВЛК, спираючись на характеристи¬ку від тресту Тсплоенергобуд (куди входила проектно- будівельна контора), відмовила у цьому.

Якимось чином Кондратюк ознайомився з характеристи¬кою. яку дав йому трест. В ній його проект безпідставно розгромлено і розкритиковано. Кондратюк звинувачений у самовпевненості, нетерпимості до опонентів. І в кінці: «У суспільному житті тресту участі зовсім не бере. Політичного обличчя зовсім не виявлено.» Кондратюк знав віл Вєтчннкіна про розгром ленінградського і московського колективів ра¬кетників. Він же розповів Юрію Васильовичу про історію авіації і космонавтики, про редактора друкованих творів К. Е. Ціолковського — Б. М. Воробйовп, його чесність і • надійність. І Кондратюк. чекаючи нових ударів долі, передає йому на збереження свої рукописи. При цьому иа прохання Б. М. Воробйовп він ставить на них час їх написання. Так. у полтавсько-петроградських зошитах значиться 1916 рік. На рукопмсі «Тим, хто буде читати, шоб будувати!» — 1918— 1919 рр. На третьому руколнеі — 1920 і примітка: «Перепи-сано і проредаговано у 1923—1924 рр.» Крім того, він передав Б. М. Воробйову два примірники машинописного тексту «Запоюваккя міжпланетних просторів». Борис Мики¬тович зберіг наукову спадщину Кондратюка і на початку 1960-х років передав її до Інституту Історії природознавства і техніки АН СРСР. А з того, шо Кондратюк написав пізніше, більшість праць втрачена.

1938 р., лютий. Після трагічної загибелі Г. К. Орджонікідзс, Головенерго НКТП СРСР приймає рішення призупинити проектування і будівництво потужної КрнмВЕС І про перехід на проектування І будівництво малопотужних вітроелектро¬станцій, для чого був створений Вітроссктор при Тсплослск- тропроекті (ТЕП).

1938 р., лютий—1939 р., 15 вересня. Ю. В. Кондратюк працює начальником техвідділу Вітросектору при ТЕП Головенерго НКТП СРСР по розробці малопотужних ВЕС.

1938 р.. 2 липня. Ю. В. Кондратюк дарує свою книг)' «Завоювання міжпланетних просторів» з дарчим написом інженеру Б. М. Воробйову — редактору і хранитслю творчої спадщини К. Е. Ціолковського.

1938 р., 5 серпня. У звязку з розгромом колективів московських та ленінградських ракетників і арештами їхніх провідних пра- цінників перед Ю. В. Кондратюком постало питання — як зберегти набутки з космічної техніки, щоб вони дійшли до людей і змогли принести користь у майбутньому. За порадою В. П. Встчинкіна для реалізації цієї мсти був обраний Б. М. Воробйов...

Перед передачею паперів Б. М. Воробйову Ю. В. Кондра¬тюк на обкладинці, у яку вшив чотири полтавсько-петрог¬радські зошити, написав: «1916 р. 5/У1І.38. Юр. Кондратюк*.

1938 р., 5 вересня. Ю. В. Кондратюк направляє свою книі/ «Завоювання міжпланетних просторів» з дарчим написом у Калугу в дім-музей К. Є. Ціолковського для експонування у музеї.

1939 р., жовтень—листопад. Ю. В. Кондратюк і П. К. Горчаков публікують статтю «Основні характеристики і перспективи вітроенергетики» у журналі «Електричні станції».

1939 р., 15 вересня. Засновується Проектно-експериментальна контора по вітроелектричних станціях (ПЕКВЕС) при ТЕП Головенерго НКЕП СРСР.

1939 р., 15 вересня—1941 р., 6 липня. Ю. В. Кондратюк працює начальником проектного відділу ПЕКВЕС і керує проекту¬ванням малопотужних вітроелектростанцій ВЕС 2-Д-20 на 100 кВт І ВЕС 2-Д-30 на 250 кВт. Весною 1941 року Ю. В. Кондратюк готувався до підйому, установки і наступ¬ного випробування на підмосковному полігоні ВЕС 2-Д-20 потужністю аж... 100 кВт. Ця робота також супроводжувала ся підготовкою і публікацією наукових статей, розробкою винаходів і оформленням заявок на видачу авторських сві¬доцтв.

1941 р., 21 червня. Ю. В. Кондратюку виповнилося 44 роки (за документами — 41» Він не святкував дня народження, цілковито поринувши у роботу на полігоні. Але усе перекрес-лила війна. Наступ німецько-фашистських загарбників по¬глинув більшість території країни. Намітилась загроза для столиці. Поступила вказівка — вежу ВЕС не піднімати, щоб не створювати орієнтирів для фашистської авіації, а роботи по ВЕС 2-Д-20 зюрнути.

1941 р., 6 липня. Ю. В. Кондратюк відправляється добровольцем у дивізію народного ополчення Київського району м. Москви і зараховується червоноармійцем роти зв'язку стрілецького полку. Ця дивізія одразу ж відправляється на фронт.

1941 р., ЗО вересня. Б. 1. Романенко востаннє зустрічає Ю. В. Кон- дратюка поряд з бліндажем штабу стрілецького полку у лісі, що на південний захід від села Барсуки Кіровського району Калузької області.

1942 р., лютий. Телефоніст, зараз полковник у відставці, Сергій Кирилович Дергунов воював разом з Ю. В. Кондратюком.

1942 р., 23 лютого. Рядовий зв'язківець Ю. В. Кондратюк затнув на Орловській землі (біля Кривцовського меморіалу) у вол-ховському районі. Триваліш час вважали, що Ю. В. Кондра¬тюк загинув 3 жовтня 1941 року. Але пізніше були знайдені його листи (листівки), датовані 5 грудня 1941 року і 2 січня 1942 року і люди, які зустрічалися з Юрієм Кондратюком значно пізніше.

Таким чином, про завершення життєвого шляху Ю. В. Кондратюка нічого невідомо. Як часто буває у таких випадках, невідомість служить грунтом для різних сенсацій. Деякі стверджували, що частина рукописів Ю. В. Кондрлтю-

1 ка потрапила до німецького рлкетчикп Вернена фон Брауна. Більше того, говорили (і навіть писали), шо якийсь Ю. В. Кондратюк працював у фон Брауна. Однак ніяких доказів цих версій ні комісія радянських вчених, які вивчали німецьку ракетну техніку і документи, ні західні спецелужби не виявили.

1947 р. Виходить у світ друге видання книги Ю. В. Кондратюка «Завоювання міжпланетних просторів» у виданні Оборонгізу тиражем 5000 примірників.

1964 р. Виходить у світ стаття Б. М. Воробйова і В. Н. Тростнікова «Про неопубдіковану роботу Ю. В. Кондратюка “Тим, хто буде читати, щоб будувати"». Виходить у світ трете видання книги Ю. В. Кондратюка «Завоювання міжпланетних про¬сторів». з першою повною публікацією роботи «Тим, хто буде читати, щоб будувати».

1970 р., 26 березня. Судова колегія карних справ Верховного суду РРФСР повністю реабілітувала Ю. В. Кондратюка.

1975 р. Тетяна Йосипівна Маркевич робить письмове зізнання Б. 1. Романсику про обставини зміни імені Олександром Шаргеєм.

1977 р., квітень—-травень. Ніна ГнатІвна Шаргей дає письмові показання Комісії ЦК КПУ про обставини зміни імені її братом Олександром Шлргесм і пише 18 квітня лист до віце-президента АН УРСР Г. С. Писаренка: «Хочу розказати про тс, що мені відомо про обставини зміни імені, по батькові і прізвища мого брата Олександра Гнатовича Шар- гся (Юрія Васильовича Кондратюка). Раніше я не роз¬повідала про це, бо моя мати Олена Петрівна Карссва взяла з мене слово мовчати. Тепер я наважилася розповісти все, їло знаю, бо в наукових організаціях виявлено великий Інтерес до біографії брата, і навколо факту зміни прізвища

виникає немало пліток... Я вважаю, шо причиною зміни прізвища братом О. Г. Шаргеєм було прагнення уникнути серйозних наслідків, пов’язаних з його службою у білій армії...

Як мені говорили, мама, приблизно в 1920—1922 рр., для брата дістала документи Юрія Васильовича Кондратюка, молодої людини приблизно одного з ним віку (1900 р. народж.), який помер незадовго до цього. У моєї мами була давня добра знайома Віра Григорівна Тучапська, викладачка київської школи N9 50 (Комерційний пров.). У цій школі викладав Володимир Васильович Кондратюк, старший брат покійного Юрія, який був у добрих стосунках з В. Г. Тучап- ською. На її прохання В. В. Кондратюк передав через неї документи покійного брата моїй мамі. Наскільки можу зга¬дати з пізніших розмов, цей документ був профспілковим квитком чи якимось іншим посвідченням особи. Документ передали в Малу Віску через Латинських.

В. В. Кондратюка я знала особисто, тому що в 1923—

1925 рр. навчалася у школі N9 50, де він викладав. Тоді я зовсім не знала про його роль у долі мого брата. Востаннє я зустріла В. В. Кондратюка пригніченого і розгубленого, і розмовляла з ним, на вулиці окупованого німцями Києва наприкінці 1941 р... Що я ще пам’ятаю про брата? Він був старшим за мене на 13 років. Тому мої дитячі спогади про нього дуже невиразні і уривчасті. Знаю, що він весь час до Вітчизняної війни допомагав нам з мамою матеріально».

1977 р., квітень—травень. Працює Комісія ЦК КПУ, яка за наданими багаторічними ПОШУКОВИМИ матеріалами Б. 1. Ро¬мансика і показаннями Т. И. Маркевич і Н. Г. Шаргей визнала відсутність криміналу у самому процесі зміни імені Олександром Шаргссм і винесла рішення відновити і увічнити добре ім’я видатного вченого.

• • ♦

Така складна біографія вченого-периюлрохідця, косміста, гу-маніста О. Г. Шаргем—Ю. В. Кондратюка, який у 17 років (1914 р.) в чотирьох непримітних школярських зошитах виклав згусток відкриттів і цікавих пропозицій з теорії міжпланетних польотів.

За рішенням 28-ї сесії Генеральної конференції ЮНЕСКО 21 червня 1997 р. увесь світ відзначає пам’ятну дату — 100-річчя з дня народження українського вченого і дослідника, піонера космічної техніки Юрія Кондратюка (О. Шаргея).

6. ЛІТЕРАТУРА

Голованов Я. К. Королев С. П. Фактьі н мифьі. — М.: Наука, 1994. Граб В. И., Супруненко А. Б. Дсло N9 10558. Ю. В. Кондраткж н друпіс. — Полтава: Метоп, 1992.

Даценко А. В. Я полечу туди... — Харків: Прапор, 1989.

До 100-річчя з дня народження Ю. В. Кондратюка // Космічна наука і технологія. Додаток до журналу.—1995.—1, N9 І.—24 с. Ивдщенко А. Вмше олсватора — Луна // Извеетия.—19 июня (N9 170).

Кондратюк Ю. В. Завоеванме межпланетньїх пространств. — Но- военбирек, 1929.—Изд. автора.

Кондратюк Ю. В. Полтавско-петроградская рукопись. — 1916.— 104 с.—Рукопись. Автограф (Инстмтут истории м сстествозна- ния н техники РАН. Фонд Ю. В. Кондратюка).

Космічні і земні орбіти Ю. В. Кондратюка (О. Г. Шаргся) / Упор. Б. В. Журахович, А. П. Завалішин, О. О. Негода, А. І. Стогній. — Дніпропетровськ: Січ, 1996.—408 с.

Космонавтика. Сов. знциклопедия. — М., 1985.

Космонавтика СССР. — М.: Машиностросние, Планета, 1987.— 496 с.

Пнонери ракетной техники. Кибальчич, Ціолковский, Цандср, Кондратюк: Избр. тр. — М.: Наука, 1964.

Романснко Б. И. Звезда Ю. В. Кондратюка // Наука в России.—

1995.—№ 2.

Романснко Б. И. Юрий Васильович Кондратюк. — М.: Знанис, 1988.

Смирнова Н. Где погиб Кондратюк? // Весть.—1966.—26 ноября. Украмнский советский знциклопедичсский словарь: В 3-х т. — Кнсв: Глав. рсд. УСЗ, 1988.

NASA TT F-9285

PIONEERS OF ROCKET TECHNOLOGY

SELECTED WORKS

T. M. Mel’kumov, Editor in Chief

Translation of "Pionery raketnoy tekhniki — Kibal’chich, Tsiolkovskiy, Tsander, Kondratyuk — Izbrannyye trudy Izdatel’stvo "Nauka," Moscow, 1964.

PIONEERS OF ROCKET TECHNOLOGY. SELECTED WORKS: Kibal'chich, Tsiolkovskiy, Tsander, Kondratyuk . 1965

Hard copy (HC) Microfiche (MF)

ff 653 July 65

NATIONAL AERONAUTICS AND SPACE ADMINISTRATION WASHINGTON, D.C. NOVEMBER 1965

PIONEERS OF ROCKET TECHNOLOGY

SELECTED WORKS

Editor in Chief:

T. M. Mel’kumov

Editor-Compilers:

B. N. Vorob'yev and V. N. Sokol'skiy

Academy of Sciences of the USSR

Institute for the History of Natural Science and Technology

Translation of "Pionery raketnoy tekhniki — Kibal'chich, Tsiolkovskiy, Tsander, Kondratyuk — Izbrannyye trudy." Izdatel’stvo "Nauka," Moscow, 1964, pp. 1-20; 501-669.

ABSTRACT

The present collection contains selected representative writings of two of the earliest thinkers on rocketry in pre-revolutionary Russia and the Soviet Union, an editorial preface, a historical outline of pioneer rocket technology, relevant commentaries, and a complete bibliography, all extracted and translated from the larger work of the same title.

The two authors whose works have been selected, N. I. Kibal'chich ("Concept for an Aeronautical Machine") and Yu. V. Kondratyuk ("To Whomsoever will Read in Order to Build"; "Conquest of Interplanetary Space"), are distinct in that they are men essen-tially without formal education, least of all in rocketry. The former wrote his "concept" in the last days of his life before being executed, in 1881, for complicity in the assassination of Tsar Alexander II. The second author resided in the remote farming region of Novosibirsk, writing his work while employed in menial labor.

The editorial preface sets the stage by contrasting the con¬cepts of the early pioneers of rocket technology with the most recent advances in this field, notably the impressive feats of the Soviet cosmonauts.

The historical outline completes the picture by presenting a grand sweep from the sheer fantasies of Cyrano de Bergerac in the seventeenth century to the beginning of the World War II, i.e., at which time rocket technology came into its own and gained universal recognition, rather than the attention of science fiction writers and a small handful of gifted visionaries.

It is stressed that the reader should bear in mind, in light of the present state-of-the-art, that the contents of this collection contain a few ideas that are now known to be erron¬eous, a manner of looking at phenomena that is archaic or even quaint, and a certain phraseology that comes through even in translation; however, the great bulk of the material should be recognized as basically sound and instructive. Again in light of modern-day knowledge, the works of the authors included herein admirably display their insight and foresight.

NASA TT F-9285

"...Socialism is the trustworthy launching pad /3 from which the Soviet Union triumphantly sends its powerful and highly perfected spaceships into the Cosmos."

— Pravda, 16 August 1962

EDITOR'S PREFACE

In our time, science and technology have garnered major achievements in the conquest of outer space. These achievements, however, have not been a matter of chance or contrary to expectation. They have been fostered by the efforts of scores of scientists, design engineers, and inventors.

In World War II, the Katyusha, or Soviet truck-launched gunpowder-type tactical missile, was used; the Germans bombarded London with A-4 ballistic rockets, better known as the V-2, with a maximum range of about 350 km at a launch weight of 13 metric tons. In the prewar and early war years, the first flights were made with liquid-propellant rocket engines.

An analysis of the advances in rocketry reveals the truly impressive poten¬tial of rockets. This was brilliantly demonstrated soon after the war, when in the Soviet Union, beginning in 1949, and in other countries, exploratory and meteorological rockets, outfitted with the necessary equipment assemblies, were launched in order to study the composition, density, and temperature of the upper strata of the atmosphere. Special capsules were used on Soviet rockets to carry dogs, which were returned to earth in special parachute-equipped devices. It became clear that rockets could be used extensively not only for military purposes but, what was especially significant, in the interest of learning more about the universe beyond earth and for flight to other planets in the solar system. It was on the latter aspect that the Soviet nation focused ZiL its attention. A serious and well-planned program was begun to build the complex equipment assemblies required for the exploration of outer space.

The day of 4 October 1957 is recognized as an outstanding event; in the Soviet Union, for the first time in the history of the world, an artificial earth satellite ("sputnik") was successfully put into orbit. On this day began the systematic investigation of the outer void surrounding earth by the launch-ing of new artificial earth satellites. One after another, new frontiers were crossed. The first artificial solar planet was created; the Soviet flag was planted on the moon; an automatic interplanetary space station photographed and transmitted to earth pictures of the unseen side of the moon; an automatic in-terplanetary space station was launched in the direction of Venus; finally, a series of spaceship launchings was organized with representatives of the animal and plant world, which were returned to earth in a predesignated region. These investigations, carried out in the Soviet Union, provided much valuable infor¬mation for science and paved the way for the ascent of men into outer space.

A new era in the life of mankind began on 12 April 1961. On this day, the Soviet spaceship Vostok, weighing 4725 kg, carried the world's first cosmonaut, Yu. A. Gagarin, into the historical orbital flight from which, after one orbit,

he was brought down in good condition in a predetermined area. On 6 and 7 August 1961, G. S. Titov made a prolonged space flight. On board the Vostok-2, weighing 4731 kg, he completed 17 orbits around the earth in 25 hours, travel¬ing more than 700 thousand kilometers, i.e., the distance to the moon and back again.

On 11 August 1962, the new, multiton Soviet spaceship Vostok-3 went into orbit with cosmonaut A. G. Nikolayev. One day later, on 12 August, another Soviet space vehicle, the Vostok-4, carried cosmonaut P. R. Popovich into space, where it executed a calculated orbit near that of the Vostok-3 and, after coming into the vicinity of the latter, continued in coordinated flight. For the first time, two cosmonauts were in space at the same time, traveling side by side, maintaining radio communications with earth as well as with each other. This joint space effort, organized with a precision that staggered the imagina¬tion, lasted for about 71 hours. The Vostok-3 was in orbit for 95 hours; during this period, cosmonaut Nikolayev completed 64 orbits about the earth, covering a distance of more than 2.6 million kilometers. The Vostok-4 was in orbit for 71 hours, completing 48 orbits and traveling about two million kilo¬meters.

About one year later a new joint flight was made by Soviet cosmonauts. On June 14, 1963, the space satellite Vostok-5 began its flight with cosmonaut .

V. F. Bykovskiy, and two days later, on 16 June, the satellite Vostok-6 went /5 into orbit around the earth, carrying the world's first woman cosmonaut,

V. V. Tereshkova.

The flight of V. F. Bykovskiy lasted for 119 hours. During this time, he made 95 orbits about the earth, covering a distance of more than 3*3 million kilometers. The vehicle Vostok-6 was in orbit for 71 hours. During this time,

V. V. Tereshkova executed 48 orbits about the earth, traveling about two million kilometers.

The entire world was becoming aware of the high reliability of Soviet rocket systems used to propel spaceships, the enormous power of the rocket powerplants, the high perfection of the vehicles themselves, both in the engineering and in the biological sense. During the entire period that the Soviet cosmonauts were in the state of weightlessness, the conditions for their life activity were maintained completely normal. The ground conditioning of the cosmonauts in special equipment and their physical and moral strengthening confirmed the correctness of the methods used by the medical experts and biologists to prepare the cosmonauts for protracted space flight. During flight, the cosmonauts left their seats, recorded the instrument readings, took motion pictures of the earth and moon.

The problem of sending cosmonauts into moon orbit, to the surface of the moon, and to the nearest planets became the order of the day.

On 12 February 1961, an automatic interplanetary space station was sent to Venus, another on 1 November 1962 into the vicinity of Mars.

After the Soviet Union, the United States became engaged in the exploration of outer space; they launched a large number of artificial earth satellites with

a variety of purposes; in February 1962 a vehicle was sent into orbit as part of the Mercury program, carrying astronaut John Glenn. Subsequently, four more vehicles were fired with astronauts on board into earth orbit, the longest of which was the last one with astronaut Cooper on board (22 orbits, lasting 34 hours). In 1962, the automatic interplanetary vehicle Mariner-2 was launched toward Venus.

The interest in rocket systems and space vehicles has grown in universal and extraordinary proportion. Man has set his sights on distant worlds, fully assured of the realizability of his most daring dreams. It is only natural that there should be an awakening of interest in the history of the origins of the first ideas in the theory of space flight and space vehicles. More and more attention is being drawn to the names of our eminent countrymen:

Constantine Eduardovich Tsiolkovskiy (1857-1935), Fridrikh Arturovich Tsander (1887-1933), Yuriy Vasil'yevich Kondratyuk (1897-1942). Another that must be added to these great names of our Russian pioneers in the theory of space flight is the name of the Russian revolutionist Nikolay Ivanovich Kibal'chich (born 1853), who was executed in l88l for his participation in the assignation of Alexander II and, on the day prior to his death, set down in writing the concept for a rocket-driven flying machine. The manuscript of N. I.

Kibal'chich was not found until 1917, after the victory of the revolution in Russia; it begins the present collection.

The Soviet people are proud, not only because their country was the first to attain the impressive goal of launching artificial satellites, interplane¬tary space stations, and the Vostok space vehicles, but also because the first theoretical fundamentals of interplanetary flight were laid down by K. E. Tsiolkovskiy at a time when man was still only thinking about the possibility of aircraft flight. The first work of K. E. Tsiolkovskiy was published in 1903 in the journal Nauchnoye Obozreniye (Scientific Review), No. 5, under the title The Investigation of Cosmic Space by Reactive Devices (issledovaniye mirovykh prostranstv reaktivnymi priborami)"; the research on which this work was based was initiated in 1896.

_ In 19H and 1912, a new paper by K. E. Tsiolkovskiy was published in the journal Vestnik Vozdukhoplavaniya (Aeronautics Bulletin), Nos. 19 to 22 and 2 to 9, representing a continuation of his original work. These papers contain many original and bold concepts, as well as some of the first analytical equa¬tions needed in order to comprehend the role of the principal factors affecting the flight of a space vehicle.

K. E. Tsiolkovskiy derived a formula relating maximum vehicle velocity to the gas exit velocity from the rocket engine and to the propellant-to-rocket mass ratio. He concentrated on the need for finding effective rocket fuels and proposed that, instead of gunpowder rockets, liquid-propellant engines be used with liquid oxygen as the oxidizer and liquid hydrogen or petroleum and its fractions as the fuel. Tsiolkovskiy suggested using one of the components of the liquid propellant for cooling of the engine, the entire system of which contains combustion products at high temperatures. To control the flight of the rocket in empty airless space, Tsiolkovskiy proposed placing rudders in the gas stream issuing from the nozzle; this concept was first put into practice in the

German V-2 rocket. Thinking constantly in terms of interplanetary journeys, Tsiolkolskiy pointed out the suitability of setting up interplanetary space stations in earth orbits. He foresaw the enormous part that artificial earth satellites would have in astronomy.

It is not our intent in this preface to present the reader with a summary of Tsiolkolskiy's many fertile notions in the area of rocket technology and space flight; these can be found by referring directly to the scientist's works. Certain notions of K. E. Tsiolkovskiy and his philosophical predictions as to the future of mankind are today recognized as incorrect. It should be remembered, however, that his main works were carried out in the prerevolu- /7 tionary era, when the arsenal of science was considerably more meager than it is today. This does not, of course, lessen the outstanding conceptual ground¬work laid down by Tsiolkolskiy in rocket design and astronautics.

F. A. Tsander is one of the great innovators and enthusiastic advocates for the development Of interplanetary flight projects. He began publishing his works in 192^. In the theoretical respect, he delved more deeply than others into the problems of interplanetary flight and rocket propulsion; furthermore, a highly educated engineer, he worked out some of the design problems, both in propulsion systems and in rockets. Tsander conducted special experiments on models of air-jet and rocket engines. Understanding the need for ensuring life- support conditions in prolonged interplanetary voyages, he methodocially pursued research even on the growth of vegetation, the orange tree in particu¬lar, using charcoal instead of soil as the nutritive medium.

Of all the original concepts advanced by F. A. Tsander, we note an internal combustion engine driven by liquid oxygen and gasoline, hence not requiring an atmospheric enviornment; the utilization of metal structural elements no longer needed for continued flight by burning them up in the rocket engine; gliding descent of the spaceship into the atmosphere with cooling of the structure by the irradiation of heat into the external medium; thermal protection of the vehicle on reentry into the atmosphere; and many others. Tsander carried out theoretical calculations to determine the efficiency of rocket engines of var¬ious designs, including air-jets and those operating on a combination principle. He was concerned with calculating the trajectories of interplanetary flights and many other problems.

A name less well known in broad segments of society is Yu. V. Kondratyuk.

His analytical methods differed from those of K. E. Tsiolkovskiy. In his manuscript, "To Whomsoever Will Read in Order to Build (Tem, kto budet chitat', chtoby stroit')," presumably written in 1918 and 1919&nd included in the present collection, many far-reaching ideas were expressed. In particular, Kondratyuk writes of the possible utilization of the emission of material particles (such as alpha-particles) to propel space rockets, of the "biaxial astatic gyroscope" for maneuvering in flight, of a checkerboard arrangement of fuel and oxidizer nozzles, an arrangement that is used today in liquid-propellant engines. He outlined the principle for a simple integrator for calculating the velocity of the vehicle or the amounts of spent and remaining propellant. An intriguing idea is contained in safeguarding the return of a vehicle to earth by cooling the equipment or using expendable (ejected) outer layers with a heat insulation construction, as well as the concept of utilizing solar energy wherever large

accelerations are not required in interplanetary flight, by transforming heat into electrical energy and with the emission of "cathode rays." Like Tsiolko.vskiy, Kondratyuk indicated the need for establishing intermediate bases for prolonged interplanetary flights, including a base on the moon.

We must, however, focus attention on the note in the Commentaries, that there is no basis for asserting with complete reliability that these ideas can be traced to 1918-1919; nor do we have complete assurance that all of the notions expressed in the article are the author's original ideas, especially since this manuscript was not published by Kondratyuk during his lifetime.

An expanded and considerably reworked version of Kondratyuk's manuscript was first published in 1929 under the title "Conquest of Interplanetary Space (Zavoyevaniye mezhplanetnykh prostransv)." This work is also included in the present collection.

Today, in the light of the prominent Soviet advances in the conquest of outer space, the attentive reader can imagine the striking intrepidity of thought that must have been possessed by K. E. Tsiolkovskiy, F. A. Tsander, and Yu. V. Kondratyuk, at a time when men were still thinking about flight in air¬planes and, essentially, when they were just beginning to fly in them, to delve so far into fantasy and, most important, to support these fantasies with the first cornerstones of a scientific and engineering foundation. In reading these works, we are tolerant of the isolated erroneous or innacurate notion and concede with admiration and respect the inestimable contribution that they have made to rocket technology and the space sciences.

It is entirely symptomatic that the first to understand and lend support to the pioneers of rocket technology and space science was V. I. Lenin. In the first years of the Soviet regime, in the face of the enormous difficulties and adversity of postwar devastation, civil war, and hunger, Vladimir Il'ich, work¬ing strenuously to solve a tremendous number of major problems, exhibited interest in the idea of interplanetary communications. He gave moral support' to the efforts of F. A. Tsander. In 1921, the Council of People's Commissars of the RSFSR, "in recognition of the singular services of a scientific inventor and aviation specialist," granted K. E. Tsiolkovskiy a lifetime pension, which freed him from everyday tasks and permitted complete devotion to solving prob¬lems in rocketry and astronautics. It was in the initial years of the Soviet regime that the groundwork was laid for victorious socialism to erect the towering edifice of Soviet rocket science and technology.

The work of K. E. Tsiolkovskiy, F. A. Tsander, and Yu. V. Kondratyuk was continued by talented scientists and designers, theoreticians and engineers, / 9 whose energy and efforts have today made possible the results that have so glorified our fatherland. The Soviet government was farsighted in planning a program for creative collectives of rocket experts and giving them comprehen¬sive support. In our own time, the Central Committee of the Communist Party of the Soviet Union, as in V. I. Lenin's time, have had a decisive influence on the successful progress of work on the part of outstanding theoreticians and designers in rocket technology and astronautics. The Soviet nation, in building a communist society, is primarily concerned with charting new routes into space, relying on a powerful industry and on Soviet science and technology, which have attained the highest level of development.

On 1 May 1933, while listening on the radio to the Mayday workers* demon¬strations, K. E. Tsiolkovskiy stated these prophetic words: "For forty years I have worked on the reactive engine and have felt that the journey to Mars, would not begin for many hundreds of years. But times are changing. I believe that many of you will be witnesses to the first voyage beyond the atmosphere." This belief was based on his conviction that the Bolshevik party and Soviet government were the true leaders of progress in the culture of mankind.

Today, when the notions of conquering space are being carried out success¬fully, we cannot but respect those representatives of the first generation of rocket experts, the scientists and inventors who gave us the sources of the concepts for interplanetary flight.

The present collection includes the groundlaying works of Russian . scientists, the pioneers of rocket technology and astronautics, written in the period from the eighties of the last century to the thirties in this century.

The collection in a single volume of the most important articles by Russian . scientists on the problems of rocket technology and interplanetary communication is an undertaking of unquestionable interest. A number of papers have become bibliographic rarities. The papers of certain individual authors have been published in isolation from other works.

Almost all of the works included in the present collection ( with the exception of the article by Yu. V. Kondratyuk,"To Whomsoever Will Read in Order to Build") have been published more than once. However, when such is the case, the editors have often interjected additions and corrections in the text. In the present edition, the papers are printed in the form in which they were published during the authors’ lifetimes or in which they were found in the original manuscripts, preserving the terminology and all stylistic features.of the authors. Only the orthography, format dimensions, and generally recognized abbreviations have been necessarily modernized, and obvious typographical errors have been corrected. Editorial insertions are given in brackets.

Occasional unclear, erroneous, or debatable statements, as well as termin¬ology deviating from present-day conventions are discussed in the commentaries at the end of each article. Also given in the commentaries are the.most, recent additions, changes, and corrections introduced by the scientists in.the author's proofs or manuscripts. The commentaries were written with recognition for the comments made by editors of earlier editions of the scientists' works.

The text of the papers published in the present collection is based on the following sources:

Kibal'chich, N. I. A Concept for an Aeronautical Machine (Proyekt vozdukhoplavatel'nogo pribora). Manuscript. Central State Archives of the October Revolution (TsGAOR), F. D. P., Third Business Correspondence, 1881,

Report 79, Part I, Supplement, Sheets 1-5.

Tsiolkovskiy, K. E. The Investigation of Cosmic Space by Reactive Devices (Issledovaniye mirovykh prostranstv reaktivnymi priborami). Nauchnoye Obozreniye, No. 5, 1903.

*

The Investigation of Cosmic Space by Reactive Devices. Vestnik Vozdukhoplavaniya, Nos. 19-22, 1911; Nos. 2, 3, 5-7, 9, 1912.

The Investigation of Cosmic Space by Reactive Devices (supplement to parts I and II of the work by the same name). Special Publication. Kaluga 1914. ’

The Spaceship (Kosmicheskiy korabl')• Archives of the Academy of Sciences of the USSR, Folio 555, Catalog I, Report 46.

The Investigation of Cosmic Space by Reactive Devices. Special Publication. Kaluga, 1926.

Space Rocket Journeys (Kosmicheskiye raketnyye poyezda). Special Publication. Kaluga, 1929.

Maximum Rocket Velocity (Naibol'shaya skorost* rakety). Archives of the Academy of Sciences of the USSR, Folio 555, Catalog I, Report 105.

Tsander, F. A. Voyages to Other Planets (Perelety na drugiye planety). Tekhnika i Zhizn', No. 13, 1924.

Voyages to Other Planets (second article). Manuscript. F. A. Tsander Family Archives.

Description of the Interplanetary Spaceship System of F. A. Tsander. Manuscript. F. A. Tsander Family Archives.

Voyages to Other Planets (Theory of Interplanetary Travel). Manuscript.

F. A. Tsander Family Archives.

Thermal Calculations for a Liquid-Propellant Rocket Engine (Teplovoy raschet raketnogo dvigatelya na zhidkom toplive). Raketnaya Tekhnika, No. 1, Moscow-Leningrad, 1936.

Thermal Calculations for a Liquid-Propellant Rocket Engine (second article). Raketnaya Tekhnika, No. 5, Moscow-Leningrad, 1937*

The Problem of Flight by Means of Reactive Machines (Problema poleta pri- pomoshchi reaktivnykh apparatov). Special Publication. Moscow, 1932.

Reactive Engines Operating with Materials that Give off Not Only Volatile, but also Solid Combustion Products (Reaktivnyye dvigateli, rabotayushchiye materialami, dayuschimi ne tol'ko letuchiye, no i tverdyye produkty goreniya). Manuscript. F. A. Tsander Family Archives.

Kondratyuk, Yu. V. To Whomsoever Will Read in Order to Build (Tern, kto budet chitat', chtoby stroit1). Manuscript. Preserved in the Institute of the History of Natural Science and Technology, Academy of Sciences of the USSR).

Conquest of Interplanetary Space (Zavoyevaniye mezhplanetnykh prostranstv). Special Publication. Novosibirsk, 1929*

Photographic portraits were supplied by the following persons and /J

organizations: portrait of N. I. Kibal'chich, by the N. E. Zhukovskiy Science-

Memorial Museum; portrait of K. E. Tsiolkovskiy, by B. N. Vorob'yev, portrait of F. A. Tsander, by A. F. Tsander, portrait of Yu. V. Kondratyuk, by 0. N. Gorchakova.

The works were selected and the collection compiled by Academician.A. A.. Blagonravov, Academic Secretary of the Commission for Developing the Scientific Legacy of K. E. Tsiolkovskiy, B. N. Vorob'yev, Doctor of Engineering Sciences Professor T. M. Mel'kumov, and Master of Engineering Sciences V. N. Sokol'skiy.

Preparation of the text was done by co-workers of the Institute of the History of Natural Science and Technology, Academy of Sciences of the USSR:

I. V. Balandina, V. K. Kuzakov, M. I. Mosin, I. A. Paruntseva, and N. I. Rogacheva, under the direction of Master of Engineering Sciences S. A. Sokolva.

Substantial aid was rendered in preparing the scientific legacy of F. A. Tsander for publication by the scientist's daughter.

T. M. Mel'kumov

A Concept for an Aeronautical Machine

N. I. Kibal'chich

I am writing this project in imprisonment, a few days before my death. I believe in the realization of my idea, and this faith sustains me in my ter¬rible predicament. Should my idea, after careful examination by scientific experts, be recognized as feasible, then I would be happy that I have rendered a service to my country and to mankind; I would then meet death peacefully, knowing that my idea will not perish with me, but will exist among mankind for whom I was ready to sacrifice my life. Because of this, I implore those scientists, who will examine my project, to treat it as seriously and conscien¬tiously as possible, and to give me an answer, concerning it, as soon as possible.

First of all, I am compelled to note that while being free I did not have enough time to work out my project in detail and to demonstrate its feasibility by mathematical calculations. At the present time, of course, I do not have the opportunity to obtain the necessary materials for this. Therefore, this problem, the support of my project by mathematical calculations, must be solved by the experts into whose hands my project falls.

Besides that, I am not familiar with the mass of similar projects that have appeared lately, i.e., it would be more correct to say that I am approx¬imately aware of the concepts behind these projects, but I do not know the forms, in which, the inventors intend to carry out their ideas. But, as far as I know, none has yet presented my idea.

In my thoughts on the aeronautical machine, I first of all considered the question: what power should be used, in order to set this machine in motion?

Reasoning ’a priori', one can say, that steam power is useless here. I cannot remember exactly what percent of the heat energy transmitted to steam by heat¬ing is utilized as work, but I do know that this percentage is quite small. In addition to that, the steam engine is cumbersome and requires a great deal of . coal to make it work. I think, therefore, that whatever equipment may be /16

attached to the steam engine, such as wings, airscrews, etc., the steam engine would not be able to lift itself into the air.

In electric motors, a much greater part of the imparted energy is utilized as work, but for a large electric motor, a steam engine is still required. Let us assume that both the steam engine and the electric motor can be constructed on the ground and that galvanic current can be transmitted by wires, similar to telegraph wires, to the flying machine which, sliding so to speak with a special metal part on the wires, will obtain the power capable of setting the wings or other similar devices of the apparatus, in motion. I will not try to prove that such construction of a flying apparatus is possible, but even if it were possible, it would, in any case, be inconvenient, expensive and would not have any significant advantageous over rail transportation. 

Many inventors base the movement of the aeronautical apparatus on the muscle power of man, as is the case, for example, with Dr. Arendt. Using a bird as a model in designing their conceptual machines, they think that it is possible to construct devices which, when set in motion by the power of the flier himself, would permit him to rise and fly through the air. I think that even if it were possible to construct a flying device of this type, it would only serve as a toy and could not have any serious significance.

What power, then, is applicable to aeronautics? In my opinion such power is found in slowly burning explosives.

Actually, in the combustion of explosives, sooner or later a large quantity of gases is formed, which possess great energy at the moment of their formation. I do not remember exactly what amount of work in kilogram-meters, is produced by one pound of gunpowder when ignited, but, unless I am mistaken, one pound of gunpowder detonated underground, can eject block of dirt weighing 40 poods (obsolete; 1 pood = 36 lbs). In short, no other substance in nature possesses the ability to develop as much energy as explosives in as short a time.

But how can the energy of the gases formed on ignition of explosives be used to do some sort of work of long duration? This is only possible with the stipulation that if the enormous energy formed on combustion of explosives not form at once, but during a more or less protracted period of time.

If we take a pound of granulated gunpowder, which bursts into flames im¬mediately on ignition, compress it under high pressure into cylindrical form ^ and then light one end of this cylinder, we will find that flames do not encompass the cylinder at once, but will spread rather slowly from one end to the other with a definite speed. The speed of propagation of combustion in the pressed gunpowder has been determined by numerous experiments and turns out to be 4 lines per second (tenths of an inch per second — note 1, Commentary).

This property of pressed gunpowder is basically the working principle of military rockets. The essence of this principle consists in the following.

Into a tin cylinder, closed at one main end and opened at the other, a cylinder of pressed gunpowder is tightly compacted, with a hole along its axis in the form of an open channel; the combustion of the pressed gunpowder begins from the surface of this channel and spreads, during a definite period of time, to the outside surface of the pressed gunpowder; the gases formed on combustion of gunpowder produce pressure in all directions, but the lateral pressures of the gases are mutually compensating, while the pressure on the bottom of the tin shell holding the gunpowder, failing to be offset by counter pressure (because the gases have a free exit in this direction), pushes the rocket forward in the direction in which it is initially mounted on the stand prior to ignition. The flight trajectory of the rocket comprises a parabola similar to the trajectory of bullets fired from weapons.

Let us imagine now that we have a cylinder, made from sheet iron and having known dimensions, hermetically sealed on all sides, with only a certain size opening at the bottom. Let us place along the axis a piece of pressed gunpowder

in a cylindrical form, and light it from one of its bases. On combustion, gases

will be formed, which will exert pressure on the whole inner surface of the metal cylinder, but the pressures on the side surface of the cylinder will be mutually compensated, and only the gas pressure on the sealed bottom of the cylinder will not be equalized by counter pressure, since from the opposite side the gases have a free exit through the opening in the bottom. If the cylinder is placed with the sealed bottom on the top, then with a certain gas pressure, whose amount depends, on the one hand, on the inner holding capacity of the cylinder, and on the other hand, on the thickness of the piece of pressed gunpowder, the cylinder must rise.

I do not have data near at hand that would permit me to determine, at least approximately, what amount of pressed gunpowder must burn up in one unit of time in order that, with a cylinder of known dimensions and known weight volume, the gases formed on combustion of the gunpowder, could exert sufficient pressure on the bottom to equalize the force of gravity on the cylinder. But I think 718 in practice this problem is quite solvable, i.e., with given dimensions and weight of the cylinder, it is possible, using cylindrical pieces of pressed gunpowder of known thickness, to achieve the level at which the gas pressure on the bottom would balance out the weight of the cylinder. Rockets serve as actual proof of this. At the present time, rockets are being produced which can lift up to 5 poods (180 lbs.) of explosive shells. It is true that the rocket example does not exactly fit here, because the rockets are distinguished by such enormous speed of flight, which is unthinkable in the case of an aeronauti¬cal machine, but this speed is produced because of the substantial quantity of pressed gunpowder that is put into the rocket and its large surface of combus¬tion. If a much slower speed of ascent is required, then the quantity of gun¬powder that bums out in one unit of time must also be much smaller.

Thus, we have a diagrammatic description of my device (fig. l). In the cylinder A, which has an opening C in the bottom, the gunpowder candle K (as I call the small cylinders of pressed gunpowder) is installed along the axis near the top. The cylinder A, with the help of the stands N, is attached to the middle part of the platform P, on which the flier must stand. For lighting the gunpowder candle and for replacing it with a new candle when it burns out (dur¬ing this, of course, there should not be an interruption in combustion), new automatic mechanisms should be devised. Hence, for installation of the gun¬powder candles, as soon as they bum out, the most applicable automatic device would be a device actuated by a clock mechanism, owing to the even, predictable combustion of the gunpowder candles.

But I will not deal with these devices here, because all this can be easily solved by present day technology.

I do not know exactly whether it is necessary for maintaining the condi¬tions of slowness and eveness of combustion to enclose the pressed gunpowder in a tightly fitting shell. But even if this enclosure into a shell were necessary, it would, not in any way prevent the use of pressed gunpowder in the construction of the apparatus.

Figure 1

Let us imagine now that the candle K has been lit. After a very short period of time, the cylinder A is filled with hot gases, part of which press LSL upon the top of the cylinder, and if this pressure surpasses the weight of the cylinder, platform and aeronaut, the device must rise.

We note, by the way, that it is not only the force of the gunpowder gas pressure that contributes to the device's ascent; the hot gases filling the cylinder A have a lower specific gravity than that of the air displaced by them; therefore, on the basis of the aerostatic law, the device must become lighter by the difference between the weight of the air filling the cylinder A and the weight of the gunpowder gases in it (note 2, Commentary). Therefore, here again we encounter the circumstance which is favorable to the ascent of aerostats, through the pressure of the gases, the device can rise very high, provided the amount of gas pressure on the top is greater than the weight of the device at the time of ascent. If one wishes to stop at a certain height in a motionless state, then it will be necessary to install gunpowder candles that are less thick, so that the pressure of the gases formed will be just equal to the weight of the device.

In this way, the aeronautical device can be placed in the same relation to the air medium as a ship standing motionless in relation to water. How can we now move our apparatus in a desired direction? For this, two methods are suggested.

It is possible to employ a second, similar cylinder, but oriented horizon¬tally and with the opening in the bottom pointed to the side rather than down¬ward. If a similar device with gunpowder candles is installed into such a cylinder and the candle lit, the gases hitting the bottom of the cylinder would make the device fly in the direction in which the base is pointed. In order for a horizontal cylinder to be installed in any direction, it must be movable in the horizontal plane. To ascertain direction, a compass may be used in the same way that it is used in navigation on water.

*

But it seems to me, that we can limit ourselves to one cylinder, if it is constructed such that it could he inclined in the vertical plane and that it also would he capable of conical rotation. Both the support of the apparatus in the air and moving it in a horizontal direction, are achieved hy inclination of the cylinder. Hence, let us assume that the force due to the gas pressure on the bottom of the cylinder is expressed graphically hy P; we divide this force into its components Q and R. If the force Q is equal to the weight of the device, then it will fly in the horizontal plane, being moved by force R. Therefore, the cylinder must be inclined to such an extent that the flight would take place in the horizontal plane. In order for it to fly in a pre-determined direction, it is necessary to point its axis in this direction By rotating the cylinder in conical fashion.

Figure 2

But with two cylinders we achieve, it seems to me, a more controlled /20 flight and a more stable apparatus. Actually, with two cylinders, the vibra¬tions of the apparatus as a whole tend less to divert it from the desired direction than with one. In addition, with one cylinder it is more difficult to reach the speed attainable with two.

As far as the stability of the apparatus is concerned, it seems to me that it will be sufficient, since the cylinders are located above the heavy parts of the apparatus and due to this, the center of gravity of at least one of them, for example the top one, is located on a vertical line with the center of gravity of the apparatus. However, some kind of motion regulators, such as wings, etc., i.e. can be devised for stability.

For the apparatus* descent to earth it is necessary to gradually install gunpowder candles of lesser diameters, whereupon the apparatus will gradually descend.

In conclusion, I wish to note that pressed gunpowder is not the only medium which need be used for this purpose. There are many slow-burning explo¬sives in existence, in whose composition even potassium nitrate, sulfur, and coal can be found, just as in gunpowder, but in other proportions or with the admixture of other substances. Perhaps one of these compositions will turn out to be even more convenient than pressed gunpowder.

Only through experimentation will it be possible to find out whether or not my idea is valid. Also from experiment, it should be possible to determine

a

the necessary relationships between the size of the cylinder, the thickness of the gunpowder candles, and the weight of the apparatus to be raised aloft.

Initial experiments can be easily performed with fairly small cylinders, even indoors.

23 March 1881

COMMENTARY

This article was written by N. I. Kibal'chich in prison, a few days before his execution. It is noted in the minutes of the trial of the March First revolutionaries that the defense attorney for Kibal'chich, V. N. Gerard, on first meeting his defendant, was struck by the fact that the latter "was totally preoccupied with another matter, in no way pertaining to the present trial. He was immersed in research that he was conducting on some kind of fly¬ing machine; he was eager to be given the opportunity to write down his mathe¬matical inquiries relating to this invention. He wrote them down and presented them to the authorities" (Kibal'chich, ref. 4).

However, the hopes of Kibal'chich that his concept would be properly evalu¬ated by scientific experts did not materialize. The following notation was made in an ancillary note to this concept: "Attach to the Affair of 1 March.

To submit this for the consideration of scientists would scarcely be propitious at this time and could elicit only inappropriate interpretations" (Kibal'chich, ref. 5, sheet 235).

Not receiving any reply, Kibal'chich once again appealed to the Minister of Internal Affairs with a request that he be given the opportunity to hear the opinion of scientists or at least to obtain an opinion in letter form from experts as to his invention (Kibal'chich, ref. 5, sheet 280a), but again his request was not carried out.

After the death of Kibal'chich, his concept was sent to the archives of the police department. News concerning it found its way into print, but in greatly distorted form.

Only after the February Revolution of 1917 was the concept taken from the archivesand published with annotations by N. A. Rynin in the journal Byloye (Former Times) (Kibal'chich, ref. l). In the present collection the text is published in the original, which is now preserved in the Central State Archive of the October Revolution in Moscow (Kibal'chich, ref. 4> sheets 1-5; autograph without signature).

Note 1, page 10. One line = 2.54 mm.

TO WHOMSOEVER WILL READ IN ORDER TO BUILD

Yu. V. Kondratyuk

Above all, do not be frightened by the theme of this paper nor distracted from the realization, difficult as it might be to comprehend, that from the theoretical viewpoint rocket flight into outer space is nothing astonishing or improbable.

I will have frequent occasion to use phrases which are quite inadmissible in scientific writing, such as: "not too large," "sufficiently," etc., without indicating anything exactly. This is because I do not have on hand the materials for drawing the line between "sufficient" and "insufficient," in fact a good part of the materials needed for the construction of a rocket still have not been assembled.

On less frequent occasion, this is dictated simply by a disinclination to carry out the computations, which anyone can perform.

Allow me to say a word about terminology; in many instances, I have made up my own, in many others I have probably adulterated existing terminology, so that if such happens to be the case it should not be puzzled over, but probed for substance of meaning.

The realization of this undertaking will require tests, tests, and more tests on an ever-increasing scale. A gradual approach must be exercised particularly in flights with people. In such a new area, it is impossible to foresee everything, and in interplanetary space help is to be expected from nowhere.

General Theory

The first stipulation for flights from earth and back is that they do not risk the lives of the passengers.

The second stipulation is that they be maneuverable.

The first stipulation requires, first, that the mechanical accelerations imparted to a vehicle carrying passengers should not exceed a definite thresh¬old, above which this acceleration could be harmful or fatal to humans; /502 second, that a vehicle with passengers on board must be hermetically sealed to prevent the escape of air, this air must be maintained fresh, and the tempera-ture of the vehicle must be kept normal. All of the latter conditions are easily met, but the first requires some discussion; in order for the vehicle to be able to overcome the earth's gravitational pull, it must acquire a tremendous velocity (about 11 kilometers per second) (note 1, Commentary). In order to gain such a velocity without mortal consequences, acceleration must be imparted over a rather long period of time (in hours) and over a very long distance (hundreds) of kilometers). Any sort of cannon, in the conventional sense of the word, besides the fact that it cannot communicate the necessary velocity to the vehicle with today's materials, is totally unsuitable for the additional reason that a man seated in the projectile would be mashed to a pulp at the bottom of the vehicle.

It is conceivable, of course, to construct an electric "cannon" several hundred kilometers in length, which would comfortably supply a velocity of 11 km/sec, but such an item would be very costly and would not solve the problem of the return trip to earth or of maneuverability.

Consequently, the cannon must be abandoned; this leaves the sling princi¬ple and reactive device. The sling is unsuited to the purpose at hand for the same reasons. It requires tremendously bulky equipment (so that the man will not be crushed) and does not solve the return-trip problem. The reactive device is left.

The second stipulation, maneuverability, eventually leads to the reactive device, since in the celestial void there is no point of support other than that which is taken with oneself.

The problem, then, is the following: Is it possible in general theoreti¬

cally for a reactive device to develop a velocity of 11 km/sec and to recover it for the return trip, and does this require dimensions that are impracticable or very difficult to realize. We will consider the rocket as a reactive device, since any other type than comes into my mind is either unrealizable due to the enormous dimensions required, or the problem of realizing it calls for prior investigations which, at the moment, I am unprepared to carry out.

A Theoretical Formula for the Weight of

the Rocket

Let us suppose that we have a substance (which we will henceforth call the "active" substance) or a composition which can perform p ergs of work per gram and that we can utilize all of this work to expel this (the usable amount) substance from the remaining body of the rocket.

Let the mass of the entire body of our rocket be equal to m grams, and let/503 us burn up (henceforth we will use this expression instead of "using energy," because this is in fact what happens) an infinitesimal quantity h grams of the active agent, using up the developed energy ph to expel the quantity h (which is precisely the substance that we have burned up) from the remaining body of the rocket. As the two bodies are pushed apart the energy (kinetic energy) relative to their common center of gravity is distributed between them in inverse proportion to their masses, hence the remaining body of the rocket (whose mass is m — h) acquires as its portion

L ^ h*»p

er9* 

We translate this work into velocity (continuing to regard the mass of the rocket as m, since the loss h is insignificant).

r-V^-kY® “"/sec-

We see from the resultant expression ^ -^2p that, other than the properties

of the active agent (p), the imparted acceleration depends only on its relative proportion, h/m, or, what amounts to the same thing, on the ratio of the total mass (m) to the passive part (m-h):

= 1 +-( since h = -).

m — h m \ 00/

Consequently, every time that we burn up an amount of active agent in this proportion, the indicated acceleration will be obtained, and whatever the ratio

of the required velocity V to the derived velocity S V^P> this is the amount of

active agent that must be burned up in proportion to the ratio of the total mass

to the passive part: 1 +—; i.e., to develop a velocity V it is necessary to

burn an amount in the given ratio

h

Therefore, the ratio of the starting mass of the rocket to that which re-

relying on the fact that h = 1/“ .

V-m 1y v_

m.hYH= (1 + Jl)hyW =

Consequently, denoting the mass of the entire rocket by M, the mass of Im. the passive load by m, we have the formula

v 

We conclude from the resultant formula that it is always possible to im¬part any velocity V to a given mass m, even if only a mildly active substance is involved (p), and its activity only affects the size of the rocket M, which of course increases very rapidly with decreasing p and could very quickly overstep the bounds of practicality.

Derivation of a Formula in Application to

the Potential Energy of the Earth's Gravitation

The potential energy of the earth's gravitation is equal to rj, where r is the radius of the earth, j is the gravitational acceleration for any point outside the earth's surface. We transform rj to velocity:

V2 2 .

rj ergs = — cm/sec (note 2, Com.); V = -y/2rj" cm/sec (note 3).

We substitute into the general equation

/jrj

M = me^tr> = me

This is the formula for flight away from the earth; in order for this velocity to be recovered for the return trip, it is necessary to have twice the same mass. We obtain

A partial calculation, assuming p = 10/3 kcal/g (approximately the calor¬ific value of + 0), yields

The ratio 55 (even though it is a theoretical minimum and should perhaps in practice be set equal to 100, 200, 500, or 1000) is not an unreasonable figure; the rocket is entirely practicable.'!.'

(All of the symbols that I use are expressed in absolute units, and my calculations are in the same units.)

The Complication Introduced by /505

the Limited Endurance of Man and Vehicle

In deriving the above formulas, we did not include in our calculations the period in which acceleration would be imparted. These formulas are exactly applicable only for the case when the acceleration is imparted instantaneously, because as long as we are imparting acceleration to the vehicle away from earth, the earth's gravitational field imparts an acceleration toward the earth, and the longer the period of time in which we impart acceleration to our vehicle the greater will be the acceleration that can be imparted to it in the opposite direction by the earth's gravitation, and this acceleration must then be compensated by the active agent. (This argument becomes clear from the following: If we impart to the vehicle away from the earth an acceleration

equal to the earth's gravitational acceleration, our vehicle would not go any¬where, but would hover in the air.) Consequently, from this point of view, the greater the acceleration that is imparted to the vehicle, acceleration per unit time until the required velocity is attained, the better. But, first of all, man cannot withstand an acceleration (imparted mechanically) greater than some definite maximum (the way to raise this level is discussed below). Furthermore, the vehicle must be made stronger in proportion to the amount of acceleration, i.e., the passive load must be increased. Therefore, we will not impart to the vehicle an acceleration greater than some given value q. We will call the ratio q/j (where j is the earth's gravitational acceleration) k. It is expected that k will be of the order 5 or 10.

First Method of Flight and its Formula

The first method of flight consists in imparting to the vehicle an accel¬eration directly away from the earth in a radial direction (or, if not radially, in one fixed direction), and for the return flight imparting the same accelera¬tion in the reverse radial direction, toward the center of the earth. Let the ratio of the imparted acceleration to the gravitational acceleration be k. Although k will increase on ascending away from the earth due to diminution of the earth's gravitation, I will assume for the present calculation that it is constant (or that it does not vary too appreciably, especially when it is large (5-10) at the start), in order to avoid complicating the calculations unnecessarily. Thus, of the total acceleration imparted to the vehicle kj, l*j will be used in overcoming the earth's gravitation, the remaining (K-l)j com¬prising the effective part, i.e., the activity of the substance in the sense

The second method of flight consists in imparting to the vehicle an actual acceleration in a direction perpendicular (roughly) to the radius vector and returning along a tangential direction with the reverse acceleration, again perpendicular to the radius (fig. l).

X

From the velocity parallelogram we find the actual acceleration, if to our vehicle we impart an acceleration such that when added to the gravitational acceleration it will give the actual acceleration perpendicular to the radius:

„ x = Vky -/* = / V# — 1.

With the communication of such an acceleration,the activity of the substance is

k

lessened by a factor of ■. and this only at the very beginning. As

yjT7

velocity and centrifugal force are developed, this ratio will approach unity.

When the vehicle attains the velocity at which the centrifugal force be¬comes greater than j, the vehicle will have a tendency to move about the earth in an ellipse. By imparting velocity to it in those parts of its flight path where it is most perpendicular to the radius, near the ends of the major axis, we will obtain an activity coefficient, near unity. The return trip is by the same means. Inasmuch as I am not able to perform all of the computations, I

will use in the formula the ratio k/ yk — 1 , which is worse than any efficien cy factor but which is still very good, incomparably better than k/k -1; even

for small k the coefficient k/ y k^ — 1 is very near unity. 

Here is an approximate drawing of the vehicle's path (fig. 2).

Figure 2

Thus, the second means is far more complex in the sense of control, but it requires considerably less active agent’ (if k is not particularly large, say 20).

Note: Subject to the influence of the force of gravity (which is appreciable), it will always be true in general that the more judiciously we utilize the active agent, the more perpendicular to the direction of gravity we will impart acceleration (but here, of course, it must be remembered that the more judicious acceleration is imparted parallel to the already existing velocity). The second means of flight is the application of this principle (note 4> Commentary).

On Techniques for Increasing /508

the Endurance of the Human Body with Respect to

Appreciable Mechanical Accelerations^

As we have seen, the limited endurance of man with respect to accelera¬tions, especially in the first flight method, is a very detrimental factor in the rocket weight formula. We will now describe in general terms the reasons for nonendurability and how they might be coped with in some measure.

The reasons for lack of endurance are the limited strength of the body, the presence of fluid elements, and differences in the absolute density of the constituent parts of the organism. As we know, if a man falls from a great height his members will be broken, i.e., his body will not withstand the accel¬eration imparted to it by the ground surface. Then, of course, if a man spends a long period of time in a situation that is unfamiliar to him, for instance upside-down, or, better yet, spinning rapidly about some point, his blood, due to the acceleration of gravity in the former instance (centripetal acceleration) and centrifugal acceleration in the latter, will rush to certain parts of his body and drain from others. In magnified form, this effect terminates in rupture of the vessels in those portions of the body filled with blood.

The injurious effect of the third factor, differences in density of the constituent parts of the body, in normal living is not pronounced, but can be manifested upon acquiring appreciable acceleration. In the chest, where this difference is the greatest, a heavy organ — the heart — and the organic part of the lungs together with the blood contained in them are found side by side and in disordered fashion with air contained in the lung sacs. Excessively large acceleration can result in blood discharge in the lungs, collapsing of the lungs, and subsidence of the heart in the lungs.

This is how the harmful consequences of mechanical acceleration can be overcome (provided it is not excessively high, say 1000 m/sec^ (note 5)), with¬out sacrificing the latter: The man, completely nude, lies on his badk in a

form specially contoured to provide a snug overall fit to his figure. This form comes up to a little more than half the thickness of his body, as indicated by the heavy line in the figure (fig. 3).

By "mechanical" I mean acceleration that is imparted mechanically, i.e., by exerting pressure, for example. This is the only acceleration that can be detected, while acceleration imparted by gravity cannot be detected by any means on the body itself. 

The direction of acceleration is indicated by the arrow. In this position, the pressure will be distributed uniformly over the entire backside of the body, and all of the harmful effects, except for the process in the chest, will be greatly mitigated. If the acceleration is not so large as to call for such

measures but is still considerably larger than the acceleration of earth's /509 gravitation, it is recommended that the man lie on something, mainly being care¬ful that the body does not extend anywhere too far in the direction of acceler¬ation, so as not to obtain rushing of the blood in some places and draining in others; either is proportional to the height of the blood column, i.e., the extent of the body in the direction of acceleration. It is also possible that reliance on a contoured form would not be at all suitable, if below the accel¬eration for which this would be required any undesirable effects occur in the lungs (of course, this would not be affected by the form). Experiments relating to all of this are not difficult to set up with a man on a large centrifugal device employing centrifugal force.

Concerning Other Possible Reactive Devices

1. A mechanical reactive device consists of a wire coil whose center is connected to the passenger chamber. If we impart to the coil a sudden rotation (opposite to the sense in which the wire was coiled) and then release the end of the wire, it will fly along a tangent to the circle in one direction, while the coil with chamber will fly in the other direction (fig. 4).

This kind of device is unsuitable for flights from the earth, because a wire coil made of even the best steel cannot possibly withstand rotation at a velocity (absolute, irrespective of the radius) greater than about 300 m/sec; above this the coil cannot withstand the centrifugal force and will break.

2. Reaction from Material Emission. — Cathode rays represent particles with mass, which are charged and travel at velocities of 200000 km/sec. Consequently, they yield a corresponding reaction, or recoil, and could be utilized, provided the necessary intensity were attained. Their drawback is the tremendous amount of energy required, and their velocity is greater than need be; the larger the velocity, the greater the amount of energy that we must expend to obtain the same reaction, and they are accompanied by a high electric charge of high potential that serves no purpose. It is possible, however, that any dissipation of energy could probably be eliminated by passing these rays

through an anode layer, wherein they could lose their surplus velocity and charge, and we could again utilize the heating of the anode. Even though right now a reactive device based on material emission seems very difficult and un¬likely to me, it is nevertheless worth thinking about and working on; in the event that it succeeds, it promises to give as collossal a velocity as could be given to even the most gigantic rocket. It would perhaps be possible to test the theory of relativity. The energy for such an apparatus can only be taken from the rays of the sun, either our own or another (see the discussion of reflectors and solar energy) (note 6).

General Form of the Vehicle

The vehicle consists of a chamber to house the passengers, instruments, and, in compact form, the control mechanisms; tanks for the active agent; and tubes in which combustion and expansion of the active agent and its gases take place (as they expand, these gases press on the tube, imparting acceleration to the vehicle, while they themselves escape from the latter in the opposite direction). The tanks for the active substance must be several rather than just one, because one tank would weigh considerably even at the end of the flight when almost all of the active agent is spent, constituting a totally unneces¬sary mass, which might weigh down the vehicle severalfold and require a large quantity of active agent and could even render the whole undertaking unfeasible. For this reason, there must be several tanks of various dimensions. The sub¬stance is first used up from the large tanks, after which they are simply rejected, and the agent from the next tank begins to be used. The dimensions of the tanks should be calculated so that the weight of the spent tank (one empty tank) will amount to the same portion of the entire remaining rocket for all tanks (note 7). This portion needs to be worked out, first with acknowledge¬ment for the requirement that this portion be as small as possible, second, for the fact that the number of tanks should not be too large, so as not to com- /gll plicate the construction of the vehicle excessively. Figure 5 gives a schematic representation of what I consider to be a suitable form for the vehicle; the chamber is approximately spherical, the tanks are in the form of conical layers (approximately congruent). They are made in the form of layers so that they will extend less in the direction of acceleration and so that large pressure will not be produced in them (high fluid column). It is not a good idea to make the cone too broad nor too long; in both cases the strength of the tanks should be increased with allowance for acceleration, and in the first case with allowance for pressure (the active agent consists of liquid gases, oxygen and carbon).

In order for it to be possible to make the bottom of the tanks flatter, without making them heavier, it might be more appropriate to run tie rods to them from the point of application of force a (gas pressure on the tube), to which all of the tanks are then connected by the rods and in which the tube is secured.

If for some reason liquid oxygen and hydrogen cannot be held together in the mixture, it will be necessary to provide each tank with two compartments . (note 8), one above the other. In correspondence with the several tanks, the12 tube should also be altered with the rejection of old tanks, either by

Figure 5. Schematic Section of the Vehicle

discarding the projecting member of the tube and shifting the combustion region or replacing the whole thing with a new one; the best approach will be deter¬mined by experiments. The chamber, of course, is airtight, well heated, with equipment for freshening the air.

It must be found out experimentally whether man can breathe an oxygen- hydrogen atmosphere; if so, things are greatly simplified.

Theory of the Tanks

Relative to expansibility <(of the contents^. — Let us assume the tanks contain an ideal gas. We will consider the ratio (advantage) of the weight of the tank to the weight of the amount of gas that it can just hold (the thickness of the walls are used nowhere in the calculation, only their strength (in shear).

Simple computations show that the advantage of such tanks does not depend at all on their dimensions, and for the same gas at the same temperature it never depends on the expansibility; that the most advantageous tanks are a hollow sphere and a long (infinite) cylinder (tube), the cylinder turning out to have a slightly higher advantage than the sphere ( IT for the cylinder, 3 for the sphere) (note 9).

Relative to acceleration. — We will now investigate a tank filled with a ponderable liquid, to which some ("mechanical") acceleration is imparted. The force producing the acceleration is applied to the tank.

Simple computations show that for such tanks the advantage is inversely proportional to the lengthwise dimensions (larger tanks are less advantageous); that the advantage is always inversely proportional to the magnitude of the acceleration; that the advantage is inversely proportional to the cube root of the absolute density of the liquid <for the same given amount}; that for a cylinder whose axis is parallel to the direction of acceleration, if its bot¬tom is not included in the computation, the advantage does not vary with the radius and is inversely proportional to the height; that the most advantageous shape for the tank is one bounded above (assuming downward acceleration) by a plane; that this shape is something like a hemisphere; that the most advan¬tageous shape has only one flat surface, the one bounding it from above; that the advantage of the tank is increased with more uniform application of the force to the bottom of the tank, in which case it becomes more advantageous to make the tank wider and flatter (the same rule applies to an assemblage of interconnected tanks). On the basis of all the above, it becomes fairly evident why I have chosen for my vehicle tanks in the form of conical layers tied by rods to the vertex.

Construction of the Vehicle; Control and Stability /5Y$

In order for us to be able to control the vehicle properly, we must be able to turn it in space in all directions, i.e., to rotate, together with rotation of the vehicle-tube, the direction of the emerging gases, i.e., the direction in which acceleration is transmitted, and we must be able to hold to a given direction at will, so that the vehicle will not go astray in space due to an unavoidable but large irregularity of the load (its center of gravity not being on a line with the applied force), tracing out a spiral or circular path.

A predetermined course can be held by using a biaxial astatic gyroscope (note 10) (see the section entitled "The Biaxial Astatic Gyroscope"), and its direction can be altered by means of a thrust attachment at the end of the tube (fig. 6).

If we work with thrusts, then a short tube attached to the end of the tube by means of Cardan joints, being narrow enough not to interfere with the normal gas glow, deflects the pressure of the stream when rotated slightly, thus imparting to the entire vehicle the rotational moment needed for changing direction. If possible, it may not be necessary to construct this entire acces¬sory, but to create thrusts directly at the end of the tube so that they will tend to turn it slightly in a desired direction. Here we have a lever arm to which all four thrusts will be imparted (fig. 7).

The point of rotation a of the lever should be in the same plane as all four of the pulleys B. Then the action in one direction will not detract altogether from the others. We note that this single lever system for control¬ling turning in all directions can also be used in other situations, for example aeroplanes, where the rudders and elevators are combined in one control device as, for example, a cylindrical surface, with control by means of a single stick.

Control is accomplished in the following manner. The gyroscope (its frame) is housed in a yoke, which is rigidly secured to the body of the rocke This yoke, when we need to hold a given course, is clamped; hence the body of the rocket is rigidly attached to the gyroscope, and it will in general remain stationary. When we need to execute a turn we release the yoke and make the turn freely, since the gyroscope is disengaged; we then clamp the yoke in place again. That’s all there is to it.

The Biaxial Astatic Gyroscope (note 11)

The biaxial system consists of two gyroscopes in a single frame, their axes not parallel (perpendicular). The ordinary uniaxial gyroscope is countered by the rotation of the frame in all directions except that in which it spins itself, so that it does not always provide reliable support. If we build the gyroscope in biaxial form (see above), the total frame for both components of the gyroscope will be protected against rotation in all possible directions; wherever one of the gyroscopes is not countered the other will be completely countered. To make the frame of the biaxial gyroscope with approximately the same stability in all directions, it is necessary to make both gyroscope com- , ponents of’equal resistance (to rotation of their axes). For convenience, we /515 will make both gyroscopes in the form of hollow bodies of rotation and insert one within the other (fig. 8).

I use the term astatic to describe a gyroscope that reacts identically to rotation of its axis in a given direction as in the exact opposite sense, i.e., a gyroscope that is not given to any sort of nutation, precession, etc. The ordinary gyroscope will thus be unsuitable for the vehicle, for although it may rotate the vehicle in one desired direction it may not do the same in the direction perpendicular to that one. In order to build an astatic gyroscope it is necessary to combine two gyroscopes of the same resistance to rotation in a single frame, such that their axes coincide, while the directions of rotation are opposite (fig. 9).

The two gyroscopes so joined will tend to oppose all nutations, etc. with an equal and opposite force and, in this sense, nothing will happen, which is the required result.

The term "biaxial astatic" refers to a biaxial gyroscope, both components of which are astatic. Here is a schematic drawing (fig. 10). 

Frame

a) Schematic section in the plane of both axes; b) schematic section parallel to one axis (outer), perpendicular to the other (inner). 

The frame of our gyroscope is hermetically sealed inside a hollow sphere, which is then inserted in the spring-clamped yoke. The appropriate rotation of all four bodies of the gyroscope does not impose particular difficulties.

It is transmitted mechanically in sequence from the external to the internal /516 system and is driven by some kind of very small (electric) motor. As the weight of the entire rocket decreases due to combustion, the gyroscope can be replaced by smaller ones and the large ones rejected.

The Chamber

The chamber should have a window for observation purposes and an opening, closed off by airtight doors, for the discharge of refuse.

In order to discharge anything, we open the upper door, deposit the waste matter on the lower door, close the upper, then open the lower one; the refuse is ejected and we once again close the lower door (note 12).

For control of the vehicle it is necessary to have communication between the interior of the chamber, i.e., the passenger quarters, and the external part of the rocket. This can be done by passing electrical wiring or pneu- /517 matic lines or simply connecting links through the walls of the chamber. There are no problems in the first two methods, but they are complicated, whereas the last method is simple but must be installed so that air will not excape from the chamber. This is how it is done: The connecting link (in the form of a

tube, for thickness) runs through the wall via an opening of approximately the same size; the link is enclosed in a rubber tube, which fits it hermetically; this tube is twisted and hermetically fitted to the wall of the chamber so as to surround the opening for the connecting link. In this way, it enables the link to be moved in and out in that port of the rubber which is fitted to the opening; some kind of lubricant must be used between it and the link so that the rubber will not be squeezed under small pressure.

Perhaps it will be possible simply to polish and seat the link in the open¬ing such that air leakage will be a factor of safe magnitude; this would be best of all. (We always have oxygen and hydrogen in tanks.) Special plugs will have to be used for the openings of those links that are discarded during flight (which includes the majority of them, since as the tubes and tanks are rejected their appurtenant control links must also go).

If the chamber is so arranged that a full-circle field of view is possible, it will be necessary to furnish it with optical devices permitting vision in a full circle.

The Active Agent and its Combustion

The active agent is a fulminating gas. It is best stored in solid form (note 13) so that the pressure of the gases inside the tanks will be minimized, since too much pressure will load them excessively. For proper combustion the hydrogen and oxygen should be stored separately (each one in such a state, i.e., at such temperature, that the pressure of the saturated gases will be a minimum). So that uniform pressure and uniform issuance of the gases will exist in the tanks, we must supply the tanks with an amount of heat necessary for

vaporization or sublimation. This heat will be delivered by the circulation of the hot hydrogen in the tube via tubes (heaters) running through the tanks (more on this arrangement below).

The gases will emerge from the tanks into pumps, which raise their expansibility to the point where it can exit from the combustion region and heaters into the tube (also more on the construction of the pumps below).

The actual combustion can be produced by three means; either the already hot mixture will ignite, the gases will not be mixed until the instant of ignition, or they will be only partially mixed just prior to this instant. /518 Experience will tell which of the three methods should be used (note 14).

The first method is nice in that complete union of the hydrogen and oxygen is guaranteed, without remnants of the unmixed gases.

A shortcoming of the method is the hazard of an explosion penetrating through the gas to the point where it begins to mix. This situation can per¬haps be avoided by passing the fulminating gas ahead of the actual ignition zone through a layer of mechanical wire gauze (Davy lamp principle) where they would normally be mixed, or through some kind of porous materials, or perhaps by yet another means. If at all realizable, the first method should be used.

If the danger of explosion can only be circumvented by incomplete mixing, i.e., by delivering the oxygen separately to the ignition region but’-, with more or less of a hydrogen admixture, and hydrogen with an admixture of oxygen, then the combustion must be accomplished by this method. Partial mixing can be accomplished by passing the gases through two tubes, one of which is more or less porous or even perforated. But even if with incomplete mixing we are not able to obviate the danger of explosion, the gases must be delivered to the combustion region separately (it is quite certain, however, that safety will be achieved with incomplete mixing). With either partial mixing or no mixing at all, the final mixing will therefore take place freely in the tube itself; experience will reveal just how profitable this will be.

To make it easier for the gases to mix in the tube, they should be in¬jected by branching the oxygen and hydrogen tubes into a large number of very small ones, with the same, square cross section. These tubes are then inter¬mingled so that their ends form a checkerboard pattern (note 15):

Oxygen Hydrogen Oxygen

Hydrogen Oxygen Hydrogen

Oxygen Hydrogen Oxygen

With this method, even though the gases are not mixed at the ignition site, they will still be rather finely stratified. It goes without saying that the heater (oven) must be made of suitable materials so that it will not set fire to the fulminating gas.

Scheme of the Heating System, Pumps, and Regulatox £19

The pumps — or what amount to pumps in their general proportions — and all of their associated lines must be solidly built, especially for large tanks, because from them will be consumed an enormous volume of gas every second. This solidity requirement even makes it desirable to do without them if possible (note 16).

But, again, this is unsuitable, because sufficient pressure is required in the tank to enable the gases to emerge into the tube, where the pressure is never very low. The pumps are of the single-cycle type, one for the hydrogen, one for the oxygen.

From the pumps, part of the gases go for combustion, the other part for heating. Both must be regulated. The heating gas is clearly pumped as a sur¬plus quantity. It Is delivered along the tubes to absorption heaters (where it is heated) contained within the tube, whence it passes along the small tubes into the heating ovens, which are contained in the tanks. From the heating ovens it is simply ejected back into the tank. The heating regulator is located near the injection orifice and consists of a baffle, which moves at right angles to the tube and its opening to make it wider or narrower. This baffle operates on pressure; should the pressure become ever so slightly greater than normal the baffle will close off the opening, and the inadmission of heat, instead of causing vaporization, will lower the temperature and pressure. The same is true in reverse; if the pressure is low, the heating is stepped up, elevating the temperature and pressure. The position of the baffle can be regulated as a function pressure in the tank by constructing its wall like the aneroid barometer. This, in any event, presents no difficulties. I feel only that installing a mixture regulator in the rocket is a good idea, but right now I find that it complicates the vehicle unnecessarily; in the actual tuning, every¬thing should be adjusted and experimentally tested to the extent that extensive regulation will not be necessary. And if everything is in proper balance, misfortune will not result. The residual unused agent is simply vaporized.

The pumps are driven by an engine (internal combustion or, better yet, a turbine, again with appropriate materials), which also operates with the fulminating gas. The accelerator of this engine will also include all necessary

2

combustion-acceleration control.

The exhaust pipe of this engine should open into the tube where the pressure of the gases in the tube is such that the exhaust gases can emerge from the engine.

The Tubes

The most appropriate type of tube is shown (fig. ll) (approximately a parabaloid of revolution, except that the parabolas are not quadratic but one degree higher; in the following discussion, however, we will go over to a simple cylinder for convenience).

Its surface should be as highly polished as possible, in order to minimize drag on the escaping gases. Theory shows that with a proportionate overall decrease or increase in cross sectional area, if the gases are fed in at the same temperature and in the same quantity, only the density of the gases is varied throughout (increasing by the same factor), while all the rest — velocity, temperature, efficiency — remain unchanged.

However, particularly narrow tubes ought not to be used, because the fa20

pumps would become quite overloaded trying to feed the gases at a proportionately increased pressure.

Right now, we are not able to estimate the dimensions of the tube, even approximately. Tests will be needed with tubes, and it will be necessary to develop a theory to describe the flow of gases from one volume to another (has this perhaps already been done in the theory of ideal gases?) (note 17). In¬asmuch as the cross sections of the tubes need to be made roughly proportional to the amount of substance expended, each tank will have to be equipped with its own tube; for large tanks they would have to be very large. If consider¬able length is demanded of the tubes, they could be made from several bends, the small bends of the large tubes could serve then as large bends for the smaller tubes.

Note: In order for the liquid (or solid) gases to occupy the proper state

at all times in the tanks, for it always to be possible to set the vehicle in operation without special accessories, and for the necessary temperature to be maintained in different parts of the vehicle, it is essential that the opera¬tion of the vehicle \i.e., the acceleration^ not be stopped at any time during flight; instead, when this operation is not needed, it should be reduced to a minimum without being shut off altogether. The accelerator of the engine, therefore, should never be completely closed.

Instrument for Orientation

In addition to optical devices (periscopes and telescopes), permitting a full-circle field of view, it will also be necessary to carry along instru¬ments that will indicate certain standard directions for expeditious orienta¬tion, so that we will know in which direction to transmit accleration to the vehicle (which way to turn it). These directions are the axis of the earth and the perpendicular to the earth's eccliptic, and perhaps other directions, depending on how we execute the flight. We can fix these axes in the form of astatic gyroscopes, secured so as to render it fully possible to freely turn in all directions, i.e., more correctly, to remain stationary relative to turning of the vehicle. This could be done, for example, by allowing them to float freely in a fluid. They could be rotated by electric motors.

Acceleration Indicator (Mechanical Type)

The acceleration indicator is simply a tightly stretched spring balance on which a weight is hung. The spring balance will then indicate the weight of this load relative to the vehicle, i.e., the magnitude of the mechanical acceleration of the vehicle (there is no possible way of determining the gravi-tational acceleration inside the vehicle). After looking at this spring bal¬ance, we can then operate the accelerator of the engine accordingly. If to the spring indicator we attach a pencil and place under this pencil a moving paper tape, on the latter we will obtain a curve (actually the area bounded by it) which will serve as an indication of the total mechanical acceleration imparted to the vehicle (i.e., the sum of all imparted accelerations), or, equivalently, a record of the spent and remaining active agent (note 18).

The Complications Introduced by Atmosphere

Above all, the atmosphere will hold back the vehicle during escape and at sufficiently high velocity will heat it (see the section entitled "Temperature of a Moving Gas Relative to a Stationary Body"). In order to preclude either effect, should they become excessive, it might be possible to fit the entire vehicle within a jacket specially adapted for flight in air.

A second problem is that atmospheric pressure raises the pressure and density of the gases at the exit opening (and they cannot be exhausted so easily), which means a reduction in velocity of the emerging gases and a reduc¬tion in the efficiency. To cope with this circumstance it will be obligatory to compress the gases at the exit sufficiently that they will never be affected by atmospheric pressure, i.e., to compress the gases somewhat higher than would otherwise be necessary. To do this, however, without losing efficiency, i.e., without raising the temperature of the gases at the exit, it will be necessary to decrease the area of the exit cross section, in other words, for flight in the atmosphere to fit the exit opening with a constricting nozzle or to a func¬tion in general with a specially designed, narrower tube, which is subse- ^ quently rejected. Since the pressure in the beginning of the tube is corre-spondingly increased, this means that the pumps must be built to transport larger quantities of gas, to work harder in other words. In this case, the pumps must be reinforced by special bracings, which are subsequently discarded.

Eureka* But then, during flight in the atmosphere the pressure must also be raised inside the tanks so that they will not be crushed by the atmosphere.

This is accomplished automatically, since the heating regulator is regulated according to the difference between the inside and outside pressures; it must be constructed so that the velocity of the vehicle will not affect the air pressure on the regulator. On returning to earth, the same must be repeated.

Just from what has bec^ said so far (concerning atmospheric resistance, heating, complication of the tube), it is apparent that the sooner the escape from the atmosphere, the better. The main factor here is the first few tens of kilometers of the atmospheric thickness, since beyond this limit its density becomes negligible. Therefore, even the second method of flight must begin approximately as the first, almost perpendicular to the earth’s surface, with the acceleration directed along a tangential course from the moment of takeoff.

Utilization of the Atmosphere

Over and above the harmful complications occurring in departure, namely heating of the tube, there are useful effects on the return trip, particularly in the second method of flight and in the third method of return (which will be discussed presently), namely the resistance of the atmosphere, which is helpful in this case. For the first method it plays a minor role, while for the others it may play a very large role.

. Suppose that we return by the second method. We will begin describing a circle around the earth, not outside the atmosphere as had to be done in departure and as might be done on the return trip, but inside it. Then the atmosphere can be used to absorb the velocity of the vehicle, so that we do not have to expend active substance for this purpose (except, of course, that which is used to bring the vehicle into its circular path). The applicable formula, then, is the following:

and the economy of active agent is substantial indeed.

The third method of return to earth consists in approaching earth tangen¬tially without consuming any of the active agent but utilizing the atmosphere to reduce the velocity and overcome the excess centrifugal force which would otherwise hurl the vehicle back from earth into empty space. The remainder of the operation is executed as in the second method.

The formula for the third method is now

The radical with no longer any coefficient is the square of the material economy. 

As we will see presently, both the second (in the atmosphere) and third method of return yield very large fuel economy, i.e., we can accomplish the same flight with incomparably less expenditure of material, or with the same expenditure we can realize much longer flights (see the section entitled "Flights Inside and Outside the Solar System").

Both of these methods, however, are far from simple to realize. We will show why later (note 20).

Temperature of a Moving Gas

Relative to a Stationary Body

The temperature of the gas is a function of the (mean) velocity of its molecules relative to the body we use for measurement. Consequently, if the body used to measure the temperature is moving relative to the gas it will exhibit a higher temperature than if it were at rest (relatively). It is said, for example, that meteors burn up from the "friction" of the air. They burn up because the mean velocity of the air molecules (due to the tremendous velocity of the meteor relative to earth) relative to the meteor is enormous, hence the air temperature relative to the meteor is enormous.

For this reason, it becomes hot and bums up. When the issue concerns the motion of a gas relative to a polished surface, then, since smoothness prevents us from being able to determine the motion parallel to a surface, and since the (ideally) polished surface does not resist the motion of a gas parallel to it, it must be supposed that the more highly polished the surface the more its temperature relative to the moving gas will become a function solely of the velocity component of the gas normal to the surface. In other words, if a polished surface moves at an angle through the atmosphere with respect to the direction of motion, then the smaller the angle of attack the less this surface will be heated in flight (fig. 12). '

All this, of course, needs to be investigated experimentally from the quantitative aspect (note 21).

Heating associated with rapid motion through the air is the first compli¬cation in the second means of descent with the help of the atmosphere, as well as the third method. The second complication of these methods is the bisk attending even the slightest error in control. 

Form of the Vehicle for Atmospheric-Assisted Descent

and Control During Such Descent

For the reasons enumerated above, the vehicle (that part of it which re¬mains at the time descent commences) must be placed in a sheath, which (if it proves feasible not to burn up like a meteor) should preferably resemble a very elongated projectile, rather than an aircraft. All of its forward-facing sur¬face angles should be small with respect to the direction of motion. This is not required for surfaces facing backwards, because a void is formed at the rear; however, this sheath (or, perhaps, not a sheath but the vehicle itself will be constructed in this form) will have to be constructed so that there will not be the slightest propensity for it to fly through the air other than nose first. Here is my conception of the vehicle cross section in highly simplified form (fig. 13). If the vehicle itself is built in this form (which would be better), the chamber and remnant active agent will occupy the entire volume.

Almost all of the velocity loss must be completed in the very upper layers of the atmosphere, where its density is insignificant, the resistance then being correspondingly less, and where the hydrogen content will be less likely to heat the surface of the vehicle (in the theoretical analysis of the feasibil¬ity of not burning up in the atmosphere, the hydrogen composition of the upper layers must be taken into account) (note 22), since the hydrogen molecule is extremely light and the same velocity with respect to it will produce a cor¬respondingly lower temperature. As long as possible, i.e., until.almost all of the velocity has been absorbed, control should be maintained such* that the vehicle is kept in the upper layers of the atmosphere, desisting from descent into the denser regions until the velocity has been reduced. Using the third method of descent, the angle of attack must first be negative in order for /$2

the centrifugal force not to hurl the vehicle away from the earth. The control must be very precise.

The slightest error in the angle of attack and the vehicle will plunge into the dense layers of the atmosphere, where neither will the vehicle be able to withstand the drag force nor the passengers be able to tolerate the deceleration, or it will simply hurtle into earth. Or it might fly upward from the atmosphere into empty space and then fall to earth at such an angle that it will be

impossible to forestall catastrophe; after all, for velocities reckoned in tens of kilometers per second, the atmospheric layer is not so thick that maneuvers can be performed in it. Finally, even with an insignificant increase in the angle of attack, the vehicle will fail at once to withstand the increased drag. For descent by the second method, it is recommended that from the very begin¬ning the angle of attack be chosen such that it will be safely larger than necessary, but without forgetting that a large angle of attack means greater heating. If we approach the highest layers exactly tangentially, such an angle of attack will not cause the vehicle to descend much below the "surface" of the atmosphere until its velocity is safely reduced.

Control is executed by means of an elevator control device. The vehicle must be constructed so that other control foils or fins will not be needed; it should be self-stabilizing. Furthermore, the vehicle itself will contain a bulwark of stability, the gyroscope. But the latter will not be able to cope with turns that are excessively abrupt. The gyroscope must therefore be clamped at all times during descent; at no time should it be disengaged. The elevator, of course, must be constructed so that the largest rotations of which it will be capable are small.

In readying the vehicle for the atmospheric-assisted return trip, it should be contrived in some way, so as not to allow the vehicle to incandesce exces¬sively, to cool it, making it in the form of several, sequentially ejectable casings, or to change only the penetrating portions of the nose section as they wear out, to make the surface of the vehicle of the most highly polished, yet high-melting material (quartz), or to make only the nose section of such material, and even to make of such material something akin to the forward buttresses used in bridges. In general, it seems to me, this problem is rather difficult. And experiments must be carried out in large numbers on the problem, gradually approaching velocities of 22 (for the second method) and 35 (for the third method) kilometers per second (note 23). If it is possible to eliminate burnup only at velocities which are smaller but all the same rather appreciable (say, 10 kilometers per second), then a hybrid method of descent might be used; some of the velocity is lost outside the atmosphere, and only the remaining part is liquidated by means of the atmosphere.

The Best Thermal Nonconductor; Heaters

As is known, the currently best known nonconductors of heat are empty layers between two very highly reflective polished surfaces. Heat conduction cannot take place through such a layer, and the transmission of thermal radia¬tion is weak due to the inability of the surface bounding the vacuum layer to radiate and absorb radiant heat. The thickness of the empty layer in this case, obviously, does not play any role, since we are concerned here with radiation. This means that the very existence of the empty layer between two polished surfaces presents a substantial obstruction for the transmission of radiant heat. If, however, we insert into this empty layer between two surfaces, parallel to it, a certain number of thin polished plates, we obtain as a result several, rather than one, such empty layers. Consequently, we can acquire in a small thickness a layer that represents a tremendous obstruction to heat. The use of such an arrangement on my vehicle is all the more suitable in that it can

prove to be exceedingly light (the plates can be made as thin as we like, as long as they do not become transparent), and the void between is extremely easy to construct, because its size amounts to next to nothing.

Thermal nonconductors are needed throughout my rocket: to heat the passen¬ger chamber; to separate the hydrogen and oxygen, which will be at very differ¬ent temperatures; to heat (or to prevent from heating), in general, to insulate all tanks from the temperature effects of interplanetary space and solar radiation. Heaters will also be needed on the tube, so that it will not dis-sipate heat into space as the hot gases move through it. In general, thermal conconductors will be required in many places, because such disparate tempera¬tures must exist throughout the vehicle: in the oxygen and hydrogen tanks, chamber, gases in the tube, and the outside interplanetary temperature. More¬over, heaters will have to be used as part of the equipment for absorbing solar energy (more on this below).

A Device for Utilizing Solar Energy (For the Decomposition of Water)

The construction of the device is evident from a schematic cross section (fig. 14). A parabolic reflector is aimed with its axis toward the sun. The sun's rays are reflected and converge at the focus, where they pass through an aperture into the heater (see the section entitled "The Best Thermal Noncon¬ductor"), which is placed so as to prevent the receptacle located within it from dissipating the heat nonproductively.

Para

reflc

This is a very suitable arrangement for any device to utilize solar radia¬tion for the development of high temperatures, which we can achieve in the , receptacle by means of concentrated solar illumination, without the nonpro- /527 ductive loss of heat. Now, we have two possible arrangements of receptacles for the decomposition of water: In the first case, we require a very hot mix¬

ture of hydrogen and oxygen; then the receptacle is simply a high-melting, gas- impermeable tube, whose temperature, maintained by concentrated solar radiation, is such that the water is decomposed and we obtained the required products; in the second case, we wish to obtain hydrogen and oxygen separately in the cold state. Here is a diagram of the appropriate arrangement (fig. 15).

Figure 15

Decomposition is initiated the same as in the first case in the very hot receptacle-tube system.

The further (incomplete or partial) separation of oxygen from hydrogen takes place by the familiar technique based on the different diffusion rates of oxygen and hydrogen. From the receptacle the gasses pass into a tube with porous walls, which is encased in another tube (without porous walls). 'Hie gases diffuse through the walls of the porous tube and, because of the different diffusion rates,°an excess of oxygen is obtained in the inner tube, of hydrogenp2&. in the outer tube; also, the contents of both tubes flow countercurrent to the water feeding into the receptacle, imparting to the water all of their heat above normal (this is possible because the specific heat of H^O is higher than

that of H2 + 0). In the exit tubes, as a result, we obtain water, which is

recirculated, plus oxygen in one and hydrogen in the other. The fulminating /529 gas extracted by decomposition can be used in an internal combustion engine.

The power of solar radiation — about three horsepower per square meter of cross section — promotes the very profitable application of this machinery.

The entire system of tubes in these devices must, of course, be very painstakingly fitted with heaters (see "The Best Thermal Nonconductor"). 

Common axis of both reflectors

Figure 16. An Alternate Arrangement of Reflector and Heat Receptacle

Reflectors

The parabolic reflector can be of two types: a parabaloid of revolution (fig. 17) or the surface of a right cylinder, the basic cross section of which is a parabola (fig. 18). 

In the first instance, the focus of the reflector is a point, in the second it is a line parallel to the generatrices.

The one outstanding advantage or the first type of reflector is its greater concentration of rays (square-law) over the second type of reflector (linear).

It has the following drawbacks:

1. Its surface is not expandable, so that it is very difficult to fabri¬cate and is not readily portable, since it is poorly and imperfectly put to¬gether and stored, whereas the cylindrical surface can be folded up as much as we like.

2. (With reference to use on a rocket) in order to tolerate any accelera¬tion imparted by the application of force to any part of it, the reflector must be made strong enough; the greater the potential acceleration the stronger it must be, i.e., it will have to be correspondingly heavy, whereas if an acceler¬ation is imparted to the second type of reflector by a thrust parallel to its . (focal) axis, then no matter how thin and light it is, it will sustain the /5$0 same acceleration as a wire of the same material, the same length, stretched in the same direction.

« b

Figure 20. Collapsible Frame for the Second Type of Reflector: a) in expanded form; b) in collapsed form

3. (Also important with reference to rockets) the first type of reflector, in order for the rays to intersect at its focus, must be accurately positioned in a certain direction relative to the sun. For the second type of reflector

fluctuations in one plane are permissible, namely so that the sun will be somewhere in its axial plane.

With these same limitations, only the amount of energy trapped by the re¬flector is affected by its rotation^ on the vehicle, then, the second type of reflector, even though its axis must always be parallel to that of the vehicle so that it can be fairly delicate and still withstand acceleration, can always be used (only when the axis of the vehicle is pointed directly at the sun will their effectiveness fall to zero).

The one shortcoming of the second type of reflector (see above) does not play a major role, because temperatures higher than any material can withstand are not likely to be reached, and with reflectors of the second type we can strive for extremely high temperatures.

The thickness of the reflector itself has not been included here in my analysis, since for a vehicle the reflectors will be made very thin.

Figure 21. General View of the Overall Frame Utilization of Solar Radiation in the Vehicle

In the vehicle (rocket), we can utilize solar radiation for preheating the oxygen and hydrogen prior to their delivery to the main tube. This will impart to them greater injection velocities, hence greater efficiency. To make use of solar radiation on the rocket, it will be necessary for the reflectors to en¬compass very large areas. These reflectors (second type, with collapsible frame) should be made of ultrathin sheets of some metal (nickel, for instance), which will reflect the largest possible percentage of the available power from/531 the sun's radiation. Inasmuch as the reflectors themselves will be very light, their frames can be correspondingly light. I am not able, due to unavailability of the necessary data, to estimate the lightweight characteristics of these reflectors, so I cannot evaluate their applicability on the rocket. Probably, their application will be advantageous only where considerable acceleration is not demanded, i.e., for example, in the second phase of flights from earth by the second method, in the first phase of the return trip by the second method, or in flights within the solar system by the second method (see "Theory of Flights"). If we succeed in building a reactive vehicle that operates from the emission of cathode rays, then only from the sun can it derive a sufficient quantity of energy and convert it from thermal into electrical energy.

Potential Uses of Reflectors

Let us suppose that we have been able to manufacture delicate and light¬weight portable (plane) reflectors] We will make the reflectors very large and in large quantities (I am sure that a dessiatine (Russian unit of land measure equal to 2.7 acres) of reflector will not weigh more than a few dozen poods

-32

(36 pounds; hence an order of magnitude areal density of 10 lb/ft )). We send them up with rockets and put them in the state of earth satellites. There we expand them. We combine them in ever larger frames (note 24). We seek.to control them (change their direction) in same way, for example, by placing small reactive devices at the nodes of their frames, actuating these devices by means of electricity from the central chamber.

If these reflectors are reckoned in dessiatines, a series of them could be used to illuminate a metropolis. But if we were to spend enormous sums on this project, producing the reflectors in tremendous quantities, and positioning them around the earth so that they (almost) always are accessible to solar radiation, they could be used to heat part of the earth's surface, warming the wastelands and rendering them fruitful. It may even happen that, by using the enormous quantities of heat and energy that the reflectors develop, they could be used to make other planets habitable for man, eliminating hazardous elements, permitting the growth of essential nutrients, and providing heat.

The same reflectors, used as shields, could be used for cooling where necessary, by shielding from the sun. Finally, by concentrating solar radiation on a certain portion of the earth from several times the area, that region could be incinerated. In general, with the kind of enormous energies that reflectors .

can provide, our most fantastic dreams could become reality. For flight in [_5 particular, they may have the added value that by aiming a broad beam of light at the vehicle, we can communicate to it a larger amount of energy than could be obtained from the sun. Similarly, we could also sound a signal in the solar system.

(Reflectors could also be used to reflect waves from wireless telegraph stations to send them wherever necessary.)

Theory of Flights

To make a stopover at some other planet, the ratio M/m for flight and re¬turn to earth must be multiplied by the same ratio for this planet. It would be more advantageous, therefore, not to land the entire vehicle on the planet but to send a satellite ^around the planet>, in fact just that part of the vehicle that will be needed for landing on the planet and returning to the vehicle. In order for the main vehicle to remain visible from large distances, it will have to be equipped with extremely large plates (of paper), exposed in different directions, so that they will be visible from any side; their sur¬face should have a dull luster and they should have no weight, since no particular durability will be required of them (note 25).

Regardless of how the flight from earth is made, it will be advantageous t have bases with low gravitational potentials, for example, on man-made satel¬lites of the moon or on the moon itself. On moon bases, if water exists there,

solar radiation could be used to produce the active agent. On man-made satel¬lite bases it would be necessary to store reserves of active agent, instruments, equipment, food supplies.

Bases, in general, could provide incomparably greater freedom of operation (note 26). Emergence from the chamber of the vehicle, of course (except on planets whose atmosphere can be breathed), can be made in outfits more or less resembling diver’s suits, with a stored air supply. All bases will have to be made in the form of a chamber if we wish to take off the diver's suits (note 27).

Flights Inside and Outside the Solar System

The potential energy of the sun's gravity on earth corresponds to approxi¬mately 40 km/sec (note 28). But we already have 27 km/sec in the earth's velocity in its orbit; we only need an additional 13 km/sec to acquire the velocity needed for the flight and return to earth (35 km/sec), in order to be able not only to fly away from earth and back again, but also to move freely /533 inside the solar system and even to fly away from it altogether. The ratio M/m for this only needs to be raised to the power (13 + 35)/35, which is about 4/3. This is not too frightening. In order to move about in the solar system from one place to another, two methods of flight are also possible, by complete analogy with the arguments relative to flight from the earth (straight or spiral trajectories). The second method has the advantage here that, after flying away from earth, we are already in the second phase; we are no longer confronted with its shortcoming, namely the considerable difficulty in main¬taining control in the flight from earth, when it is necessary to operate quickly and with precision; on the other hand, the second method requires much more time (note 29). Consequently, I believe that if the vehicle is to func¬tion solely on the active agent, the first method will be more suitable, but if reflectors are used and they cannot provide considerable acceleration in comparison with the sun, it will be necessary to fly by the second method.

But there is a happy combination of both: to wait until the earth moves around the sun to a point nearest the prospective destination, then to head there.

In all flights, of course, the method and direction of flight will have to be such that the motion of the vehicle relative to the sun will be in the same direction as the motion of the earth (or base), just as the flight from earth was made in the direction of its rotation about its own axis. This means that solar gravitation will only have to be slightly reckoned with.

Utilization of the Relative Motion of

Celestial Bodies

Use of a satellite for flight in the solar system when it is required to gather velocity, and the return from this flight when it is required to absorb

velocity.- Figure 22 shows a line of flight equally suitable fn-r flight. fVnm a

planet and for return (under the conditions specified in the heading). Consid-p34 ering the relative size of the satellite and its distance, this method can provide or take away velocity in an amount equal to as much as twice its velocity. 

Satellite

Direction of revolution

Figure 22

Utilization of Bodies Moving Toward or Away from One Another. — It is readily perceived that if we describe a curve about two bodies approaching one another (fig. 23), the velocity of the vehicle will be increased until we are able to force it to break away into outer space, even flying near their surface. If the two heavenly bodies are moving apart, on the other hand, the velocity will be decreased.

The Electric Gun

If, for some reason, the convenience afforded by motion in interplanetary space can justify the very large cost, it will be necessary to build an electric gun, the only device that will provide the necessary velocity, and if not all that is needed for escape, at least part of it. Here is its construction (fig. 24).

The body of the gun consists of several (many) copper tubes, one inside the other and mutually insulated, with a slit running their entire length. The innermost is connected with one terminal of the electrical source, the outer- . most with the other terminal; a projectile of soft iron moves inside the gun. /535 The projectile is joined to a connector, which makes the section of these tubes into a helix, along which current can pass. Since the connector is situated somewhat ahead of the projectile, the current in the helix attracts the projec¬tile and compels it to move, the connector along with it, the projectile never overtaking the latter. That’s all there is to it. It must be borne in mind that at the tremendous velocities and distances required, no contacts (con¬nector) will withstand friction. This means that the passage of current must be realized without contacts, instead indirectly, by means of high-voltage arcs.

In order for these arcs not to damage the connector in a short time, a lower voltage will be required, and to cause less trouble in general, the guns must be evacuated of their atmosphere, but to just that degree of rarefaction that the arcs — today a Giessler tube, perhaps later cathode rays — will be exactly what is required. This can probably be effected by proper alignment and design of the insulators, not permitting the arcs or rays any accessible open¬ing other than necessary. Evacuation of the atmosphere is still necessary to permit freer motion of the projectile; at the enormous velocities developed, this is extremely important. And, in addition to contact between the connector and gun, it will be necessary to find and eliminate any contact between moving and stationary parts in general, for the same reasons. If the projectile tends to remain in the mi^line of the channel of its own accord, the arrangement will be self-adjusting. If, however, this is not the case, it must be aligned by some electromagnetic means (note 30).

If the projectile is the vehicle itself, carrying passengers, then the whole affair will require a great many years and a tremendous amount of energy.

A more practicable arrangement of the gun is shown in sectional view (fig. 25).

Projectile Projectile Gun

(Vehicle)

(((^ProiectilVwftr'6

Gun

Figure 25

The vehicle is joined with the projectiles of several guns through slits in the latter. Each projectile in this case consists of several projectiles in. series, which are connected in a unit form (fig. 26) by some nonmagnetic /?36 material, so as to reduce drag from unavoidable residues of atmosphere.

If the projectiles themselves are not inclined to follow the midline of the channel, but press toward the walls, then their position can be regulated by regulating the position of the vehicle, which, it seems to me, is not difficult to cope with by electromagnetic means. It goes without saying that the entire gun must have perfect precision. How best to construct it, I do not have the data to say; either it should be built on the flatlands or allowed to float on the ocean.

Such a gun, no matter how it is realized, by imparting a considerable initial velocity to the vehicle, will relieve much of the concern about...

(note 3l) ... the amount of active agent consumed. It must be remembered, how¬ever, that every <unneeded> meter per second does not increase the active agent additively, it multiplies it.

So, if we could fly out there by means of a gun and return with the aid of the atmosphere, then, without carrying particularly large amounts of active agent on board the vehicle, we could carve our initials in the universe.

Yu. V. Kondratyuk first became concerned with the problems of interplane¬tary communication, according to his own attestation, in 1916 (see the author's preface to his book, Conquest of Interplanetary Space (Kondratyuk, ref. 2; also page 57 of the present collection)). Clearly, by the beginning of 1917 he had written the first version of the manuscript, in which he treated such problems as the derivation of an equation for rocket flight, construction of the spaceship, conditions for flight within the solar system, the creation of interplanetary transfer bases, the effects of atmosphere on the flight of a cosmic flying machine, the utiliazation of solar energy, and others.

This version was in the form of rough copy and was not intended for publi¬cation. Later on, continuing to work on the manuscript, Kondratyuk somewhat expanded and augmented it. Besides purely editorial modifications, he wrote new sections to it, such as "On Techniques for Increasing the Endurance of the Human Body with Respect to Appreciable Mechanical Accelerations." "Utilization of the Relative Motion of Celestial Bodies," etc.

The outcome of this was the second version of the manuscript, which in the author's opinion was ready to stand trial before the reading public, as evinced by the rather enigmatic title which Kondratyuk appended to it: "To Whomsoever

W:ill Read in Order to Build." In 1938, when he sent his scientific archives to B. N. Vorob'ev, Kondratyuk dated this manuscript 1918-1919, but this date is in need of refinement. This version of the manuscript is also the one included in the present collection.

The pages of the manuscript contain later additions and corrections, obviously made at different times. The latest additions incorporated by Kondratyuk directly into the text of the manuscript are enclosed in angle brackets. The remaining changes and additions are given below.

Note 1, page 15. The author originally had written at this point: "about

35 kilometers per second." However, he later added the following in the margins of the manuscript: "Whence this figure was obtained, I myself fail to under¬

stand, for now I would say 11, rather than 35, of course it is 11." Accordingly, we have corrected the figure in this phrase and throughout the rest of the /658 text. It is important to note that the precise value of the second escape velocity is equal to 11.189 km/sec.

Note 2, page 18. The dimensions are not correct; they should be 22

cm /sec (or erg/g).

Note 3, page 18. In this and subsequent equations, the author implies by r the incremented radius of the earth, and the acceleration in the field of gravity j = const.

Note 4, page 21. Kondratyuk later made one additional remark: "In flight

by the second method, it should be executed in line with the earth's rotation (as should the landing), in order to utilize, rather than to incur harm by the considerable velocity of the earth's rotation."

Note 5, page 22. This is apparently a misprint in the manuscript; it

2

should be 100, rather than 1000, m/sec .

Note 6, page 24. Kondratyuk later added another conceivable principle for the construction of reactive devices:

"3. Reaction from the repulsion by electrical discharges of material •particles of nonmolecular dimensions, for example, graphite powder or a finely

pulverized conducting fluid. — It is readily calculated that the velocity of such particles with a large (but fully practicable) potential difference could be made exceedingly high — greater than the molecular velocity of an intensely heated gas (figure l).

o

D

Hi

o

Q£

'Very concerted attention should be devoted to such a method. It would not be suitable, of course, until the vehicle reached atmosphere-free space."

"A second variant: A positively charged particle tends from plus to minus

and, coming in contact with the latter, loses its charge, continuing on in its flight" (figure 2).

Note 7, page 24. Here the author indicates the need, first of all, to have a series of several expendable containers of different sizes for the fuels, second, to use up the fuel at first from the larger tanks, changing over gradu¬ally to smaller tanks, third, to recognize the fact that the proportion by weight of the tanks should be constant with respect to the weight, essentially, of the last state of the rocket, because after the tanks are exhausted, they /659 are aborted. These were unquestionably extremely advanced concepts for the time, on the part of the author.

Note 8, page 2b• Of course, it is impossible to store liquid oxygen and liquid hydrogen in one tank.

Note 9, page 25. Later, Kondratyuk wrote: "(This is erroneous. For the

sphere it turns out to be 2/3, for the cylinder 1/2)."

Note 10, page 26. After the words "astatic gyroscope," Kondratyuk later made the following footnote: "The biaxial astatic gyroscope definitely cannot perform the functions that I have ascribed to it herein; a nonastatic gyroscope may be suitable, or it may be necessary to replace the gyroscope altogether with other accessories (for example, to navigate by the sun. Its illuminating power could provide a tool for automation)."

Note 11, page 28. After the heading "The Biaxial Astatic Gyroscope," Kondratyuk wrote: "(please forgive the title)." Later on, he placed this

entire section, right up to the section entitled "The Chamber," in doubt. The following footnote was added to the manuscript: "See the note on page 43a"

(note 10, above).

Note 12, page 30. This concept, judging from the American literature, is realized in the Apollo Project.

Note 13, page 30. The idea of keeping the fulminating gas in the tanks in solid form is without physical basis, since even if the fulminating gas could be instantly ignited and solidified, it would be impossible to be certain of a homogeneous system corresponding to the composition of the fulminating gas.

Note 14, page 31. The only possible approach is to feed the heated hydrogen and oxygen fuel components into the combustion chamber separately; the other two methods of combustion indicated by the author would not guarantee the explosion-free safety of the system.

Note 15, page 31. Kondratyuk subsequently proposed still another variant of the tube arrangement. After the words "form a checkerboard pattern," he appended a footnote: "Or, better and simpler, in tiers:"

Note 16, page 32. Kondratyuk later made the following addition here:

"The pumps can also be made piston-free, by the following scheme: Liquid

oxygen (Hydrogen) is forced by the pressure of the gases from the tank into a chamber of smaller dimensions but of sturdier construction, which is then disconnected from the tank, and from there the pressure of the gases again, but this time more strongly, forces the liquid oxygen into the combustion region."

Note 17, page 33. It is important to note that, at the time the article was written, analytical methods had already been developed in application to the Laval nozzle.

Note 18, page 34. Later, after the words "active agent," Kondratyuk /660 added: "Another indicator of acceleration might be the following: A fluid is

allowed to flow under its own inertia from one vessel into another via a narrow tube (so that the inertial resistance of the fluid will be very small in com¬parison with the friction resistance). The flow velocity will be an indicator of the mechanical acceleration magnitude, the amount of fluid that runs out will correspond to the quantity of spent active agent."

Note 19, page 35. From this point on in the manuscript, apparently, the

expression in parantheses in the exponent written previously, /l +~ 1\f

is not written, in the interest of brevity. We have rendered the equations complete.

Note 20, page 36. Kondratyuk was subsequently inclined to doubt the reasibility of utilizing the atmosphere as a cushion for the velocity of the vehicle. After the words "We will show why later," he wrote: "It looks as if they are altogether impossible, in that the vehicle represents a falling star."

Note 21, page 36. Later, Kondratyuk appended the following to this sentence: "It turns out that, as far as molecules are concerned, there is no

such thing as a polished surface."

Note 22, page 37. The author's supposition as to the hydrogen content of the upper atmospheric layers has not been borne out by present-day research, although recently a thin hydrogen cloud has been discovered at an extreme altitude.

Note 23, page 38. The cited numerical values are incorrect, inasmuch as Kondratyuk began with much too high a value for the second escape velocity (see note 1, above).

Note 24, page 44. Later, after the words "larger frames," Kondratyuk entered the footnote: "Most likely, the best frames are made of thin-walled

tubes filled with a gas with a certain expansibility."

.Note 25, page 44. Kondratyuk later proposed still another method for en¬hancing the visibility of the satellite vehicle; after the phrase "required of them," he made the addition: "Or, more simply, a large bubble of some light,

silky material, the shape of which is maintained by a flexible wire-mesh skeleton; the bubble, of course, is collapsible."

52 s

Note 26, page 45. Kondratyuk later gives here a calculation of the amount of active agent necessary for flight: "Here is a calculation of the amount of active agent that is necessary for flight from the earth and back again (by the first method), if bases are employed.

"In order to go from the satellite (base) state to the state of zero motion in the return to earth by the first method, it will be necessary to absorb a velocity of about 7.5 km/sec, for which the amount of active agent required is

Q _ . —

about v 55 — 1 (see page 13) (page 18 of the present collection), since all that is needed for going and returning is 22 km/sec = approx. 3 x 7.5 = approx.

3.8 — 1 = 2.8 m. This quantity, then, must be available on the base. In order to go from the earth satellite state to the state of a free planetoid and back, it will be necessary to develop and reabsorb 3 km/sec, or a total of about

6 km/sec, for which about 3m — lm = 2 m active agent will be needed. Conse¬quently, a total of about 2 + 2.8 + 1 = 5.8 m will be necessary to arrive at the state of an earth satellite, for which is required a vehicle weighing

5.8 m x 3.8 = a total of about 22 m, instead of 55, which is a considerable amelioration."

Note 27, page 45. Later, after this paragraph, the author added the following:

"It is advisable to proceed as follows: first, to send out from earth a

base with supplies but without personnel, such that it will automatically be made into an earth satellite, then to send up a vehicle with people; after fly¬ing to the base, they will pick up any necessities and continue the flight, the base continuing to circle the earth. On the return flight, provisions are again picked up on the base and the return to earth completed. Such a method is appropriate in that, by sending ahead the main bulk of the load without people, we are not held back by limited acceleration and could even utilize the cannon principle.

A liquid with the same density as liquid oxygen

Figure 3. Construction of the Active Agent Transport Vehicle. /661

"With such a construction (the vehicle is just slightly narrower than the bore and the space between is filled with fluids), the walls of the vehicle need extra strength only to the extent that they will not be crumpled from their own weight when fired. The hydraulic pressure will not be destructive. Here we have a cross section of the vehicle (fig. 4).

In order for the walls not to be crumpled during firing, the vehicle chamber should not break communication (break continuity) with the space be¬tween the walls during its motion in the bore of the cannon, or the walls of the vehicle should be made so they are capable of changing its volume.

"In order not to have to build an unreasonably large cannon, it would be better not to transport active agent in one vehicle, but in machine-gun fashion from several or even many vehicles, interconnected by cable (quartz). The cable should have a checking mechanism, so as to provide a certain tension (absorb energy), but without permitting it to spring back. In the head of each vehicle should be an attachment for automatically steering it in the direction of maxi¬mum illuminating power. The transport should be sent up at sunrise at an in¬clination with respect to the east; on escaping the atmosphere, the vehicle . automatically turns toward the sun, i.e., aligns its axis parallel to the ^662 earth’s surface (eastward) and, like a rocket, having attained sufficient velocity in this direction, enters into the satellite phase. Some of the vehicles should contain active agent, while another, smaller group should be for recognition signals that will be visible from afar. Besides large surfaces or paper and silk balloons, the signal could be made in the form of a large electric lamp or other powerful source of illumination (a special device capable of with-standing the acceleration sustained in firing), which would derive its energy from the sun through the medium of mirrors. Its advantage would be its ability to shine at night, provided the daylight energy could be stored up automatically.

"It would be best to place the cannon in water so that it would float.

This would greatly diminish the ancillary equipment needed for the cannon, would simplify the cannon itself since it would not need to bear its own weight, and would facilitate direction-control of the cannon. Furthermore, the water pressure at considerable depths would reduce the need for strength on the part of the cannon, because it would be acting in a direction opposite to the gas pressure. Note: If the breaking strength is considered equal to

2

100 kg/mm , then a cannon whose wall thickness was equal to the radius of the bore could sustain a pressure of 10,000 atm; it would be more sensible, in terms of quantity of material, not to permit a pressure of more than 2500 atm.

"When the completed base is equipped to utilize solar energy, it would be better not to send the active agent there in the form of separate oxygen and hydrogen, but simply as water, decomposing it when it arrives there."

Note 28, page 45. The numerical1 values quoted by the author here and below are inaccurate. Moreover, it should be realized in the present instance that Kondratyuk started with much too high a value for the second escape velocity (see note 1, above).

Note 29, page 45. Later, after the words "requires much more time," Kondratyuk wrote: "the same as the first; I did not include the dimensions of

the solar system in the calculation; here acceleration only needs to be applied once."

Note 30, page 47. After the words "electromagnetic means," Kondratyuk later made the following annotation:

"P.S. All of this (i.e., an electric gun that would he capable of supply¬ing a velocity of 10 versts/sec (approx, km/sec)) now seems impracticable to me."

Note 31> page 48. Here, after the words "will relieve much of the concern about," which came at the end of a page in the manuscript, one or two lines are missing.

Author's Preface

The major portion of the present work was written in 1916, after which it was supplemented and radically revised three times. The author hopes that he has succeeded in presenting the problem of conquering the solar system not so much in the form of theoretical principles, leaving their development and practical application to the science and technology of the future, as in the form of a plan of attack, which, even if not detailed, is outlined with con¬crete figures that are fully realizable today with current technology once we have performed experiments not presenting any particular difficulties. And this realization, from the first preliminary experiments beginning and ending with flights to the moon, would require, to the extent that this can be adduced beforehand, less material media than the equipment for several of our largest warships.

As to the existence of Engineer Tsiolkovskiy*s paper on the same subject, the author later became aware of the work and has only recently had the oppor¬tunity to familiarize himself with a portion of the article entitled "The Investigation of Cosmic Space by Reactive Devices," published in the journal Vestnik Vozdukhoplavaniya (Aeronautics Bulletin) for 1911, and I am convinced of Engineer Tsiolkovskiy's prerogative in the resolution of many of the fundamental issues. However, paragraphs that clearly no longer represent new ideas have not been rejected from the cited article, on the one hand not to disrupt the integral unity of the presentation and in order not to refer the interested reader to the now very rare and difficult to locate issues of Vestnik Vozdukhoplavaniya, on the other hand so that the theoretical postulates and formulas themselves, just used in a slightly different way, will occasion¬ally put the entire problem in a new light. Similarly, the author has also not had the opportunity to become acquainted either with the foreign literature on this problem or even with the second part of Engineer Tsiolkovskiy's article, which was published in the 1912 issue of the same journal.

Many of the formulas and almost all of the numerical data cited in this work are given with simplifications and rounding off, on occasion even rather coarsely; the reason for this is that we are still lacking the experimental /338 material needed for a detailed treatment of the problem, so that there is no point in our bothering with hundredths as long as we can still be sure of accu¬racy to tenths; the sole objective of some of the computations in the present work is to give a notion as to the order of magnitude of the pjaysical quanti¬ties with which we will have to deal, and as to the general nature of their variation, since their exact values cannot possibly be computed until suitable experimental investigations have been performed. For similar reasons, there are no construction plans or drawings; the general design principles can be readily enunciated, but we cannot develop the particulars: therefore, any draw¬ing purporting to contain specific design features would hinder rather than aid the scientific concept.

In view of the relative newness of the subject, the author has been com¬pelled to introduce quite a few of his own terms, which are replaced almost throughout, for the sake of brevity, by symbol designations, the application of

which is such that the very same symbols denoting numerical values of physical quantities in the formulas and computations replace the corresponding conven¬tional physical or special terms of the present work in the text of the latter. To facilitate matters for the reader, a separate list of all symbol designations used repeatedly in different parts of the work is given at the end of the article. Wherever special notation is not given, the symbols denote the physical quantities expressed in absolute (c.g.s.) units.

June 1925 Yu. Kondratyuk

Second Author's Preface

I am going to discuss a fundamental general problem of this work, which is completely untouched in the original presentation, i.e., the problem of the expected consequences for mankind when it emerges into interplanetary space.

Prof. Tsiolkovskiy, the pioneer researcher in this field, views its signif¬icance in the fact that mankind will be able to colonize the vast reaches of the solar system and, when the sun cools, to travel by rockets for the popula¬tion of still uncooled worlds.

Such possibilities, of course, are not by any means excluded, but all this is the prognostication for a very distant future, some of it extremely distant. There is no doubt that for a long time yet the investment of resources and im-provement of living conditions on our planet will be more profitable than colonization beyond it; it should not be forgotten that only a very small part of the total surface of our planet has been populated and exploited. We will examine the problem of man's departure into interplanetary space from a more /5 "present-day" point of view: What specifically can we expect in the near

future, at most ten years, after the first flight from earth?

Without dwelling on more or less groundless fantasies, we can expect the following:

1) An incontrovertible enormous enrichment of our scientific knowledge with corresponding ramifications in technology.

2) The possible, more or less probable, although not certain, enrichment of our technology with valuable materials which might be found on other bodies in the solar system and which are absent or are extremely rare on the earth's surface.

3) Other possible riches from the solar system, which we are partially unable to foresee right now and which may or may not exist, as, for example, the results of intercourse with the presumed organic world of Mars.

4) The unquestionable possibility for man to acquire resources which he can use to radically improve the conditions of existence on earth, to exercise reclamation on a grandiose scale, realizing undertakings in the not too distant future of such magnitude as, for example, altering the climate of entire continents.

I am speaking, of course, of nothing other than utilization of the untapped stores or energy in solar radiation, which is so difficult under conditions present on the earth's surface, which make it less profitable than the exploita¬tion of fuels, water, and wind and which, on the other hand, will be immeasur¬ably more profitable in outer space, where there is no atmosphere or apparent gravity. It is the possibility of beginning in the immediate future to improve the economy of our planet that should be regarded as the chief aspect of tremendous importance to us in mastering the outer space of the solar system.

Reflecting on the impressive achievements of science and technology in recent years and, in spite of ourselves, wondering why the problem of inter¬planetary travel has not been solved in practice before now, the problem, es¬sentially, in comparison with other advances, is not so difficult if approached scientifically and without the eyes prematurely widened in astonishment and fear, nor is it so grandiose in terms of the technological means required; at the same time, however, it is of such vast significance that it will only fail to come to fruition through lack of courage and initiative on the one hand, and through failure to grasp the practical importance of the problem on the other hand. If the cost of this task, given the same difficulty, were expressed more explicitly in dollars, so as not to be overwhelmed by its extraordinary aspect, the Americans would truly have already licked the problem, instead of, like the Germans, just having conducted sane very preliminary experiments directed, insofar as one may judge from our newspaper reports, along not alto¬gether proper lines of attack.

In 1921, I arrived at a very unanticipated solution to the problem of /540 setting up a continuous line of communication from earth into space and back again, the materialization of which requires only the use of a rocket such as the one discussed in this book; in 1926, I arrived at an analogous solution of the problem of a rocket developing the initial 1500 to 2000 m/sec of its escape velocity without the expenditure of charge and, at the same time, without a colossal artillery cannon or superpowerful engines, or for that matter any kind of giant apparatus. The indicated chapters are not included in the present book; they are already too near the working project of mastering outer space, too near to be published, not knowing how and by whom these data will be used.

In conclusion, I must express by profound gratitude to Prof. V. P.

Vetchinkin, the editor of the present work and its first critic.

October 1928 Yu. Kondratyuk

I. Facts Concerning the Rocket.

Principal Notation

A mechanical definition of the rocket as a reactive device is the follow¬ing: "A vehicle which, ejecting particles of its own mass with a certain veloc¬

ity, itself develops a velocity in the opposite direction due to their effect." We will adopt the following terms and notation with respect to rockets:

MQ Initial mass of the rocket;

M_ Mass of the rocket on completion of its operation as such; the "final mass";

M. Mass of the rocket at the instant it passes the initial point of o a given segment (i) of its trajectory;

M. Mass of the rocket at the instant it passes the final point of a 1f given segment (i) of its trajectory.

The "exhaust" is the aggregate of particles ejected by the rocket, the reaction of which imparts velocity to the rocket.

u is the "exhaust velocity," or velocity of the ejected particles relative to the rocket at the instant it begins to move independently from it, unless the force of gravity on the rocket is assumed inconsequential. We will assume that u is constant in any given interval of time. If different exhaust parti¬cles leave the rocket with different velocities, then we will assume for u an average velocity such that it can replace all of the actual, disparate particle velocities without altering the sum total of their reactive effect on the rocket; this will be the velocity of the center of gravity of the exhaust after an infinitesimal time interval and is equal to

(«•“«)

2a ’

where a and u^ are the masses and velocities, respectively, of the individual particles. It is not too difficult to see that, given the same sum of the kinetic energies; equal to ^^(au ), u will be a maximum (eq. (l)) when the

velocities of all the individual particles are equal.

j^ is the "intrinsic rocket acceleration," equal to the acceleration that

the rocket would have if only one force of exhaust reaction were acting on it.

dM

It is readily grasped that j^ = — ^ u, where dM is the mass of the ejected particles.

p is the "rocket charge," or the part of the rocket mass intended for consumption, i.e., for conversion to "exhaust."

n is the "flight load rating" = MQ/M , whence

MQ = Mf.n; (2)

We proceed now with the elementary derivation of this formula. Let a

rocket with initial mass MQ eject a train of particles of its own mass at a veL

ocity u in the same direction, where the particles have masses

^2^2* * * * * w^ere are its masses after each ejection,

then have

M,

Multiplying all of these equations together, we obtain

the limit of the latter expression for k^, k^, k^,..., k^,... = ® will be

"Eiq -u 1 jq ; u

e , or, as we are permitted to write, e Since the velocities

of mutually repulsing bodies are distributed as the inverse of the masses, dur¬ing each injection the rocket will acquire a velocity equal respectively to

u=- , u^- ,..., ui ,... The total rocket velocity acquired, therefore, will be 0 1 x

W = xxT^ Substituting into our expression

•*«

in place of the velocity u 7^—— the symbol W, we obtain the inverse of [t

i

equation (4). Equation (4) enables us to determine MQ and JJ. when M^, W, and u are given.

We see from equation (4) that when the ratio W./u is near zero, n. becomes

1 1

almost equal to unity, whdre (n^ — l), which difference is proportional tofj.^

(eq. (2b)), varies approximately as the velocity ratio W^/u. Consequently,

for W^/u « 1, the amount of required charge is insignificant (note 1, Commen¬tary), being approximately proportional to the required rocket velocity and inversely proportional to the exhaust velocity.

For W^/u > 1, n^ will grew as an exponential function relative to VL

(note 2) and can rapidly attain values that would render unfeasible the practi¬cal realization of man’s flight into interplanetary space. If, for example, to execute the flight, were required to be ten times the value of u that we

could attain in actual practice, n^ would acquire a value of about 22,000; for

Mp = 1000 kg, we would need the astounding value of 22,000 metric tons for the

total mass of the rocket. The practicability of flight in interplanetary space and landing on other bodies in the solar system depends, therefore, on how large we can make u and how small a value of W we can get away with for executing the flight.

III. Exhaust Velocity. The Chemical Material

The store of energy needed to impart the exhaust velocity can be carried with the rocket in very diverse forms, but of all these only latent chemical energy in a compound of some of the lightest and most active elements and the energy of decomposition is in proper proportion to the mass of the substance containing than for a value of u sufficient for the practical realization of flight to be obtained. We have far too scarce reserves of radium, and even then we are not able to control the liberation of its latent energy, which takes place much too slowly for our purposes; of all the possible types of "rocket," therefore, we must discuss the "rocket" in the common sense of the word, i.e., the thermochemical rocket, which is invested with the one very powerful advan¬tage that in it the latent energy can be converted into exhaust kinetic energy in very large quantities and with high efficiency for a relatively low weight and simplicity on the part of the accessory equipment subservient to this conversion.

Still another special type of rocket is possible, one which utilizes /$<

energy from without, i.e., from the light of the sun. In practice, however, this method of operating a rocket is inapplicable at the present time, or al¬most inapplicable because of purely technical difficulties:

1) The difficulty of imparting, even with the required energy reserve available, a larger velocity to the exhaust particles than could be produced by the expansion of intensely heated gases in a thermochemical rocket.

2) The difficulty of constructing the necessary reflectors with a suit¬able area to mass ratio such that the solar energy entrapped by it will be enough to impart sufficient exhaust velocity with sufficient intensity (dM/Mdt, see above). In view of these difficulties, for now we will shelve the idea of a rocket that functions on the energy of solar radiation.

The transformation of the heat of chemical reaction into kinetic energy for exhaust is based an the expansion of gases, hence gases are needed in the com¬position of the rocket exhaust; however, we are not limited in our choice of chemical composition of the exhaust to gaseous compounds alone. The rocket can function properly if just a portion of the exhaust is gaseous, the other being made up of denser substances atomized in the gas. The gases, expanding in the

6 3

rocket tube due to their expansibility and thus acquiring velocity, will entrain particles of the denser substances, at the same time picking up heat from the latter to replace the heat lost in expansion (note 3). In order for this pro¬cess to go to completion with the greatest efficiency, we need: l) the most

complete entrainment possible of the denser particles by the gases; (2) the most complete transfer possible of heat from the dense particles to the gases. Either of these things will require sufficiently fine and uniform dispersion of the dense particles in the gas and a sufficient interval of time during which they will be in mutual contact, i.e., a sufficiently long rocket tube.

The problem of what should be the degree of dispersion, the tube length, and. percentage content of dense particles in the exhaust for satisfactory operation of the rocket can only be solved by a series of suitable experiments.

The choice of materials for the charge, therefore, amounts primarily to a choice of a suitable group of materials such that the amount of heat liberated in chemical reaction between its components will be a maximum with respect to each gram of evolved compound, so that we will be able to acquire maximum u.

If it should turn out that the reaction products liquify or solidify at tem¬peratures still far from absolute zero, thus losing the expansibility that we require, we would have to supplement the selected group of materials with . another, for which the products of reaction between its elements would retain the gaseous state at lower temperatures and thus be capable of converting the liberated heat more completely into kinetic energy. In the simplest case, we might use in place of a second gaseous group the lightest of gases, hydrogen.

The table below lists chemical compounds having the highest heat value per

gram mass.

Composition Combustible u, nl n2 '

of exhaust material kcal/g m/sec (V1= 22,370) (W2= 14,460) “

o

o 2.1 4200 205 31

ti 2.7 4760 110 21

H2° 3.7 5570 55 13

1? 4.4 6080 40 ll

CCL+2H 0 CH HO 3.3 5250 60 15

22 4 liquid 12

11 It 11 3.9 5720 49

CCL+H 0 Hydrocarbons 2.6 4670 120 22

(.C et (petroleum)

11 M The same 3.2 5160 73 16

CCL+H 0+9N Hydrocarbons 0.8 2590 5600 250

<t <L (petroleum) and liquid air

Composition of exhaust Combustible

material kcal/g u,

m/sec nl

(W1= 22,370) n2

(W2= 14,460)

2C02+H20 C2H2 3.0 5020 86 18

It II 3.5 5420 62 14

H2° 3.2 5160 73 16

II H2° 3.9 5720 49 12

steam

C02+2H20 3.1 5070 77 17

ft II 3.7 5570 55 13

C02+H2° Hydrocarbons

(Petroleum) 2.5 4580 130 23

It II The same 3.1 5070 77 17

C02+H20+9N2 The same and liquid air 0.7 2430 9000 300

2C02+H20 C2H2 2.9 4940 95 20

It tl It 3.4 5340 65 15

Li20 4.6 6220 36 10

It 5.0 6480 32 9.3

LiOH 4.6 6220 36 10

II 5.1 6540 30 9.1

B2°3 4.5 6150 38 11

II 5.0 6480 32 9.3

B(OH)3 4.2 5940 43 12

tl 5.0 6480 32 9.3

B(OH)3 BH3 ? V

kl2°3 3.8 5650 52 !3 i

11 , 4.1 5870 45 12

A_l(OH)3 3.7 5570 55 13

II J 4.2 5940 43 12

6 5

The first column of figures gives the heat of combination in kilocalories per gram, minus the latent heats of vaporization in the case of liquid 0^, 0^,

CH^, C^H^, and liquid air.

The second column contains the exhaust velocities in meters per second corresponding to the data in the first column, i.e., the velocities that would be obtained per gram mass if its kinetic energy were equal to the heat energy indicated in the first column.

The third column gives the values of n^ for

= 22,370 m/sec = 2*11,185 m/sec (note 4).

The fourth column gives the values of n2 for

VL

calculated according to equation (4) in correspondence with the data of the second column. The velocity values 22,370 m/sec and 14,460 m/sec will be dis¬cussed below in section VI, IX, and XII.

Inasmuch as the element oxygen is a part of every one of the compounds in which we are interested, each of the compounds is listed twice, corresponding to the two forms of oxygen, 02 and 0y where the upper line gives the data for

oxygen, the lower line gives the data for ozone, which has a considerably higher store of energy. From here on, we will refer to the active part of the compounds in terms of their nonoxygen components. 

We see from the table that the maximum heat effect is given by the lithium and boron compounds. The use of lithium in the rocket charge is dismissed from the outset, because it is incomparably more expensive than boron, while only slightly surpassing it in heat value. Then come the rest of the compounds, in almost systematic order: aluminum, silicon, magnesium, and hydrogen, if we are concerned with the liquefaction of steam, but in reckoning with the gaseous state of water the hydrogen group is somewhat inferior to the metallic group, vhereas in reckoning with the liquid state of water with the simultaneous /547 application of ozone, it is slightly superior. Then come the hydrocarbon com¬pounds which yield a mixture of carbon dioxide with water: marsh gas (methane), acetylene, and petroleum; a still smaller effect is given by the pure carbonic radical, and, finally, the compound consisting of petroleum and air. In view of the cost economy of petroleum, which is more convenient for our purposes and yields greater efficiency, the pure carbonic compound is rejected from the outset. As for the hydrogen radical, the question of its application must be left open because of the difficulties in handling it and the expense of liquid hydrogen. It is very likely that the use of the silicon and boron hydride com¬pounds will be better in every respect, especially since we cannot hope to condense the steam in the rocket tube, i.e., to utilize its latent heat of vaporization, in the period during which the rocket develops the greater part of its velocity, when we cannot count on JQ and dM/dt being made as small as we

like, and in all liklihood it cannot be realized in general, since the lique¬faction of steam would require a hundred thousandfold expansion or more between exit from the combustion chamber and emergence from the tube. The use of the metal or boron compounds requires the simultaneous application of the hydrogen, boron hydride, or one of the hydrocarbon compounds, otherwise there will not be any excess hydrogen. If minimal cost is the criterion for formulating the charge, the guiding principle must be as follows: application of the most

economical compounds"'1 for the parts of the charge that are consumed first, and changeover to compounds with a higher heat value (q/m = max) for the parts of the charged to be expended later. According to this principle and the table above, the rocket charge should consist of compounds in the following order:

I. Petroleum; if liquid oxygen proves to be far more expensive than liquid air, the petroleum-plus -a ir compound should take precedence over this compound.

II. Marsh gas (methane); if it turns out to be possible to obtain low- cost and nonhazardous liquid acetylene, the acetylene compound should take precedence.

III. Hydrogen; its use is contingent upon the cost of manufacturing and storing liquid hydrogen; it is quite possible that the hydrogen compound will

In other words, compounds yielding the cheapest reactive effect; the

reaction cost is defined by the product C*q 2*m2, where C is the cost of the charge, m is its weight, and q is its heat value.

prove unsuitable and unprofitable and be replaced by the combined use of the marsh gas (methane), metallic (Al, Si, Mg), and silicohydride compounds.

IV. Boron; used together with the hydrogen or borohydride compounds.

The application of the metallic compounds will be discussed further in Z2£

sections V and TV below.

Whether to use ozone and what compound to start with will depend on how cheaply and, mainly, how safely liquid ozone can be prepared; the use of the hydrogen compound will also depend largely on this factor, since the difference between oxygen and ozone becomes the most pronounced in this case.

The compounds 0^, 0^, H^, CH^, CgHg, SiH^, and BH^ can only be carried on

the rocket, of course, in liquid form, since in the gaseous state they would require tanks of enormous volume and weight; boron must be carried as an amorphous powder, which, is pulverized in the combustion chamber by a jet of hydrogen or marsh gas, or is mixed in with petroleum before being sent to the combustion chamber. B, Si, and can be carried in the form of BH^, B^H^, an<^

SiHi , as well as in the form of boro- and silicohydrides. The author regrets that he has not had the opportunity to locate thermo chemical data pertaining to these extremely interesting compounds. The metals can be used in the molten state or, as with boron, in powder form.

It is difficult to estimate beforehand the efficiency of the rocket, i.e., the relative amount of heat that will be converted into exhaust kinetic energy; it will depend primarily on the degree of expansion of the gases in the rocket tube, i.e., on the ratio of the initial to final expansibilities. The latter will depend, however, on the ratio of the exhaust mass (dM/dt) to the exit cross section of the tube and, in addition, cannot be less than the expansibility of the surrounding atmosphere. The efficiency of the rocket will therefore be greater during those periods of the flight when the rocket is a free cosmic body in empty space, when the quantitities j^ and dM/dt will be sufficient no

matter how small, and the efficiency will be lower in those periods of flight when the rocket is within the boundaries of an atmosphere of substantial density and when it will require a j^ at least as great as some critical value

(sections VI and VIII). Under the above conditions, the efficiency will clearly be on the order of 50 to 75$* To raise the efficiency, we will have to have as large an initial pressure as possible (in the combustion chamber) and as low a final pressure as possible (in the end of the rocket tube) (note 5)j in order to do this without increasing the tube cross section or the overall cross section of the rocket and concomitant atmospheric drag, it may prove more expedient to replace one exit tube by several distributed in sequence and emerg¬ing at a small angle with respect to the lateral surface of the rocket; the stern of the rocket in this case could be made with a pointed, streamlined shape. These exit tubes could be fed from one or more combustion chambers, whatever proves to be best from the design standpoint. Due to the incomplete /5*4-9 utilization of the heat of chemical reaction, the actual values of u will be less than indicated in the table. If the efficiency were equal to 50 to 75$

the actual value of u would be equal to about 3/4 or 7/8, respectively, of its computed value, in correspondence with which n would have a value of 4-/3 3/1

n or n with respect to the computed values.

IV. The Combustion Process, Construction of the Combustion Chamber and Exit Tube

A very important problem concerns the temperatures in the combustion- chamber and in the exit tube. If complete combination of the exhaust compo¬nents could be immediately realized, the temperature in the combustion chamber would rise to

T = 208 On, (5)

where Q (kcal/g) is the mean heating capacity per gram of the compound, m is the mean molecular weight of the exhaust, assuming it is gaseous. For solid and liquid products, the temperature would be even higher. The occurrence of mole¬cular dissociation at high temperatures, however, does not permit the chemical reaction to go to completion at once; at some temperature (above 3000°C) chemical equilibrium sets in for all reactions, after which further reaction will only be possible with increasing heat loss by the gases as they expand in the exit tube. Consequently, the thermal energy of the reactions will be real¬ized primarily, not by an adiabatic process but by a more nearly isothermal process. An adiabatic process sets in when the gases, after expanding in the tube, lose so much heat that the reactions can continue to completion without raising the temperature of the mixture to a point where its components suffer appreciable dissociation. These effects are of considerable importance in the construction of the rocket; to evolve the same amount of heat of combination with gradual combustion we must have a larger ratio of final to initial volume occupied by the gases, i.e., larger dimensions on the part of the exit tube.

On the other hand, in the combustion chamber and in the beginning of the exit tube, we will have a lower temperature than that which would exist with com¬plete combustion in the chamber. It is clear from equation (5) that, given a certain limiting temperature in the combustion chamber based on design consid¬erations, we will obtain far more complete initial combustion and a faster total combustion for compounds with a lower molecular weight. From this point of view, the most suitable compounds are those with H0, CJi , C0H0, petroleum,

and Li, somewhat less appropriate are SiH , BH„, and the least suitable are the

4 2

purely metallic compounds with Si, Mg, boron, and, especially, aluminum.

It will be necessary to do the following in constructing the combustion /550 chamber and exit tube: those surfaces which will be exposed to temperatures higher than can be tolerated by the most refractory materials must be metal (copper or one of the high-melting metals like chromium or vanadium) and sub¬jected to powerful cooling from the outside by the liquid gases being fed into the combustion chamber. It does not appear possible to calculate this cooling until suitable experiments have been carried out on the amount of heat that will be acquired by the surfaces of the chamber through radiation and thermal conduc¬tion from the hot mixture. All other surfaces can be internally lined with sufficiently refractory materials, insulating them as far as possible from the

exterior construction, which could, if necessary, be moderately cooled. If it proves inconvenient or -unfeasible to bring the temperature in the combustion chamber and in the beginning of the tube down to a point where appreciable dissociation of the exhaust components will not OCCULT, we can maintain it arti¬ficially at sane specified level by not feeding one of the charge materials (metals or oxygen) into the combustion chamber right away, instead just part of it, delivering the remainder of it in different parts of the tube as heat is lost from the originally specified misture.

V. The Proportional Passive Load

In the passive mass of the rocket, i.e., the mass p not belonging to the charge, we can distinguish two essentially different parts:

1) The absolute passive mass m, which includes the personnel and all that is necessary for them to live and perform their allotted tasks, as well as for operation and safe descent to the earth’s surface when the rocket ceases to function as such.

2) The proportional passive mass m^ of all objects subservient to the func¬tioning of the rocket, including: a) the tanks containing the charge, b) the. combustion chambers, c) the exit tube, d) the instruments and machines for mix¬ing the charge substance in the combustion chamber, e) all parts connecting the objects in the first four categories and reinforcing the overall construction

of the rocket. This part of the passive mass is called the "proportional pas¬sive load," in view of the fact that, according to design precepts, its mass must in general be approximately proportional to the mass of the charge with which it is associated, as long as the latter does not exceed some value; for large values of p the ratio* m^/p will increase.

The starting point for construction of the rocket is its preestablished mass m, which, once given, must be matched by p and m^; m remains constant

throughout the flight; u is gradually used up, and m^ may vary, hopefully , in/ 551

correspondence with the diminishing masses of the charge (/i) and the exhaust products (dM/dt).

We designate the ratio m-^/u = q and postulate that we have one and the same irremovable passive load m_^ functioning the Whole time. Then

mi = p?; Mf = m + mi = m + pg.

Substituting this value of Mf into equation (2b), we obtain

p = (m + gp) (n — 1),

whence

m (n — 1)

’ — 7 (n — 1) ’

whereas for m^ = 0 w^ would have p=m(n-l).

We see from equation (6) that as long as q«—

for (i only slightly different from those which would occur for = 0 (note 6),

but with increasing q the mass 11 will increase, going to infinity at q = —^-p

which means that it is theoretically impossible to build a rocket for such data.

But the practical feasibility is less stringent; for q = , we would

obtain already twice the charge (note 7). But for the mass of the rocket not to increase too much due to the presence of the mass m^ and the need for imparting

to it a velocity consistent with m, it is desirable to have the approximate relation

9« 5(n>1_ (note 8), (7)

where n^ is the load rating for that segment along which the same m^ functions

without change and at the completion of which it can be rejected so as not to burden the rocket unnecessarily with its surplus mass, after which another unit m^ begins to function, of smaller dimensions and smaller mass, in correspondence

with the reduced masses of the charge and exhaust. Both sides of the inequality (7) are not identically amenable to our efforts to change them; the quantity q is determined by the degree of technological perfection in building the objects m^ and may be larger or smaller, depending on a variety of conditions, but it

does have a certain rigorous minimum, which, with the materials at our disposal and with the present development of engineering design, we are not now in a position to surmount. We can decrease the quantity n^ at will down to unity

(note 9), by dividing the trajectory of the rocket into a larger number of segments with a smaller W^ for each. The number of segments and, accord- /552

ingly, the number of units m^ is determined as a function of the relative

amount of expended charge that we find convenient for the use of one invariant unit m^; specifically this number should be equal to log n : log n^, where n^

is the load rating of each segment of the trajectory. Should we wish to use a one-unit system for the entire flight, we would obtain too insignificant an absolute limit for the quantity q. The theoretical minimum W necessary for completing the flight purely by rocket means is equal, as we shall see below, to 22,370 m/sec; the corresponding values of n^ calculated on the assumption of

100$ efficiency on the part of the rocket, are given in the third column of figures in the table on pages 64 to 66.

Considering all of the sources of energy loss and imperfections, we can say that the actual value of n for W = 22,370 m/sec will be at least 100, and if we wish to cheaply formulate the charge and partially use hydrocarbons, it will be more than 100. Consequently, for q = 1/99, the mass of the charge according to equation (6) would already be infinite, for q = 1/200it would have doubled, whereas (J./200is a very compact quantity, more correctly impossible for

the mass of the total unit m^. Even if we let W = 14,460 m/sec and, accordingly,'

assume n^ = 20 (page 65 ), we still obtain twice the charge with the difficult-

to-realize ratio = fi/40. In practice, therefore, the optimum system will be

a two-unit one for the machines and instruments and a three-unit version for the tanks, as the bulkier constituents of m^. If we again let n = 100, the

absolute limit of q is lowered from 1/99 (for the one-unit system) to 1/9 for . the two-unit, and to 1/3.9 for the three-unit system (note 10). A several-unit system, although it provides more space in the construction of the objects of. m and saves us from shelving the whole undertaking because of the unfeasibility

of building sufficiently lightweight, it nevertheless does not entirely

eliminate the undesirable influence of the masses m^ on the mass of the rocket;

the value ofpaccording to equation (6) still turns out to be larger than that which we would have if nL were entirely absent.

If we assume a multiunit system, dividing the trajectory into several seg¬ments with equal W. for each, then for the total flight we obtain an increase in

mass by the factor

(6a)

(where K is the number of segments), compared with the mass that the rocket *553

2 . . would have if m^ were absent. The power exponent in this equation is based on

the addition of m + m^ to the right-hand side of enuation (6) and removal of

non from the bracketed expression (note ll).

A solution of the problem concerning m^ can be suggested, for which the

harmful influence of the mass m^ is almost entirely eliminated. This solution

is contained in the following. As with the multiunit system, several units m^

are constructed in successively diminishing sizes; the material for construction is, insofar as possible, predominantly aluminum, silicon, magnesium; parts re¬quiring special refractory characteristics (inner surface of the combustion chamber) are made of suitable kinds of graphite, carborundum, corundum.

In the limit at K = co , the fraction in equation (6) assumes a value

(Noted by V. P. Vetchinkin.) 

The units, as they become surplus due to the diminishing mass of the rocket, are not discarded but are broken down and fed into the pilot's compart¬ment for remelting and comminution, so that they can subsequently be used as chemical components of the charge. This solution is the ideal one, because all that remains of the harmful mass m^ is the last and smallest unit, while all of

the previous ones are used for the charge, gradually exhausting the functions of m^. Since the breakdown and subsequent conversion of the objects m1 requires

a certain amount of time, in such a system the division of the rocket trajectory into segments associated with the in-variant units is no longer arbitrary;

the first change of units cannot be performed before the rocket has entered into the free earth satellite state; the last changeover cannot be made after the rocket has lost so much velocity in returning home that it cannot function as a free earth satellite. These two changeovers are best limited so that they cor¬respond to a division of the trajectory into three segments with approximately equal for each. To break down the objects m^ in empty space and convert

them into charge materials requires certain additional equipment. Nevertheless every effort should be directed toward this solution of the problem of n^, be- *

cause it will facilitate the main difficulty of the whole undertaking, reducing the required mass of the rocket, which if very large constitutes a very real obstacle to the conquest of interplanetary space and the bodies in our solar system, and is exceedingly difficult to overcome in practice, although theoreti-cally the objective does not present any particular difficulties.

VI. Types of Trajectories and Rocket Velocities Required

We will adopt the following notation:

Segments of the rocket trajectory along which it functions, i.e., imparts acceleration to itself.

The "escape velocity" for a given state of the rocket; that velocity by which the existing velocity of the rocket must be increased in order for it to assume motion in a parabolic orbit to the center of the earth.

The "return velocity" for a given state of the rocket; that veloc¬ity which the rocket would have if, continuing in its orbit, it reached the surface of the earth (sea level).

The "total escape velocity" and "total return velocity," equal to we as computed for the state of rest at the level of the earth's

surface, or equal to w^ as computed for the state of rest at an

infinite distance from the earth or for the rocket moving in a

parabolic orbit, equal to the "parabolic velocity" = (where

R is the earth's radius, g is the acceleration due to the earth's force of gravity) = 11,185 m/sec. 

Velocity of the rocket relative to the center of the earth (not the earth's surface) at a given instant.

distance from the rocket at a given instant to the center of the earth;

r

By the term "flight" we mean the motion of the rocket to some point at an infinite distance from the earth, and the return from that point, where the velocity of the rocket at the designated point and at the earth's surface must he equal to zero. We will ignore for the moment atmospheric drag and the . presence of other bodies in space besides earth, so that our results of this section will be approximately valid only for segments of the trajectory lying outside the significantly dense part of the atmosphere and not in the vicinity of the moon, as well as for trajectories whose dimensions are considerable in comparison with the radius of the earth's orbit.

It is readily seen that for any state of the rocket we will have the following:

*’ey= — Vi Wr — yft;»+ «** (l — 7”) • (8)

For a rocket in the earth satellite state with a circular orbit:

u>e = v(V2-i) = (/?- l)^n°te '2) 12}

Wfi = \/w' — & = tfj/A —^

In the case when the orbit of the rocket does not touch or cross the earth's surface, as in the example of any circular orbit, our definition of the quantity w^ is fictitious. In this even, w^ must be interpreted as the velocity

that the rocket would have if to its kinetic energy were added the energy due to its mass and difference in the gravitational potential energy of the earth between its position at a given instant and the level of the earth's surface, regardless of whether or not this summation of energies can actually be per¬formed as the rocket moves in its given trajectory. It is not too difficult to see, then, that w has different values for points at different distances

from the earth in the same orbit (provided only that the orbit is not parabolic, in which case wg = 0); w^, on the other hand, has a constant value for all

points on the same orbit. The quantities wg and w^ have the following

significance: 

1) The value of wg for the perigee (the point of the orbit nearest the

earth’s center) is the theoretical minimum of W (i.e., computed only the basis of the law of energy conservation) necessary for the rocket, moving in a given orbit, to acquire motion in a parabolic orbit such that the rocket can execute the first half of its "flight," i.e., the motion to a point at infinity.

2) wr is the theoretical minimum of W necessary for the rocket, moving in

a given orbit, to reach the earth’s surface with zero velocity and thus complete the second half of its flight.

For proof of the first postulate we compare w and w , computed for two . 61 e2 points ax and &2 in the same orbit, where the difference in earth-gravitational

potential energy is equal to an infinitesimal quantity a . If for the more distant of the points, say a^,.we have, according to equation (8),

then for the nearer point a2 we obtain

the quantity in the parentheses is positive — noted by V. P. Vetchinkin).

Consequently, in absolute value, which is all that concerns us, /

wp<w_ • Therefore, w has a minimum at the perigee of the given orbit,

2 el e

which is the theoretical minimum of the rocket velocity needed for transition to a parabolic orbit, Q.E.D.

For proof of the second postulate, we compare two values w and w

. . . ri r2 obtained in two situations: one, in which the rocket moves in a certain orbit and acquires a velocity increment u at the point a ; another, where it moves in

the same orbit with the same velocity and acquires the same negative velocity

increment at another point a^, the difference in gravitational potential

energies between the points and a^ comprising an infinitesimal quantity a • If in the first instance we have, according to equation (8),

then in the second instance we obtain

y2= ^ (V»* + 2<x- u)» + tfl* (l — 4") ~2*’but

lim = j/(i>- u)* + u»* (l — 4-)

: vj/ (v — u)* + 4)

Consequently, w < w , and, the nearer to earth the points at which r2 rl _

deceleration is applied, the smaller will be the value of w^. We obtain the

minimum w by applying negative velocity increments to the rocket at the level

of the earth's surface. In order for the rocket to complete its flight, we must eliminate at the earth's surface the entire velocity that the rocket pos¬sesses, which will equal w^ for a given orbit, Q.E.D.

The two foregoing postulates can be explicated as follows.

A certain expenditure of charge on the part of the rocket imparts to ix some definite positive or negative velocity increment, independently of the state of rest or motion of the rocket itself, but inasmuch as the energy of the rocket relative to earth — its kinetic energy — is proportional to the square of its velocity relative to the earth, a certSin given velocity increment will constitute a larger positive or negative increment in the kinetic energy when /557 it occurs for a larger initial velocity of the rocket) for instance, a velocity increment equal to 4> applied to a velocity of 2, will mean an increment in the kinetic energy of

whereas the same velocity increment, equal to 4, applied to a velocity of 20, will represent a kinetic energy increment of 

Consequently, from the point of view of the rocket's energy relative to earth, the exhaust will produce a greater reaction on the part of the rocket the higher the velocity of the rocket itself. But the velocity of the freely moving rocket will be greatest at the point of closest approach to earth, hence the reaction at this point will be most favorable, both when it is necessary to impart to the rocket sufficient energy for escape from earth and when it is necessary to deplete its energy for favorable descent to earth.

Thus we see that W can attain a minimal value 2w only under the necessary (but still insufficient) condition that all accelerations and decelerations be executed at the earth's surface; since this is impossible, W will be smaller, the nearer to the earth's surface the segment I. is located. Hence, nearness

J

to the earth's surface of all segments I of the rocket's self-imparted acceler¬ation if the prime requirement that we must impose on the rocket trajectory to preclude a superflous increase in the rocket velocity W. We call the difference W-2w the "rocket velocity surplus" and denote it by the symbol L. We donote by Li the surplus of a given segment, or that part of the total surplus L which was a nonminimal result of the conditions under which the rocket traversed a given segment of its trajectory.

In general,

j/T)},

where v1, v2, rx, r2 are the respective values of the quantities at the begin¬ning and the end of the it]i segment. The upper sign should be used for

"elliptic" rocket velocities (v<w Vv?) for the first half of the "flight"; in all other cases the lower sign should be used.

_ If "the difference in gravitational potential energy at the ends of a ,

given segment is equal to the infinitesimal quantity a , we will have the fol¬lowing in a flight without resistance of the medium: 

A subscript on the symbol L will be used to denote the particular physical fac¬tor giving rise to the surplus velocity. For example, in equation (10) we have L , because the surplus is due to gravitational acceleration; the subscript s ig

will be used to indicate the summed effect of all factors, d the effect of . atmospheric drag, with two subdivisions d^ and d^, of which more will be said

below in section VIII. According to the discussion, of all the possible trajec¬tories, L necessarily gives those whose elements are the elements of free orbits that do not touch or intersect the surface of the earth, because with such an element present in the trajectory, the "first requirement" (see above) is clearly not fulfilled. Maximum L gives the presence of a circular orbit of some finite radius in the trajectory.

The second requirement which we must impose on the rocket trajectory in order to attain the smallest possible L is that the angle p between the direc¬tion of the reactive force and the tangent to the trajectory be as small as possible. The absolute value of v varies not as a function of the total self- imparted acceleration of the rocket jQ, but only as its tangential component,

equal to jg cos 3; we obtain, therefore,

L;p = Wi{ 1 —.cos p).

We divide the trajectory of the total flight arbitrarily into three seg¬ments .

1) Tg, the "escape trajectory," or the segment beginning at the earth's surface and ending at some infinitely distant point.

2) T , the "connecting trajectory," or the segment beginning at the end of

c

T and ending at some other, infinitely distant point, e

3) T , the "return trajectory," or the segment beginning at the end of T^

and ending at a point on the earth's surface. In correspondence with the indicated notation, we will adopt the notation Wg, W^, W^. We also denote the/559

following:

9 The angle between the trajectory at a given point and the horizon plane.

/3 The angle between the direction of intrinsic acceleration jg and the trajectory at a given point of the latter.

X = 0 + 0 is the angle between the direction of jg and the horizon plane.

The angles 0 and 0 are considered positive when the tangent to the trajectory is directed upward from the horizon plane, while jg is directed upward from the

tangent to the trajectory. 

The reasoning behind our division of the trajectory is the following. At

infinity from the earth the earth’s gravity is inconsequential and there is no

drag from the earth’s atmosphere. Consequently, T can take on any shape what-

0

soever and, regardless of the shape, it can be negotiated by the rocket with

arbitrarily small j_, v, and W , because it lies entirely at an infinite distance

u c

from the earth.

In practice, a segment of the trajectory situated at a distance a few

multiples of ten times the earth's radius from the earth can be equated to Tq.

W is determined in practice largely by the amount of time that we agree is 0

convenient for traversal of T .

c

Tg and T , on the other hand, have parts lying within the sphere of in¬fluence of earth's gravity and parts within a resistive medium, the atmosphere. Consequently, a particular quantity L, and hence W, will depend entirely on the geometric shape and velocities that we choose for Tg and T^; in our subsequent

analysis of trajectory types, therefore, we will be concerned only with the

segments T and T , ignoring the comparatively unimportant segment T .

6 r c

Since, in the absence of resistance from a medium, segments Tg and which

are identical in configuration and absolute value of the velocities at similar points require equal accelerations at similar points in order to be identical, the quantities Wg and W^ for these Tg and Tr will also be equal. The computa¬tions given below pertain identically to Tg and T , since they lie outside the limits of a significantly dense atmosphere.

It is not difficult to grasp the impossibility of constructing a trajectory that would simultaneously correspond to both requirements outlined above for minimizing the velocity surplus L. A type of trajectory that fully meets the "second requirement" is a "radial" trajectory, for which Tg and T^ represent

continuations of the earth's radii. In accordance with the "first requirement,"

we must minimize I. in a radial trajectory, imparting to the rocket at large a

J

value of JQ as possible, starting with the point of departure and continuing to

the point at which the rocket attains the parabolic velocity v = w ^l/r ; in returning from the corresponding point, it will be necessary to begin with j^, the "intrinsic deceleration" of the rocket.

We will assume for simplificity that the gravitational acceleration over 1560 the entire extent I. is the same as on the earth's surface, g. We denote

where jn is the intrinsic acceleration, j is the deceleration imparted to the

^ p t •

rocket by the force of atmospheric resistance, and j is their vector sum (.in the present case, with a radial trajectory, it is equal to the algebraic dif¬ference), which we will call the "mechanical acceleration," in correspondence with which j is the ratio of the mechanical acceleration to the gravitational acceleration. With these assumptions and notation, we have from equation (9)

(12)

or, simplifying for j»l,

These values, which are somewhat larger than the actual values for finite j, are taken as approximate values of the surplus from the influence of the force of gravity in a radial trajectory, assuming j>5 (for small values of j, a radial trajectory is unsuitable everywhere).

The type of trajectory corresponding to the "first requirement" is a "tangential" trajectory (see fig. l); from the point of departure 0 to the point b the rocket moves parallel to the earth's surface via the arc of a large circle; the rocket attains horizontal motion by directing j^ at an angle p with

respect to the horizon and trajectory such that the force Mj^ sin (3 will coun¬teract the amount by which the gravitational force on the rocket exceeds its centrifugal force; up to the point d^, the angle p must be positive, but after

this point, at which v = w ^1/2, p is made negative, since the centrifugal force will already exceed the force of gravity. The circular motion continues until the angle p required for its maintenance, ever increasing (in absolute value) with increasing velocity and centrifugal force, attains a value such that Lp (eq. (ll)) becomes an appreciably deleterious part of the surplus.

When p (corresponding to the rocket velocity) attains such a value, the rocket moves for a certain time at constant p, moving further away from the earth's surface at an ever-increasing angle 0 . When at the point b^ the factor be¬comes essentially disadvantageous due to the ever-increasing difference in potential energy between the position of the rocket at a given instant and 1561 the perigee of the orbit along which the rocket would have moved had jQ been

discontinued (for the effect of this difference on Wg, see page 74 )> rocket ceases to function, and from the point b^ to the point b^ the rocket moves freely along an elliptic orbit. At the point b^, which is symmetrical to b^ (relative to the major axis of the ellipse), j is renewed at p<0, such that

The heavy lines indicate T^; the dashed lines indicate the segments of free flight along elliptic and parabolic orbits .

Ij will be traversed as near the earth as possible, and is continued to the

point c1 corresponding to the same condition as the point b^; after the point

c^ it again follows a free elliptic orbit c^'- 6^, then again an 1^. = c^ — e^

near the earth's surface, and so on, until in traversing the last I. we attain

J

the required parabolic velocity and orbit. In the tangential trajectory, the 1,^ |3 which is attained after the rocket passes the point d^ can theoretically be

made as small as we like by moving the points d^ and b, b and b^, b^ and c^, c^

and e^, etc., sufficiently close together; the only thing to consider is that

the number of elliptical intervals and flight time will be increased. We will neglect this part L^p as being largely dictated by our wishes; by contrast, the

approx- /$62

We will use this approximate value in our later analysis. Besides having

a surplus of less than 3j, the tangential trajectory has the further advantage that, by launching and returning the rocket in the equatorial plane from west to east, we can utilize the earth's rotation about its own axis to obtain for 

the whole flight an economy of the rocket velocity W, equal to twice the vel¬ocity of motion of the earth's surface:

2U = 920 m/sec.

In addition to the difficulty of precise control of the required tangential trajectory, it has one added disadvantage, which makes its application in pure form for departure impossible; the tangential type Tg requires points of de¬parture outside the significantly dense atmosphere, because otherwise, due to the considerable length of the segments situated on a level with the point of departure and somewhat above it, would increase by an incredible amount,

many times exceeding the savings in W obtained from the smaller surplus L p for

&

admissible value of j^ (and, hence, the larger will be our value of L the smaller the deceleration j elicited by atmospheric drag, type of trajectory, L g will have a value midway between w/2(j-l) and w/6j

Below, we will assume that fore<30^ and for j>3, provided the rocket does not use airplane wings, or for J>1 when the rocket does use them, 

with the necessary condition that aviation type lifting surfaces are used, /563 provided only that j<2. As for the tangential type T , it is applicable in

essentially pure form and can yield very considerable economy in W^, due to the

useful aspect of atmospheric resistance in the return flight, which helps to attenuate the return velocity of the rocket. This will be discussed separately below, in section IX.

VII. Peak Acceleration

We see from equations (12), (13), (14) that L, hence W and n, decrease with

increasing j and j; it is important, therefore, for us to find out what is the maximum mechanical acceleration j that we can impart to the rocket. The "mechanical acceleration" is the acceleration elicited by the resultant forces acting exclusively on the external parts of the rocket, which is then the accel¬eration felt inside the rocket, whereas the gravitational acceleration, applied identically to all parts of the mass of the rocket, will not be perceptible inside it. The limiting value of j can be hypothesized in terms of four factors: l) the capability and endurance of the rocket construction; 2) endur¬ance of the pilot's organism; 3) atmospheric drag, which increases with in¬creasing velocity and can make the application of smaller j more advantageous while passing through the atmospheric layers of appreciable density, equations (12), (13), and (14) notwithstanding; 4) design problems in the building of sufficiently lightweight and portable components of the proportional passive load (tanks, pumps, burners, etc.), which will have sufficient performance capabilities to impart large acceleration to the rocket.

The third factor may be of significance only for a relatively small seg¬ment near the earth's surface; this will be discussed further in section VIII. The endurance of the rocket depends on how durable we wish to build it. Factors which may contribute to the upper limit of j for a large part of Tg are, there¬fore, endurance of the human organism, this factor being the least prone to our efforts to enhance it, and the dimensions of the objects m^, which we can make

lighter more portable than some limit dictated by modern mechanical engineering.

Too large a value of j can prove harmful and even fatal for the pilot, in that all fluids of the living organism and, above all, the blood tend toward those parts of the body which are situated opposite to the direction of apparent gravity created by the acceleration j. If, for example, to a man 200 cm (about l\ feet) tall we were to impart an acceleration j = 10 g for a sufficient per- . iod of time in the lengthwise direction of his body, from toe to head, a dif-jj. ference of about two atmospheres would be developed in the blood pressure be¬tween the soles of the feet and forehead region, which is probably quite enough for the head to become completely drained of blood, and the feet would become charged with blood vessels, unless special precautions were taken against these effects. The first condition for the organism to be able to bear the acceleration j is to reduce the height of the blood column as much as possible in the direction of acceleration, i.e., to recline the body in an attitude perpendicular to the direction of j. The inflow to the "lower" (i.e., lying opposite the direction of j) parts of the body and drainage of blood from the

"upper" parts can be inhibited by counteracting the internal difference in blood pressure with the same difference in external pressures on the part of a liquid with the same density as the blood, in which the body would have to be immersed. Otherwise, the movement of the blood masses can be inhibited by seating the body in a smooth, hard, everywhere tightly form-fitting contour.

Any method that serves equally to prevent fluid drainage in the external surfaces of the body (when large accelerations are applied), is completely in¬applicable to the internal surface of the lungs. Yet it is in the internal surface of the lungs that the most delicate blood vessels are found, intimately intermingled with the air sacs, without even the most diaphanous tissues to separate them. Since the absolute density of the air in the lungs is insignifi¬cant in comparison with the blood density, the pressure difference dhj obtain¬ing between the "upper" and "lower" surfaces of the lungs, where d is the abso¬lute density of the blood, h is the dimension of the lungs in the direction of j, cannot in any way be compensated from without, i.e., from the space of the lung vacuoles. If this difference exceeds the limiting resistance of the capil¬lary vessels and tissue of the lung vacuoles, first there will be rupture, after which the "lower" surface of the lungs will become engorged with blood.

By its structure, the chest cavity presents still another impediment to the development of large accelerations; it contains a number of organs or rela¬tively disparate densities, the heart and lungs. With the communication of ac¬celeration to the body, the heavier heart will suffer a displacement in the op¬posite direction inside the chest, which can, if the effect is intense enough, have a pernicious effect on the activity of the heart and its neighboring left lung, the latter becoming deformed. Consequently, the permissible limiting ac¬celeration for the human organism will be dictated by the resistance of the in¬ternal surface of the lungs to rupture and the resistance of the attaching mem¬bers of the heart to displacement. Thus, in whatever direction the heart will best withstand stress, forward or backward, will determine whether the man should have his chest or his back in the direction of acceleration. The endurance of the lungs can be enhanced considerably by turning the body about its long axis, which will be perpendicular to the direction of acceleration. With such rota¬ 

case, no really harmful effects are observed (note l4). Bearing in mind that in swinging on the giant stride and in airplane flights, the position of the human body relative to the direction of j is usually lengthwise, i.e., in the most unfavorable position, in that the dimensions of the lungs in the direction from the shoulders to the pelvis are the largest, we have good reason to assume that under favorable conditions, namely with the body primarily in a transverse

attitude, the human being could stand an acceleration j = 5g for a period of three minutes (more is not required) without any particular harm. If it should prove possible to apply rotation of the body about its long axis, the value of

permissible j might even surpass lOg. The value of L ncorresponding to j = 5g

will be: for a radial trajectory w 0.125 and for a tangential trajectory

w 0.007. To the value L p= 0.125 w for 2w : u = 5* which is the relation we

g

will approximately realize in actuality, corresponds a 1.87-fold increase in n. As for the design capabilities in building the objects comprising the propor¬tional passive load so that they are sufficiently portable with a high perform¬ance rating in attaining an appropriately large j , this problem must await the

corresponding engineering research, In all probability, it will be this design factor that will impose the practical upper limit on j .

VIII. Effect of the Atmosphere on the Rocket during Departure

In departure, an important factor contributing to the rocket velocity sur¬plus L is the resistance of the atmosphere, which, first of all, reduces the actual acceleration I of the rocket relative to the center of the earth

•° g ]p — J g) and thus decreases v, and, second, compels us to give the angle 9 a value greater than zero in order to avoid too large a rocket vel¬ocity within the dense regions of the atmosphere, hence in order to avoid too large a value of L . However, increasing 0, according to equation (l4), causes an increase in L^p. Furthermore, we may be forced to diminish j and v over a

certain initial segment of in order to preclude catastrophic overheating of of the surface of the rocket.

The effects of resistance from the medium and heating of the moving sur¬faces have been theoretically investigated only very meagerly, and there is al¬most no experimental material relating to velocities expressed in kilometers per second. Consequently, all that we might know beforehand about these effects is their approximate magnitude, determined on the basis of simplified laws governing the dependence of the drag and heating of the moving surfaces on their shape, slope angle and velocity of motion, as well as the density, chemical composition, and temperature of the medium. We cannot discuss the exact compu¬tation of these effects right now, because they are not amenable to such treat¬ment, even for velocities at which variations in the density of the medium surrounding the body can be neglected. We will base our computations on the following equation, which in general Is approximately valid:

where Q is the drag force in kg, S is the cross sectional area of the body in 2

m , k is a proportionality factor, which, according to experimental data for velocities near the velocity of sound, where it is a maximum, is equal to 0.25; is the velocity of the body relative to the air in cm/sec (in our case,

neglecting the wind, v^ = v — U, where U is the velocity of rotation of the

earth's surface), c is a coefficient depending on the shape of the body and equal to unity for a normally oriented plane, and A = P^/PQ is the ratio of the

atmospheric density at the position of the rocket at a given time to its value at sea level.

Since it has been more to our advantage to work with accelerations through¬out the present article, rather than with the forces giving rise to them, in the present case as well we will go from the resistance'of the atmosphere to /567 the deceleration that it induces on the part of the rocket, denoting this deceleration by j . Expressing all quantities in absolute units, substituting

k a 0.25> and introducing in place, of S the transverse load of the rocket P, we obtain from equation (15)

/, = 2,5- lO-’-JrrjA = (16)

«3c 2 2

where k^ = 2.5*10 ^ (jp in cm/sec , P in g/cm , v^ in cm/sec).

In the resistance of the atmosphere and in the heating of the moving sur¬face, we can distinguish two essentially discrete parts, which are the result of different factors: l) resistance (drag) and heating due to the pressure of

the medium on surfaces inclined at an angle with their trajectory; 2) resistance and heating due to viscosity of the medium as it slides along the moving sur¬faces. The first two effects are the outcome of adiabatic compression of the air ahead of the frontal surfaces of the body and adiabatic expansion of the air behind the rear surfaces. The second two effects are the outcome of internal friction in the medium as it slides along the surfaces of the body. For the

first two effects, we will use the notation d and h , for the second two, d ’ p p* ’ v

and h . Equation (l6) applies only to d , which in general is proportional to v p

the square of the velocity and the first power of the density, whereas d^, in

those layers of the atmosphere where the mean free path of the gas molecules is negligible in comparison with the dimensions of the moving body, is proportional to the one and one-half power of the velocity of the body and the square root of the medium density. Since, according to experimental data, d turns out to

be larger than d^ for bodies that do not possess a particularly elongated

profile, at velocities of several meters per second in the sea level atmos¬phere, the drag d , which is less dependent on the velocity, will he made insig' nificant relative to the quantity d at the hundred- and thousand-meter per

■ P

second velocities that the rocket will have even in the lower layers of the

-h -h

atmosphere (at the beginning of the path, the ratio d^/d^ = kv ph will decrease rapidly).

At altitudes of several tens of kilometers, the drag d , being less

v

dependent on the density of air than dp, can also be made a relatively appreci¬able quantity, but at such altitudes, due to the inconsequential density of the air, both d and d^ will no longer be significant in absolute value, in spite of the increasing velocity. The principal part of the total drag dg = d^ + d^ will therefore be dp for about the first 30 to 40 km above sea level. In order to formulate an overall approximate notion as to c and we will there¬fore confine ourselves to the theoretical investigation of d^ only.

The main factor representing atmospheric effects is the density of the atmosphere. If we regard the gravitational acceleration, chemical composition of the atmosphere, and its temperature as identical at all altitudes, its density will be a decaying exponential function of the height, which we can express with fair accuracy in a form suitable for approximate calculations as follows:

-’The cross section of the rocket must include the pilot compartment,

, 2

consequently, it has a definite minimum of about 4 m in area; the shape of the rocket, therefore, cannot be too elongated.

k

Assuming a constant temperature t = -50°C, which is observed at altitudes

-h/7.2 -h/l6.5

above 10 km. Equation (17) is normally written : pQ = e =10 ,

where h is the altitude in kilometers above sea level, pQ is the density of the atmosphere at sea level (noted by V. P. Vetchinkin).

There are no precise empirical data relating to the composition of the atmosphere at large altitudes, but, according to existing data, the temperature and buoyancy of the air as we move upward do not follow an adiabatic law, in¬stead they fall off more slowly than adiabatic. This indicates that in the atmosphere there is a limit above which the intermingling ascending and descend¬ing air currents cannot penetrate. Above this upper limit of the atmosphere with its constant percentage composition, the partial densities of all the gases must no longer decrease proportionately on moving upward, but in conformity with their molecular weights; the percentage content, and according to the latest research the absolute partial density at certain altitudes, of the lightest component of the atmosphere — helium — must almost double every 5 ha of height. This factor is in our favor during departure, if the takeoff is executed by means of airfoils (wings or fins) but will work against us when we discontinue the use of airfoils. In the first instance, this density would provide support for the airfoils (the problem of overheating of the surfaces can become acute only with respect to a nitrogen-oxygen atmosphere, of which more will be said below), while in the second case it would yield excess resistance to the motion of the rocket once it has developed considerable velocity. This resis¬tance , however, cannot be comparable with the magnitude of the resistance of the lower, dense nitrogen-oxygen layers of the atmosphere. To gain a general notion as to the variation of during departure, we will assume: 0 = const

(the angle e ^ corresponding to the velocity v^ is the angle between the veloc¬ity v^ and horizon plane; in departure upward and to the east, 0 ^ > 0);

I = const; then

0* — 2- 10sJh1 (vi 'n cm/sec, I in cm/sec , h in km). 1 sin 6i 1

The ratio P^/PQ = A is given in equation (17). Substituting the expression for v]_2 from the foregoing equation and the value of A from equation (17) into equation (l6), we obtain

-A -A

(with substitution of k,) = 500-n-cIn h-2 ‘ — kjt2 ‘ ,

1 P 8111 ©i *

where kt = 500

This function will be used to characterize j in terms of the height above

P

sea level, assuming that the point of departure is situated at sea level; this is shown graphically in figure 3, for k^ a 10; as it increases from 0 at h = 0,

j assumes maximum values for 9>h>6, then decreases, becoming similar in its

behavior to the function 2Integrating F(h), we obtain the negative work done by the atmosphere on the rocket in dyne-kilometers per gram mass of the rocket: 

Replacing the factor h by h — h in F(h) and taking \ F(h)dh, f which would /57O

u *

correspond to a transfer of the departure point to h km above sea level, we ob-

-h/5

tain values smaller by a factor of 2 , hence the negative work on the part

of the atmosphere, as well as the values of , are proportional to the density

P

of the atmosphere at the point of departure. This law is valid for all traject¬ories which are identical in configuration and velocities and differ only in the altitude of the departure point. From this (and only from this) point of view, the altitude of the departure point is significant. But for the quantity wg,

this altitude is of relatively minor importance within the range of variation that we can possibly realize; thus, for example, moving the point of departure upward 10 km decreases wQ only by about 35 m/sec.

To find the value of L, , we must integrate j with respect to the time.

ap P

Substituting I»t in place of v, in equation (l6), expressing A in terms of h,

-‘5 12

and h, in turn, in terms of t and I, as h = 10 ' -v It sin 0 , we obtain where

ifc, = 2,5-10- 

For the time variation, we will assume arbitrary data convenient for com¬2

putation: I = 5000cm/sec and 0^ = 90°> whereupon

U — 62500^-

where k^ = 62,500c/P. The function = F(t) is graphically illustrated in figure 4 for k^ = l/3*

CO

The value of j* F(t) dt according to equation (20) (or for I = 5000 71

2 o P

cm/sec and sin 0 = l) is equal to about 2000 k . It is readily seen that

"3/2 ^

L-, must be proportional to l2 and (sin 0 ) . Consequently, for any values

n 1

of I and 0^ we will have

L^p =» 2000 K V1: 5000 • sin-*0i =

i_

1,75-lO*-p-/* sin *9i«=*sin *0„

where

The optimum angle 0 ^ is that angle for which

L « + L-, = min.'

g pd g p d

We will assume for simplicity that 0 ^ = 0 , i. e., we will neglect the rotation of the earth about its axis. Then the angle 0 must satisfy the equation

z sin * 8X + w8**V‘- = min.

From this, we find

Inasmuch as we do not, in actuality, have to make 0^ = const over the

entire I., hut since, on the other hand, we cannot vary it abruptly, especially

at large velocities, since this would require a large angle p and large L p, it

follows that, according to equation (23), sin 0 can only be an average

-'-optim

for a segment I. lying within the appreciably dense portion of the atmosphere.

At the beginning of this segment it is more favorable to take 0 >9 ,

optim

, since this diminution

optim

can be achieved by the action of the force of gravity and a small deviation of the rocket axis from the trajectory (in order for L ^ not to be large, it is

necessary that p <5 or 10°). For better penetration through the atmosphere

and for obtaining the lowest possible L , the rocket should have a long,

d

pointed configuration, and its discharge tube can only be aligned with the long

axis. Consequently, along the segment of T on which L, can attain sizable /5T2

e d

values, namely beginning with the point at which the rocket velocity v^ attains

values of several hundred m/sec and ending with an altitude of about 60 km, the long axis of the rocket, as well as the axis of the discharge tube and the di¬rection of reaction, must be aligned with the direction of the trajectory

"T. , i.e., the surplus rocket velocity that depends on the opposing reac¬

tion of the supporting surfaces inclined at an angle a with respect to the trajectory, is not included here, as it is almost totally independent of the angle 0 .

in order to obviate excessively large atmospheric drag. Hence, the exhaust- reactive force component normal to the trajectory, being equal to j M sin p , and the angle p must be nearly zero; with this stipulation, unless some other normal force is acting on the rocket, the trajectory will curve under the in¬fluence of the normal component of the force of gravity, equal to Mg cos 6, where the radius of curvature will be equal to p = v /g cos 0 . For velocities

v< 2000 m/sec and for G not too near 30°, this curvature of the trajectory could cause the rocket to head back toward earth before it had managed to reach the atmospheric regions of negligible density, wherein the angle p may be given any value we like, without creating considerable atmospheric drag. A force to counteract the normal component of the force of gravity might be the air pres¬sure on lifting surfaces, with which the rocket would be equipped. These would have to be steel surfaces covered with a thermal insulation (aluminum, probably, will probably be unsuitable due to its low-melting characteristic), extending along the body of the rocket and having a surface area such that their load will

be approximately 200 kg/mc

small angle of attack (angle a between the lifting surfaces and trajectory of the rocket) will be sufficient (sin o < l/lO) in order for the lifting force developed by the supporting surfaces to equalize the normal component of the force of gravity and thus to prevent the rocket trajectory from curving down¬ward more than is desirable. The opposing action of the surfaces (i.e., the projection of the force due to air pressure onto the rocket trajectory) will also be relatively minor, namely Mg cos ptan a. It will decrease the translational acceleration of the rocket by an amount

n . / COS 0

g cos 0 tan a= = ,

l coto

where, as the rocket picks up velocity, the angle a can be decreased (until the rocket enters the rarefied layers).

Considering a — const and sin0«l (L can only have significant values

for small slopes of the trajectory, i.e., for prolonged flight in the atmos- /573 phere), we have approximately

In this equation, as in equations (13) and (l4), the factor 3 in the de¬nominator is attributable to the following: l) The surplus occurs in the inter¬

val in which the rocket develops only the first 8000 m/sec of its velocity, since beyond this point the rocket becomes a free body; 2) as the velocity builds up from 0 to 8000 m/sec, all drag effects decline to zero, since they are directly related to the apparent gravity of the rocket, but the latter quantity reverts to zero at v = 7909Wsec at sea level with v in the horizontal direction. 

under the condition that the (apparent) gravity of the rocket is inhibited the whole time only by the action of the lifting surfaces. The lifting surfaces are desirable for the initial development of velocity, if we have 2< j <3, and are always necessary for j <2, since for = 2, even for purely tangential

flight, L„ amounts to about 600 m/sec, while for <3 = 1, L would go to infin-

P Op

ity if we were to try and counteract the weight of the rocket solely with the exhaust reaction. Nevertheless, it is quite possible that it will be difficult from the design point of view to create an initial value of j >2: in this

0

event, then, the prolonged application of airfoils is mandatory. In our favor,

in this case, is the fact that the ratio j /g (where g is the apparent

0a a

gravitational acceleration of the vehicle (its weight minus the centrifugal

force) will decrease steadily and fairly quickly, on the one hand because of

the decrease in g as centrifugal force is developed, on the other hand be-

8.

cause of a possible increase in J as the mass of the rocket is diminished.

Since, for a certain period of time alter takeoff, all that functions is the one initial unit m^, we can maintain its absolute performance rating at the same level and thereby obtain an ever-increasing relative exhaust intensity dM/Mdt and, accordingly, increasing j . Thus, for example, at the instant the

0

rocket develops a velocity v a 5000 m/sec (v^ ~ ^500 m/sec), its apparent

gravitational acceleration will decrease by a'factor of 5/8> the mass by a# factor of about 2/5, so that, with the rest of the reaction force constant, j

will increase fourfold relative to g . This fact shortens considerably the

8.

period in which the airfoils are utilized, because they are more essential the

nearer j /g0 is to unity, while for j /g > 2 we can get by without them alto- 0 a 0 a

gether, countering the gravitational force on the rocket with the vertical component of the reaction force.

The theoretical investigation of the utilization of airfoils at velocities v^ >1000 m/sec is very difficult for lack of appropriate experiments and in- /5jk

vestigations, both with respect to the laws of drag and heating of moving bodies at high velocities and with respect to the composition of the atmosphere at heights of several tens of kilometers. If we were to rely on the data of modern aviation, the outlook for the use of airfoils would seem very promising. But, in all probability, at velocities several times the speed of sound, the drag as a function of the angle of attack approaches the Newtonian formula 2

F/s = k sin cc, so that the lifting force of the supporting surfaces will be much less than according to the formulas used in aviation, their aeronautical efficiency falling off accordingly. Due to the reduction in lifting force coefficient at large rocket velocities, it would not be able to escape from the comparatively dense atmospheric layers before reaching a velocity of about 700 m/sec (at which the apparent gravity already begins to fall off sharply). 

Consequently, it is necessary to pay special attention to the problem of the

additional drag due to viscosity of the atmosphere d and heating of both the

v

frontal portions of the rocket due to adiabatic compression of the air in front of it, and of the sloping surfaces due to the viscous forces. Therefore, leav¬ing open the question of the possible limits of applicability of winged flight, we will consider that the rocket has a ratio j /g >2 at the instant the rocket

develops a velocity v^ = 4500 m/sec. At the very inception of velocity buildup

to 100 m/sec, we should make (3 > 0 if we wish to have j < 2, otherwise the initial acceleration of the rocket will be executed by some mechanical means.

In the first instance, the axis of the rocket would not at all coincide with the tangent to the trajectory, but at small velocities a certain deviation still would not produce too great a deceleration due to atmospheric drag.

The optimum rocket velocity at a given point of its trajectory, i.e., for

given 0 and h, is that velocity at which minimum L is attained for the element

s

of the trajectory nearest this point. We have, consequently, the equation

L = L + L + L = min, (25)

s g d a

where in the functions L , L, and L we must take v, as the variable, assuming

g d' a i > e>

G S3 const. According to equation (10),

(since o in equation (10) is equal to ig sin l/r ). The optimum velocity problem is of practical significance only for the segment near the earth's sur¬face in the medium of a dense atmosphere, so that we can let r s 1 with only minor error. According to equation (l6),

Lid = If, — (4") MA?

The following computations, like the concept of optimum velocity itself, are only applicable so long as we have 6> a, i.e., so long as the opposing action of the force of gravity at a given point of the trajectory (projection of the gravitational force on the trajectory) is greater than the opposing action of the lifting surfaces, since at an angle G small in comparison with the attack angle a , the altitude of the rocket at a given instant is directly dependent on its velocity at that instant and vice-versa, while the angle of ascent G is de¬termined by the way in which the velocity increases, so that the problem of find¬ing an optimum velocity for a given altitude and angle of ascent becomes superfluous.

The third term in equation (27), like the second term in equation (26), does not contain v, hence is constant in this case. Substituting into equation (25)

the values of L , L , and L , excluding the constant terms, we obtain ig id ia

—-gsinG + 4- U'kxb+ -i- cose tana+ ivkxA •= min.

Solving this equation and substituting the value of A according to equation (17) and the value of k^ from equation (l6), we get

Poptlm = / 2* *400P-g -j- (sin ® + cos 8tgna)+ U* > (29)

voptim is "^e value of the velocity that should not be exceeded in flight, at

any rate not exceeded by too great an amount. Should it happen that, for the I and 0 that we have chosen on a certain ith segment, the rocket velocity

turns out to be much greater than optimum for the given h and 0,1 would have to be decreased at the beginning of this segment until the rocket had attained considerable altitude, at which vn^+/!m is then made larger (equation (29)).

Substituting the value of z from equation (2l) into equation (23) and neglecting the difference between j and I (we can do this without dangerous

error, since flight is possible in general only as long as the difference be¬tween j and I is not too great, i.e., as long as L is not particularly 0 s

great), we obtain

sin Ooptim “ 0,14 (4r) ^*A*

Substituting the value of sin 0 from equation ( 30) into equation (l4) and again neglecting the difference between j and I, we obtain

LgP — V °'14 »81 = 5-10’(j^)*

Adding equations (3l) and (32), we obtain L as a function of the accelera-

g Pd

tion I, under the condition that the rocket follows a trajectory with an ascent

angle 0 = arc sin 0 = const, and for I = const:

opt 3

(33)

(L in m/sec; I in cm/sec2; tan a = O.l).

A graph of this function (equation (33)) is given in figure 5 for c/P = 1/62,500 (c sa O.Oh, P = 2500, these values being approximately probable data). In the same graph is given the function

where in the latter we neglect the divisor cos 0 (which in prolonged winged / 577

flight is necessarily very near unity) and, as in the preceding equations, we L

assume I 3 j .

0

The quantities L . from equation (33) and L from equation (24) cannot gpd a ’

be added one to the other, since the assumptions underlying the derivation of

these equations are mutually exclusive; if the prolonged use of airfoils (L )

a

necessitated by small j holds, then we cannot have 0 = const, but if j is

large and sin 0 is correspondingly not to small, airfoils are not used continu¬ously and we can have a = const. In the first situation, we must orient more according to equation (24a), in the second situation, more according to equation (33)J the changeover point is JQ = g.

In the present section, we have permitted a number of simplifications (though always toward increased resistance; in particular, equating 0 to the

larger angle 6 , we increased the calculated loss in velocity L R, while tak- 1 g P

ing the maximum value of the coefficient k in equation (15), we increased the

calculated loss in velocity ), and in equation (33) (see fig. 5) we intro-

P

duced more or less probable yet nevertheless arbitrary data ( c = 0.04,

P *3 2500), doing the same in. equation (24) (ass O.l). With this in mind, as

well as the fact that in departure at an angle 0<300 (from all indications,

o .1

0 would never be greater than 30 in any case) the economy in W from utiliza- 1 e

tion of the earth's velocity of rotation about its axis will amount to about 450 m/sec, we may regard the following as a safe result of the calculations in

the present section: the required rocket velocity W , taking into account al 1

e

resistance effects, will not be more than 12,000 m/sec and, in all liklihood, will be somewhat less.

As far as heating of the rocket surface is concerned, this problem will clearly not be as acute in departure, a fact which may be inferred from the following considerations:

where p^ is the pressure in atmospheres in a plane moving perpendicular to itself at a velocity v in m/sec, p is the atmospheric density in g/cm^, v is the veloc¬ity in m/sec, 0.02 is the drag coefficient for the largest velocity investigated;

p — 80 — *0 “ 00 5T > 

PQ is the buoyancy of the atmosphere in atmospheres, T is the absolute tempera¬ture, 0 is the same as in equation (3*0, m is the molecular weight (mean) of the gases constituting the atmosphere. The adiabatic compression formula is

T_(Jtyr (36)

T t “ \ pi f

where k = 1.41.

Regarding heating as the result of adiabatic compression, we obtain for /578 velocities v>700 m/sec, at which p^ » pQ (in an oxygen-nitrogen atmosphere;

for other gases, the lower limit of applicability of the following equation is proportional to their molecular velocity):

*(*-») »-t

Tt = 0,09ZV* w-5- m * = 0,09rM1rM“-mM" (37)

A graph is constructed according to this equation for m = 29*3 (fig* 6). The equation gives the air temperature in front of a surface normal to the trajectory; this temperature will obtain only ahead of the frontal parts of the rocket, the nose and leading edges of the foils, while near sloping surfaces the pressure and corresponding temperature will be considerably less. If we protect the oncoming frontal regions with some kind of refractory material, the remaining external surfaces of the rocket, if made of steel, should be able to withstand velocities up to 4500 m/sec, even without special refractory 

protection. Calculations of the temperatures of rapidly moving bodies are given below in section IX. Here we will use a second means of calculation — according to equation (37)> tut with allowance for the ameliorating circum¬stance that we do not make our surfaces normal to the trajectory but with a slight angle of attack, so that the air compression ahead of them, hence their temperature, will be still considerably lower. At the instant the rocket ac¬quires a velocity of 4500 m/sec, it "will be moving through the rarefied /579

layers of the atmosphere, in addition to which (see page 92) there is no longer a need for airfoils.

The data are no less favorable if we proceed from the fact that dumdum bullets, charged with mercury fulminate, do not fly apart spontaneously in air, having an initial velocity up to 700 m/sec and being so small that they are able to heat up quite considerably during their flight. The detonation temper¬ature of mercury fulminate is l85°C, wherefore it may be assumed that the bul¬lets are not heated to more than 150°above the air temperature. We presume that the absolute temperature of the surfaces of a moving body is proportional to some power (x) of the mean (square) molecular velocity of the gaseous medium relative to this body. Then, knowing that the mean molecular velocity of air at 0°C is 460 m/sec, we determine the mean velocity of the "same molecules relative to a bullet flying at a speed of 700 m/sec:

v — V 460* + 700* = ,837 m/sec

We formulate the equation

/837\*_ JTi.

Ueo) “ T ’

substituting T = 300°K and T < 450®, we obtain x<0.7. Consequently, we obtain (where u is the mean molecular velocity, v is the velocity of the moving body).

According to this equation, with v = 4500 m/sec, we obtain T^< 800®C for T = 220°K = -53®C.

IX. Extinction of the Return Velocity hy Atmospheric Resistance

On returning to earth, we need to reduce the velocity of the rocket to zero; consequently, the resistance of the atmosphere will consistently work to our advantage, and our only task is to utilize it optimally without "burning up the rocket from motion through the atmosphere at velocities of several km/sec. The resistance of the atmosphere has a twofold application: l) to extinguish

the entire return velocity w = 11,185 m/sec; or 2) to extinguish just the

r

"circular velocity," which is

7909 m/sec -f a = + a,

where a is for the moment, lacking reliable information on the upper layers of the atmosphere, an indeterminate multiple of ten meters per second; the latter/580 is somewhat simpler technically; we will first consider the extinction of the last 7909 m/sec + a. We will adopt the following as our starting assumption:

The rocket moves along a parabolic or prolate elliptical orbit, the vertex of which is situated at a distance of 400 to 600 km from the earth's surface, Depending on how precisely we are able to control the direction of the rocket; we must not only guarantee that the rocket will not fall to earth, but that it will not be torn apart in the dense layers of the atmosphere. The subsequent conversion of the trajectory is executed in application to its tangential type, except in the reverse order of that shown in figure 1. As soon as the rocket is in the segment of closest approach, it imparts deceleration to itself, re¬ducing the eccentricity of the orbit and remaining at approximately the position of closest approach. When the eccentricity is diminished enough that it can no longer be detected by the pilot, the rocket will continue to impart small decelerations on arbitrary segments of its almost circular orbit. Each deceler¬ation must be so slight that the resultant eccentricity will be barely notice¬able; after each deceleration, the orbit is again traversed (the time to circle the earth is IJ5 hr) and, in the event an appreciable eccentricity is detected, it is corrected by a slight deceleration on the segment of closest approach.

In this way, the orbit of the rocket will be continually narrowed, consistently maintaining its circular pattern, insofar as permitted by the error of detection. This constriction continues until the orbit is in atmospheric layers of such density that jp attains a value of about 0.1 cm/sec^. From this moment on, the rocket ceases to function as such, and all objects of the proportional passive load are ejected. The construction of the rocket by this time should be as follows (see fig. 7): l) pilot compartment; 2) an elliptical lifting surface,

the design of which will be discussed below; the major axis of the ellipse ,:hould be perpendicular to the trajectory, the minor axis inclined at an angle u (about 40°) yielding the maximum lifting power; 3) a long tail section emerg¬ing from the pilot compartment to the rear at an angle a with respect to the minor axis of the elliptical lifting surface; at the end is a tail in the form cf two plane surfaces forming an included angle of about 60°, its edge parallel to the major axis of the elliptical lifting surface and its bisecting plane parallel to the trajectory; 4) a surface for automatic maintenance of lateral stability, in the form of an angle similar to the tail but with less opening (about 4-5°), located above the pilot compartment and having its edge

perpendicular to the trajectory and edge of the tail. This surface automatic¬ally maintains lateral stability of the vehicle by turning to the right and left/581 about its edge under the control of a gyroscope located in the pilot compart¬ment. The axis of the gyroscope is fixed beforehand parallel to the axis of

Stabilizing surface

earth's rotation. It is probably not feasible to achieve lateral stability of the vehicle at very large velocities in the rarefied layers of the atmosphere by purely aerodynamic means, wherefore some kind of automatic control device will be needed, such as the one indicated above. All of the indicated external parts should be carried aboard the rocket in disassembled form and assembled at the instant the orbit, or the part of it nearest the earth, passes through significantly dense atmosphere. A gliderlike vehicle of the above construction (differing from the glider by its much greater angle of attack, tail construc¬tion, and lateral stability mechanism) will have the attribute of always re¬maining in atmospheric layers of such density that, at its present velocity, the vertical component of the air pressure on the lifting surface will be equal to the apparent gravity of the vehicle, i.e., the surplus of its gravity over /582 the centrifugal force that it develops will be equal to 

(horizontal motion along the arc of a large circle is assumed). As the veloc¬ity of the vehicle decreases due to the retarding effect of the atmosphere, it drops into the denser layers of the atmosphere, maintaining the balance between the apparent gravity and lifting force developed by the lifting surface. If we assume that the vehicle executes its return in the equatorial plane in an easterly direction (v^ = v — U) and that the load on the lifting surface is

equal to p kg/rn^, then, according to equations (15) and (38)# we have

P(1 — 2^) = K • 10-‘ (v — uyAc*, ’ (39)

where c is a function of the slope angle of the lifting surface. The left-

hand side of this equation represents the apparent gravity of the vehicle per square meter of lifting surface, the right-hand side is the vertical component of the atmospheric resistance, i.e., the lifting force per square meter. On the basis of this equation, with p = 200 kg/m^, c^ =* 0.7 (o'** ^0°), and k = 0.1

(we choose the smaller of the experimental values of k, being the less favor¬able, in lieu of data relating to such high velocities), we draw a graph of the function h = F(v ) according to equations (39) and (17) (fig. 8). The figures

given with the curve denote the ratios A = p P Q corresponding to the values

of v^ plotted on the horizontal axis. The part of the curve for v^ < 1000

m/sec, is not plotted, since it is of no importance as far as we are concerned, for reasons discussed below. Extinction of the return velocity by atmospheric resistance is possible so long as the vehicle does not burn up in the air like a meteor at the values of v and h that will be encountered during descent ac¬cording to equation (39)5 let us examine this condition: Inasmuch as the

amount of heat given off (primarily through,radiation) by the lifting surface of the vehicle at the highest temperature that it can withstand will not be 

less than the amount of heat it acquires from the volumes of air in front of it, which is heated to incandescence by adiabatic compression, given different com¬binations of v and h corresponding to equation (39). We cannot formulate an exact notion as to the indicated phenomena for the lack of precise information on the effects occurring in an elastic medium near a moving body or on the radiative power of gases at temperatures of several thousand degrees. Since the radiation intensity increases as the fourth power of the absolute tempera¬ture, the surfaces of the vehicle supported by the atmosphere, above all its lifting surface, must have the greatest heat resistance, which means increasing their weight per square meter p. The most logical construction for the sup¬portive tail and stabilizing surfaces is the following: a metal framework,

thickly coated with a tile of some highly refractory material, as, for example, graphite, retort carbon, limestone, or porcelain. The tile should be on the side of the surface facing forward, so as to protect the metal frame. The parts of the frame coming in direct contact with the tile should be made of one of the higher-melting metals, the base of which might be tubular steel cooled from within by water and steam (the hazardous period of the descent will last less than 20 min) and protected against radiation from the back side of the tile by a porcelain lining. There is clearly no danger of considerable scorch¬ing of the carbon-bearing tile, because when the vehicle is traveling at a speed of several km/sec only the molecules of a very thin adjacent air h

layer will come into direct contact with its surface. The total amount of air L in the volume described by the contour of the vehicle will only be a few times the mass of the vehicle as the latter decelerates from v^ = 7000 m/sec to

2000 m/sec (hazardous interval). It is very probably that at altitudes 100 > h >50 km, the atmosphere is very impoverished of oxygen, whose molecular weight is higher than the molecular weight of nitrogen, and the hazardous vel¬ocities will occur at heights 100> h >50 km.

In view of the fact that the hazardous velocities are several times the velocity of sound in air, only the surfaces of the vehicle facing forward will be exposed to the intense action of the atmosphere, while near the backward¬facing surfaces will be almost complete void in comparison with the density of the surrounding atmosphere. In particular, the metal frame of the surfaces the entire pilot compartment will be located in this void if properly construc¬ted; the compartment should only be protected against radiation from the back side of the tile.

An approximate comparison of the possible quantities of heat liberated and gained by the lifting surface seems to indicate that the vehicle can return comfortably to earth, extinguishing the return velocity beginning with v =

7909 m/sec = w/ \[2~. The work done by the vehicle on the atmosphere (independ¬ently of the inaccurate equations (17) and (15)) attains a maximum of Q, equal

to about 3 P 1011 erg/sec per square meter of lifting surface, with V equal to

about 4500 m/sec. Less than half of this work will be dissipated in one

direction by the lifting surface: > 1.5 p 10"^ erg/sec, whereas the other,

larger part will be radiated by the compressed volumes of air in the other direction — into space; if we assume that during the passage of air alongside the surface of the vehicle (in the most hazardous period of flight this time will not he more than 0.002 sec), it will radiate a part of its heat, equal to qQ, where Q is the total amount of heat acquired by it in compression, then the lifting surface will acquire at most

qQ^ < 1.5 pq 10L1 erg/sec

of radiative energy.

According to the Stefan-Boltzmann law, the radiation intensity from a

complete black body is equal to erg/sec per square meter of surface.. We

use a black body here, since in the foregoing case we assumed total absorption of rays by the lifting surface; affecting absorption and radiation identically, the absorption coefficient is of no importance for our purpose. If we let p =

200 kg/rn^, which is a representative and probable figure, and T = 3000°K = /5^

a 2T30°C (a value near the mavimum possible temperature), it turns out that the radiation power per square meter of lifting surface could attain a value of

9.2*1013 erg/sec in both directions, whereas the absorbed energy will not be

more than 3*10^3 q erg/sec (eq. (40)). Judging from the fact that the gases in the cylinders of internal combustion engines, during a period on the order of

0. 1 sec, are only able to give up half of their heat to the cylinder walls, we are safe in assuming that the ratio q has a value expressed in less than hundredths. We therefore obtain a very large allowance for reducing T = 3000°K

2

a.nri for increasing the surface load p = 200 kg/m .

We now present an alternate calculation of the temperature of the lifting surface. According to equation (37)>a"t a velocity of 4.5 km/sec (we choose this velocity as the one yielding maximum work due to friction), the temperature of the air compressed adiabatically at an initial temperature of 0°C is =

a l800°K. Since the lifting surface absorbs thermal radiation in one direction, whereas both sides radiate energy, and since the amount of heat radiated must be equal to the amount absorbed, we have the relation

aT\ = 2bT\,

where a and b are coefficients proportional to the absorption coefficients of the heated gases and lifting surface, Tg is the unknown temperature of this

surface. Assuming a a b and substituting = l800°, we find = 1500° =

a 1227°C. Actually, the absorption coefficient for a solid will be higher than for a gas, so that should be even less. It follows from the preceding cal¬culations that the lining of the lifting surface can be made of porcelain or corundum tile.

After the velocity of the vehicle drops to v1 a 2000 m/sec, any danger from overheating will he eliminated (see eq. (33) and fig. 5).

Further loss in velocity takes place Just at the moment the vehicle is found at an altitude of one or two kilometers above the earth's surface level. Since we are unable to calculate precisely beforehand the position of descent and since it will be impossible bo know beforehand in the first flights whether to land the vehicle on the ocean or dry land, a direct landing on the surface of the earth at the velocity v^, which is equal to several multiples of

ten m/sec, would present danger to the life of the pilot; the vehicle should therefore be equipped for descent by parachute. If it proves convenient to carry a parachute of sufficient areal span, it can be used to bring down the entire vehicle; but if such a parachute is too bulky, then one will have to be devised for just the pilot, letting the vehicle make a separate landing.

If the descent is made over the ocean, landing can be made directly on the L—

water. In this case, the steepness of descent and, hence, the abruptness of landing should be minimized ahead of time at altitudes of 10 to 20 km by de¬creasing the angle of attack of the lifting surface by rotating the tail section downward through some angle. The landing speed (horizontal) will thus be in¬creased, but the impact will be diminished. For the case of maneuvering in air, which is necessary for descent onto the ocean, the tail section or tail itself must be steered by controls in the pilot compartment. Considering the possibility of descent over the ocean, the vehicle must be provided with what¬ever is needed staying afloat; it should have a sail, equipment for imparting stability on the water, if this is necessary, a small fuel supply in the form of compressed marsh gas (methane), and a lightweight low-power motor.

With these means, utilizing the tradewinds, the vehicle should reach the nearest land in a reasonable period of time, unless it is picked up earlier by some ship. To facilitate floating, the lifting surface and other similar parts should be ejected or disassembled and packed into the compartment. To extin¬guish the total return velocity by atmospheric resistance, the initial status should be the same as in the first case (see page 100); the control of the rocket is also the same as before, with the additional fact that its lifting surface has a variable angle of attack from +k0° to -1*0° and is furnished with an automatic mechanism, which orients it in a positive angle of attack when the rocket enters the deeper layers of the atmosphere, at zero angle when the rocket flies parallel to the earth, and at a negative angle when, moving away from earth, the rocket flies into more rarefied layers of the atmosphere. This mechanism can be regulated by a control cable from a special fin situated on the outside perpendicular to the motion of the rocket. When the encountered atmospheric pressure increases on this surface, the mechanism should operate in one direction, imparting a positive angle of attack to the lifting surface; when the pressure diminishes it should operate in the opposite direction. In order not to subject the back side of the lifting surface to the action of the atmosphere, it may be possible, instead of imparting a negative angle of attack, to induce the entire rocket to rotate about its longitudinal axis. Cautiously, with small decelerations at the maximally distant point of the initial ellipse, the orbit of the rocket is constricted, the point of closest approach finally entering the confines of the significantly dense atmosphere. This entry should take place at a distance from the earth's surface such that the rocket will operate with guaranteed safety, with allowance for possible control errors and errors in determining the data of its orbit, against overheating at veloci- /587 ties up to 11 km/sec. Also depending on this requirement is the choice of dimensions for the axis of the initial ellipse; the smaller the major axis, the greater will be the accuracy with which the point of closest approach to the earth can be calculated and the more delicate will be the approach to it (in particular, such that the perturbing influence of the moon will be minimized,) but, clearly, the greater will be the part of wv that must be preliminarily

extinguished purely by the function of the rocket. At the instant the segment of closest approach enters the rarefied layers of the atmosphere, the rocket begins to follow a trajectory completely analogous to the trajectory of the preliminary (external with respect to the atmosphere) phase of the return flight in extinguishing the velocity w/ prior to the transition into circular

orbit (see page 100), the only difference being that deceleration will not be provided by the action of the rocket on the segment of closest approach, but by the resistance of the rarefied atmospheric layers, which the rocket will pass through several times with an ever-diminishing major axis on the part of its orbit.

The automatically varied angle of attack of the lifting surface will play the following role in this operation. On penetrating deeper into the atmosphere, when the pressure on the control surface increases the angle of attack will be positive and the lifting surface will function to prevent the rocket's approach to earth, maintaining it in atmospheric layers rarer than the rocket would other¬wise penetrate. When the rocket begins to emerge from the atmosphere and the. pressure on the control surface diminishes, the angle of attack becomes negative and the lifting surface prevents the rocket from moving away from earth, thus emerging from the atmospheric layers at a smaller angle, so that the next entry therein is at a smaller angle and so that the penetration into the atmosphere on the next pass of the segment of closest approach is shallower. Consequently, by means of a variable angle of attack on the part of the lifting surface, it is possible to move the segment of closest approach away from the earth into more rarefied layers of the atmosphere, beginning with the first entry of the orbit into the significantly dense part of the atmosphere and continuing until the rocket goes over, as the result of the slowing action of the atmosphere, into a circular (essentially spiraliform) orbit contained entirely within the atmosphere, after which the remainder of the descent is executed exactly as in the case when the return velocity is extinguished by atmospheric resistance ac¬cording to the first method.

Thus, by the second method, we extinguish 11,185 m/sec — (3 instead of 7909 m/sec + a by atmospheric resistance, where p is the amount of rocket deceleration expended in transition from Tc to the initial ellipse and entry of

the point of closest approach of the initial ellipse into the confines of the atmosphere; p is a quantity which theoretically can be as small as we like B-nri essentially is determined by the accuracy with which the rocket can be controlled apd its orbit data computed. Approximately speaking, considering the thickness of the atmosphere to be insignificant in comparison with the radius of the earth,

+V2

■where R is the radius of the earth, is the distance from the center of the

earth to the point of closest approach (perigee) of the initial ellipse, r is the corresponding distance of the point of farthest approach (apogee). The first term represents the rocket deceleration necessary for transition from T

to the initial ellipse; the second term is the deceleration required for entry of the initial ellipse perigee into the atmosphere. If we assume as approxi¬mate data r^ = 2R and r = 20R, we obtain approximately j3 = 0.05 ^2Rg = 0.05 w a

= approx. 550 m/sec. Consequently, we can utilize atmospheric resistance to quench a portion of wy equal to 10,360 m/sec, and W becomes equal to about

12,550 m/sec.

X. An Interplanetary Base

Q

and Rocket-Artillery Device0

Velocities less than half the exhaust velocity u generated by whatever chemical compound is employed, i.e., up to about 2500 m/sec, overlooking the petroleum-air group (see page 64), can be developed more economically from the viewpoint of fuels and materials expended (in the objects m^) by artillery

means, but man is totally unequipped to take artillery type accelerations. It would be desirable, therefore, to deliver cargo and all objects of the passive load capable of withstanding accelerations of several thousand m/sec2 (with suitable packaging, everything except delicate instruments) into interplanetary space by a rocket-artillery device, separately from the human passengers. With the rocket-artillery transportation of loads into space, we would economize as much as 50$> on charge materials.

The difficulty of such a device lies in the problem of locating such a relatively small body in space as a rocket vehicle fired from earth. Looking /589 ahead to the time when flights will be made more or less regularly, we propose the following technique for organizing them and arranging them so as to yield considerable material economy.

A rocket of large mass is sent from earth with a supply of active load for the development of a velocity W of about 12,000 m/sec. The final mass M of

_ The author, unfortunately, did not have on hand a manual giving the optical power of modern telescopes, and it must be remembered that the problem of signalization with a "rocket-artillery device'1 has to be developed on the basis of data that are not quite reliable. 

this rocket, due to the smaller required W, will be-^n^ times the final mass that the rocket could have if it had the same mass but designed for flight with a return trip to earth without absorbing the return velocity by atmospheric drag. This rocket then becomes a moon satellite with as large an orbit as is possible without succumbing to the hazard of being drawn back to earth, after which it unfolds a large signaling surface of material with a large visible- light reflecting power in relation to its weight per square meter. The unfolded surface may be as much as a hundred thousand square meters in area, since with a material thickness of 0.1 mm and absolute (bulk) density equal to unity, it

2

would provide exactly 10,000 m ; this surface will be freely discernible and locatable from terrestrial observatories. Near this signal surface there should be set up an interplanetary base for flights throughout the solar system. The realization of this base, irrespective of its rocket-artillery equipment, will provide the enormous advantage that we will not have to transport materials, instruments, machinery, and personnel with accessory compartments from earth into space anfl back again on every single trip, just as we will not have to discard objects of the first categories just to avoid the expense of transport¬ing them back to earth. All of this will be stored on the base, whereas flights

from the base to anywhere and back again will

expenditure that the same trip from earth would require. Rockets will be sent from earth into interplanetary space only to equip and supply the bases and to alternate the personnel staff after fairly prolonged periods of time. If rocket-artillery transportation proves feasible, then, above all, we will ob¬tain about a 50$ savings by setting up the equipment on a base in interplanetary space.

The base should initially have the following items:

1) Personnel — a rn-tnlrniTm of three men with a chamber for themselves and everything needed for their sustenance.

2) A powerful telescope (a reflector, as possibly being more lightweight with the same diameter).

3) A small two-man rocket with a store of charge for developing W = 2000 m/sec and two telescopes of successively smaller power but larger field of view than the large base telescope.

In order to preclude rocking or oscillation of the base, which could interfere with observations in a large astronomical instrument, its mass should be divided into four parts, arranging them at the vertices of a tetrahedron and joining them with aluminum girders (these girders are not required to have great strength or, consequently, large mass, since there will be no external forces acting on the base and the gravitational force on it will not be of con¬sequence) . So constructed, the base will have an incomparably larger moment of inertia relative to any axis and a correspondingly larger stability in space. Should the personnel be adversely affected by continued absence of an apparent gravity, only a compartment for telescope observations need be connected with 

the described tetrahedron, and the living quarters could be constructed sepa¬rately and attached by a cable several dozen meters in length to a counter¬weight. If to this system rotation is imparted about a common center of grav¬ity, a centrifical acceleration will be created, which will be perceived just as gravity on the earth. In order to provide the living quarters with as much space as possible for the same mass, the air pressure inside it must be mini¬mized insofar as possible. Experiments will have to be conducted toward this end, in order to evaluate the habitation of less dense air than that which we breath, but with a higher oxygen content.

Communication from earth to the base is effected by light signals, using a high-powered projector with a low scattering angle, set up on earth at a place known to the base; the signals from this projector must be detectable by the large base telescope. The base can communicate with the earth by means of a

lightweight metal reflector of large area,^ aimed so that the sun’s rays will be reflected toward some observatory on earth. The area of this reflector should not be too large for the signals to be observable in a large telescope.

The rocket-artillery delivery of cargo to the base is carried out as follows.

On command or at a preappointed time, a rocket-vehicle is fired from a cannon on earth, of which more will be said below, carrying equipment supplies for the base. The flight of the rocket-vehicle is computed so that it will land on the base; inasmuch as such precision is not actually possible, the path of the rocket-vehicle will pass a thousand or hundred so kilometers from the base. The relative velocity of the rocket and base at the instant of closest/59I approach must be minimized, hence the instant of closest approach must coincide with the instant of maximum distance between earth and the base. The orbit of the rocket-vehicle relative to the moon should be hyperbolic with as small an angle as possible between the asymptotes. From the moment the rocket-vehicle is fired, light signals are sent out automatically and periodically, possibly by detonations of a mixture of magnesium and saltpeter. The period from one signal to the next should be such that the rocket-vehicle cannot escape from the field of view of the large base telescope during the interim, because once the vehicle is lost from sight, to find it again would be impossible except as a matter of pure luck. After the rocket-vehicle traverses its segments I , it

automatically unfolds a signal surface of lightweight white fabric, similar to the base signal area. From the instant of firing, the large base telescope, which is aimed beforehand toward the point from which the firing is to take place, does not let the rocket-vehicle stray from its field of view, tracking it by its light signals on the interval I., then by the signal surface.

Shortly before the rocket-vehicle makes its closest approach to the base, when the rocket first becomes clearly discernible in the larger of the two tele¬scopes on board the small base rocket, the latter is sent out to meet the

9

A rational construction for the reflector would be a thin planar reflec¬tive metal sheet stretched out over a lightweight metal Duralumin skeletal framework.

rocket-vehicle, reducing its velocity to zero as it approaches, attaching to it, and towing it to the base, using the charge available on the rocket-vehicle if necessary.

Because the rocket-vehicle necessarily carries certain instruments and mechanisms which, in their assembled form, could not favorable withstand accel-

2

erations of several ten thousand m/sec , the cannon for firing the rocket- vehicle must be of considerable length, approximately 2 km. With this length, the required acceleration can be reduced to approximately lOOg. Specially designed mechanisms can tolerate this kind of acceleration. The cannon could be a tunnel built in solid rock; in order to render the motion of the vehicle perfectly straight, the entire length of the tunnel should be fitted in quadrants with four carefully aligned metal guide strips, whereas the finishing of the intermediate regions can be fairly coarse. Owing to the considerable length of the cannon and the correspondingly low pressure of the gasses there¬in, compared with present-day artillery pieces, and owing to its large cross section, the burst of escaping gases through the 1 or 2 mm gap between the tunnel walls and vehicle will not be appreciable in comparison with their total quantity.

XI. Control of the Rocket, Measurement lj?92

and Orientation Instrument

For control of the rocket and orientation (navigation), the ship must have the following instruments:

1. An indicator of the apparent gravity inside the rocket, designed on the principle of spring-loaded weights with a suspended load; the indicator pointer will read the value of the apparent gravity directly. To the indicator should be attached a rotating drum for permanent recording of the readings. The area bounded by the resultant curve will be expressed by

i

5 (/o -/„)*=W~\'

0

This indicator should be connected to an automatic exhaust intensity control, so that the acceleration IQ on the interval 1^. will maintain the required value

(equal to I ). There should be two such indicators: one for the large accel- max &

erations up to and including I , another for snail accelerations, from 0.01 2 m&x

to 10 cm/sec . The first indicator will serve for departure on I. and through-

J

out the remainder of the flight, the second for entry of the rocket orbit into the atmosphere on the return trip. It would be unsuitable to measure accelera-

22

tions of 1000 cm/sec and decelerations of 0.01 cm/sec on the same instrument.

2. An indicator of atmospheric resistance, in the form of a plate project¬ing externally from the rocket, connected by cables with the interior of the rocket. Due to friction in the linkages, such an instrument for determining atmospheric resistance will not be used in place of the first type of indicator at the beginning of entry into the atmosphere, because it could have sufficient sensitivity.

3. An indicator of the rocket mass, giving readings that depend on the readings of instruments for taking into account the expenditure of charge. Con¬necting the second and third indicators, we obtain an indicator of the deceler¬ation associated with the force of atmospheric drag. Connecting this indicator with the first, we obtain an indicator of the intrinsic rocket acceleration,of the rocket integration of the latter record yields the magnitude of the velocity developed, W.

In order to automatically prevent the rocket from rotating about its own axis, which can happen as the result of insignificant, random errors in the construction of the rocket, it should have a gyroscope whose axis is aligned perpendicular to the axis of the rocket. The axis of this gyroscope should be free and able, by its movements relative to the body of the rocket, to control rotating surfaces which are inserted in the exhaust stream. In order to im- /593 part automatic stability or an automatic preset rotation of the longitudinal axis of the rocket, the latter should be equipped with a second gyroscope whose axis is parallel to the rocket axis and which controls other rotating surfaces placed in the exhaust stream.

For orientation of the pilot, special types of astronomical instruments and techniques need to be developed so as to achieve the most rapid and precise determinations of the position of the rocket and data relating to its orbit relative to the earth. These determinations are of utmost importance and re¬quire extreme precision just before attenuating the return velocity by atmos-pheric resistance. In order to impart greater stability to the axis of the rocket during free flight in empty space, procedures similar to those indicated on pages 107 to 109 may be instituted.

XII. The General Outlook

The essential factor governing the future potentials of space travel, at least in its first exploratory phase, is the amount of passive load, i.e., n, since this quantity dictates the economic aspect of the matter, which theoreti¬cally does not present any real difficulties. The amount of charge, or fuel, so to speak, and hence the approximate cost of flight (utilizing the object of the proportional passive load, (pee page 72))are proportional to the quantity (n — l). In the table (pages 64 to 66) are given the values of n corresponding to the total calorific value of various chemical compounds and rocket velocities = 22,370 m/sec and = 14,460 m/sec. The first velocity corresponds to

flight from the earth into interplanetary space and back again without quench¬ing the return velocity by atmospheric resistance, the second corresponds to the same flight with quenching of the last 7900 m/sec o~f velocity by atmospheric resistance. Until suitable experiments have been done, we cannot know what the rocket’s performance will be, nor do we know just what chemical compounds or what percentage proportions of the latter will prove most suitable to use.

Right now, we will use for our approximate calculations an average efficiency value of 0.8 for the total flight, this being a fairly probable value, according to conjectural computations, which we will not give here, as well as data on the power developed by heated gases in internal combustion engines. We assume 3*3 kcal/g as an average value of the total calorific value. With these data, we obtain u = 4700 m/sec (note 15); this hypothetical value of the exhaust veloc¬ity, given the present lack of opportunity to gain a more dependable value, will be used as the basis of the ensuing calculations, assuming that the error

in calculating n does not exceed the factor n^^ in either the plus or minus direction. In view of the relative insignificance of the velocity L , as ex- /594

O

plained in section VIII, we will let Wg = 12,000 m/sec, neglecting differences

for which the value and even the sign are not known and which will most likely be in our favor (section VIII, page 99).

With these data and with the mandatory requirement for utilization of tne objects m^ (in the event that it is necessary to use a multiunit system; see

section V) for purely rocket-powered flight from earth into interplanetary space and return to earth without quenching the return velocity by atmospheric resis¬tance, we obtain from equation (4) n = 120, i.e., about 120 weight units of fuel per weight unit of payload, a significant part of the former being in the form of liquid oxygen or ozone, the remainder in the form of liquid CH , C^H^, ^^4*

BH^, as well as one, not too minor portion, equal to qfl, in the form of metal (mainly Duralumin) objects of the highest quality, namely the objects m^. The cheapest petroleum compound of the cnarge will also be of use, but this advan¬tageous (despite the required increase in mass of the charge) use is severely limited by the fact tnat, corresponding to the increased charge mass, the mass of the most expensive of the expendable portions of the rocket — m^, the pro¬portional passive load — must also increase. For a flight under the same con¬ditions and with the same data, with stopover on the moon, n = 1000, or the same with stopover on Mars, n = 3000 (using the tangential type of trajectory, continued until the required hyperbolic velocity relative to earth is acquired). The latter figures can be reduced somewhat favorably by the advantageous use of more expensive and thermally efficient compounds — of the boron and boro- hydride types. It would be impossible to regard such potentials as satisfactory; each flight would require tremendous expenditures of material, and the possibil¬ity of taking along such heavy loads, materials, and machines would be com¬pletely lacking, due to the same economic aspect of the problem. Even the transportation of a large modern astronomical instrument would require colossal expenditures.

The key to the actual conquest of outer space is contained in xhe following: first of all, extinction of the return velocity by atmospheric resistance (section IX), then the building of an interplanetary base (section X) and, if it can be done, the necessary light signaling and artillery rocket transporta¬tion of supplies to the interplanetary base. The extinction of the return velocity by atmospheric resistance according to the first method, diminishing W to 14,460 m/sec, provides a sixfold reduction in n for all flights: from earth into interplanetary space and back, n = 20; the same with stopover on the moon, n = 160; the same witn stopover on Mars, n = 500. With extinction by the second method, when we have W = 12,500 m/sec, a 12-fold reduction in n is ob-tained, whence we have ng = 10, nm = 80, n^ = 250, respectively (note 16). The

reduction in n in this case can be compared favorably with the use of cheap /595 petroleum compounds in large relative amounts in the charge or with a smaller' consumption of objects from the proportional passive load as charge.

For the same flights from an interplanetary base, we would have values of

n reduced still more by a factor of l/ll: n = 2 (return from the base to earth);

e

with n so near unity, we no longer ignore the difference between n and (n — l);

(n — l) = 1 in this case, i.e., one unit of fuel per unit of payload (assuming extinction of the return velocity by the first method; in the second method, the extinction of return velocity requires an altogether inconsequential quantity of charge), n = 15; n^ = 45; the nonretumable transportation of loads from

the base would require: to the moon n = 4> to Mars n = 7.

The transportation of loads from the earth to the base by purely rocket-

powered means yields n = 11; by an artillery rocket device, n = 7; for a value of n < 20, in all probability, we could use just one cheap petroleum compound with greater economic advantage; for n = 10-15, it is no longer necessary to consume objects of the proportional passive load. Under such conditions, the payloads — high-quality materials and machines — with delivery to the moon and

even Mars would be just slightly more costly than to earth. We have assumed

throughout that landing on Mars will be executed without the aid of velocity extinction by resistance of the atmosphere on that planet. However, on Mars there is clearly a rather dense atmosphere, whose resistance could be utilized by the rocket for gliding descent, just as indicated for earth in section IX.

The force of gravity on Mars' surface is only half as great, while the velocity w^ is less than half the value for earth; the operating power of the gliding

rocket above Mars' atmosphere at the instant maximum value is reached will be, consequently, one sixth the value for gliding into the earth's atmosphere, so that danger of heating of the rocket surface will be nonexistent. The only re¬maining hazard stems from the structure of the surface on Mars, of which we know little, and from the presumed inhabitants thereon. In descending to Mars with velocity extinction by atmospheric resistance, the transportation of loads to Mars would cost about the same as to the moon, which is devoid of a dense atmosphere.

XIII. Experiments and Investigations

Considering the deficiencies in our knowledge in certain areas and lack of experience in the building of rockets for large velocities, before we can set about to build or design rockets for flights into interplanetary space, we need/596 to perform certain scientific and technological investigations; the main ones include:

I. Investigation of the functioning of the combustion chamber and exit tube of the rocket in media of various density and expansibility; determination of the best combustion chamber and exit tube constructions; determination of the most favorable shapes and length for the exit tube, techniques for injecting the

charge materials into the combustion cnamber, the relations between exhaust mass dM/dt, dimensions of the combustion chamber, and the cross section of the exit tube.

Investigations of the operation of the rocket in an atmosphere of low expansibility (buoyancy) can be performed by leading the exit tube of a small model into a chamber from which the gases have been evacuated by a pump with a large volume capacity. For reducing the pressure without further increasing the dimensions of the evacuation pump, the chamber should contain a thick water spray, which will condense all the constituent parts of the exhaust except carbon dioxide, while the latter will be cooled, greatly enhancing the evacua¬tion process. For even greater rarefaction, chemical compounds can be used which do not produce any carbon dioxide in the exhaust; however, with a pressure in the chamber of 0.01 atm, the functioning of the rocket will already be scarcely different from that in empty space.

Hi Determination of the best constructions for all objects of the pro¬portional passive load and techniques for their utilization as charge materials.

III. Investigation and development of production techniques for the charge materials until routine factory methods are available, for example, for the production of BH-, SiH , CL, C0H_, CH .

IV. Determination of the best designs of compartments for personnel and all attendant instruments.

V. Determination of the best designs for automatic control and orientation (navigation) instruments.

VI. Investigations of the endurance of the human organism with respect to mechanical acceleration and life in air under reduced pressure with an elevated oxygen content.

VII. Determination of improved methods and types of astronomical instru¬ments for rapid pilot orientation relative to the position of the rocket and its orbital data. Cautious training in such flight conditions in a simulated en¬vironment; the earth or other celestial body should be replaced by a large hemisphere, around which the trainee, housed in a chamber of the same dimensions and construction as the one intended for the rocket, will float in still water on a slowly moving stable raft.

VIII. Investigation of the atmosphere at altitudes to 100 km. This /597 investigation can be performed by means of projectiles or rocket-missiles fired from conventional large (naval) artillery pieces. On reaching the apex of its trajectory, the projectile should automatically eject as large a parachute as possible, made of lightweight white fabric with a weight hung on it. By observ¬ing the rate of descent of this parachute from earth, we gain some notion as to the density of tne atmosphere at different heights. If we equip the parachute, instead of with a weight, with an instrument that automatically collects a sample of the air, we can formulate a precise (in every aspect) notion as to atmospheric data at different heights.

IX. Investigation of the heating of surfaces of moving bodies and the resistance of an appreciably dense atmosphere (p=pQ). This investigation can

be carried out with projectiles for smaller velocities, while for large veloci¬ties it should be carried out with rochet-missiles fired from artillery guns at a small angle witn respect to the horizon, calculated so as to land in the water where they could be recovered. The surface of these missiles ought to be coated with materials having different high-melting indices, insulating them from the metal body of the missile by a layer of porcelain. The maximum heating temperature can be estimated from the state of this surface of the missile after it has completed its flight.

X. Investigation of the heating of the surfaces of bodies at large veloci¬ties in a rarefied atmosphere (see section IX), as well as investigation of atmospheric resistance at large velocities and the endurance of various construc¬tions of supporting (lifting) surfaces, conducted with small (up to 10 tons) rocket test models. The beginning of the trajectory of these test flights is

calculated as the value of T for flight into interplanetary space, but with

6

the attainment of heights from 60 to 100 km (depending on the meteorological data obtained in investigation VIII) the trajectory should automatically assume a horizontal direction, going into a gliding descent on its lifting surface when the rocket charge is completely spent.

During ascent, the angle of attack of the lifting surface, i.e., the angle between its minor axis and tailpiece, must be small, increasing gradually to the full value (about 40°) at the instant of burnout. To determine the maximum heating temperature of the rocket surface, the same procedure as in investiga¬tion IX can be used. In order to automate control of the test rockets, they should be equipped with the two gyroscopes described (in section X) for the actual rocket. These test flights should be executed with a gradually stepped- up maximum v^ at the instant of charge burnout; the same rocket can be used for

these. Just one petroleum compound with n < 6 needs to be used for the charge. After the maximum v attains a value of 7500 m/sec and the test model descends /598 safely into the lower layers of the atmosphere, it will be possible, according to tests on objects of the proportional passive load of appropriate dimensions, to go directly to flight with personnel into interplanetary space, flying around, for example, the unknown backside of the moon.

COMMENTARY /662

This work by Yu. V. Kondratyuk was first published as a separate book in Novosibirsk in 1929. Work was begun on it, however, much earlier. According to the author's attestation, this book, which represents the outgrowth of an earlier paper ("To Whomsoever Will Read in Order to Build," included in the present collection), was written in 1920, then revised and re-edited in 1923-24.

In 1925, the manuscript was sent to V. P, Vetchinkin, who gave it the following review in April 1926:

Review by Mechanical Engineer V. P. Vetchinkin of Yu. Kondratyuk's article, "On Interplanetary Voyages" 

In his preface, "the author states that he was unable to become acquainted with the achievements of foreign scientists in this field, nor did he even have access to fundamental works of Tsiolkovskiy. Nevertheless, this did not pre¬vent the author from obtaining all the results that had been obtained by re¬searchers in interplanetary travel as a whole, a fact which is indeed to his /663 credit.

At the same time, the totally unique language used by the author and his rather unusual expressions and notation, in terms of what scientists are ac¬customed to, gives every reason to believe that the author is self-educated, having studied at home the basics of mathematics, mechanics, physics, and

Both of the above circumstances affirm the fact that mechanic Yu, Kondratyuk represents an enormous innate talent (of the same type as F. A. Semenov, K. E. Tsiolkovskiy, or A. G. Ufimtsev), having been cast off in some god-forsaken hole and having had no opportunity to utilize his capabilities in the right place.

We now turn to the work itself.

Section 1 presents the definitions pertinent to the rocket, to its load, and to the different segments of its trajectory.

Section 2 presents without proof the formula of K. E. Tsiolkovskiy relating the weight of the rocket and its fuel supply to the magnitude of the required velocity and reactive properties of tne fuel.

In section 3, the problem of the possible exhaust velocity of the combus¬tion products for various fuel agents is investigated in detail from the thermo¬chemical point of view, insofar as this is possible with a total lack of experi¬mental data and in light of Comrade Kondratyuk’s lack of opportunity to perform the appropriate tests themselves.

Section 4 gives a formula indicating not only the advantage but the actual necessity of using several rockets in sequence (Obert proposes two rockets), since in the case of one rocket the fuel tanks must be so relatively lightweight that they could not possibly be built; here also he submits the proposal, simi¬lar to the proposal of F. A. Tsander (Moscow), that the tanks be burned up for fuel as they are spent, i.e., that the tanks be constructed from materials that can eventually be advantageously burned in the rocket. Obviously, the formula contained on page 15 (page 72 of the present collection) is in error and should be written in the form

instead of the form given by the author: 

In section 5, the very troublesome problems of the types of trajectories for rocket flight, the transition from one trajectory to another, the velocities required to do this, and the possible trajectories for escaping from earth and returning again are discussed. The very novel presentation and uncommon nota¬tion somewhat cloud the reading of this section; all of its results are correct, however; even in the problem of choosing a trajectory, Kondratyuk goes beyond the published literature, arriving at F. A. Tsander's notion of equipping the rocket with wings for flight in the atmosphere.

In section 6 is considered the problem of man's capability to withstand large accelerations in rocket flight. The author implies the proposition of Tsiolkovskiy that the pilot should desirably be situated in a reclining posi¬tion and in a vessel containing water, but he adds to this the desirability of slowly rotating the man relative to his own lengthwise axis, so that the rush of blood and concomitant tendency of tue blood to drain keep changing places in the human body, hence never have a chance to occur. The author bases his argu¬ments on experiments with swings and giant strides (maypoles), indicating the possibility vof imparting an acceleration of 3 g to a man without impairing his health. Stunt flying in modem acrobatics and military aviation have demon¬strated the possibility of impart accelerations of up to 8 g; just how long accelerations can be endured over a protracted time period, which is only pos-sible on rotating (centrifuge) machines, cannot be said, due to insufficient experimentation.

In section 7, the effects of the atmosphere on the rocket are discussed. Apart from his inadequate knowledge of the laws of aerodynamics (the use of the time-honored LOssl formula) and the latest research in the composition, temper¬ature, pressure, and density of the atmosphere, the author demonstrates a tremendous capability of coping independently with all of the indicated diffi-culties and, proceeding from the most general physical considerations, he com¬putes the density of the atmosphere, the energy of its resistance, and the con¬ditions anent heating of the rocket during flight through the atmosphere at high velocities, proposing that the rocket be outfitted with wings and rudders — all with complete validity yet obviously with total ignorance of the present state of aviation.

In section 8, the problem of quenching the return velocity by resistance of the atmosphere is investigated in more detail, the author giving a completely correct trajectory of descent. Here, however, the author's utter lack of acquaintance with aviation structures, control techniques, etc., crop up. The author again treats the problem of heating of the rocket at an altitude of 4 to 6 km above the earth and arrives at rather reassuring results.

In section 9, the author talks about a base station, which would have to be a satellite of the moon, and about sending materials and supplies there by means of an artillery rocket device, carrying no passengers.

In section 10, he talks about control of the rocket and the instruments needed, wherein the problem is quite properly stated but without a constructive analysis in particular.

Section 11 gives the overall outlook and expectations, talking not only . about flights around the earth and moon and to the moon, but also about flights to Mars. Despite the very favorable weight conditions for flight to Mars (almost the same as for flight to the moon), I would classify any such considerations as premature because of the long duration of the flight and the tremendous weight of the supplies (air, water, food, fuel) implied by this in order to sustain the rocket passengers during tne time of the flight (which could not be less than six montns).

Otherwise, we cannot accuse the author of delving into outlandish fantasy.

In section 12, the experiments and investigations that must be carried out before rocket flight into outer space are indicated. Once again, the consider¬ations herein are sufficiently well thought out.

The work of Comrade Kondratyuk can be published as it now stands. Later on, his work could be unified with the work of other authors on the same prob¬lem (K. E. Tsiolkovskiy, F. A. Tsander, myself, and, probably, still others) so as xo publish a good collective work; but such a book cannot be written quickly, and in order to preserve the priority for the USSR, printing of the finished work should not be postponed in face of the possible writing of newer and better material.

With this in mind, it is vitally essential to procure copies written by the author himself, since the copy sent to me for review does not stand up to criticism in the sense of revision, nor have illustrations been furnished, although reference is made to same in the text. Errors in writing the formulas

are admitted, in that the dimensions of acceleration ape written in the form 2-2

cm*S instead of cm* , and a is written as L, etc.

Besides publication of the work of Comrade Kondratyuk, he himself should (in the event that he would agree to do so) be sent to work in Moscow, in closer proximity to the scientific centers; here his talents could be utilized many times more fruitfully than on a grain elevator, here Kondratyuk could continue his self-education and work productively in his chosen field. Such enormous native talents are exceedingly rare, and to leave’ them unattended, from the point of view of the State, would be a manifestation of wastefulness on the highest scale.

Moscow, 12 April 1926 V. Vetchinkin

On the advice of V. P. Vetchinkin, Kondratyuk slightly modified his system 1665 of notation and terminology, adding to the book a previously uncited derivation of the fundamental formula of rocket flight and a whole fourth chapter, "The Cembustion Process, Structure of the Combustion Chamber and Exit Tube," which had not been a part of the earlier manuscript.

In spite of the favorable review given by Vetchinkin, The Glavnauka (Main Administration of Scientific Instutions) not only denied Kondratyuk a grant of funds for publication of this book, but administrative assistance as well, so that he was compelled to publish the book at his own expense with a local Novosibirsk printer. In 194V, in other words after the death of Kondratyuk, the work was reprinted by Oborongiz (State Publishing House of the Defense Industry) under the editorial supervision of P. I. Ivanov, at whicn time a number of editorial changes were incorporated therein.

In the present volume, the work is published in the same form as it was printed in 1929 during the author's lifetime. Only the list of symbols given at the end of the book have been omitted. Some of the comments made by the editor of the first printing, V. P. Vetchinkin, are included as footnotes.

The comments made in the 194V printing by the editor, P. I. Ivanov, are given below:

V./U

Note 1, page 62. Actually, if VA/ U 1, then n^ = e 1' can be written as the first two terms of a series, i.e.,

Then, replacing the value of n_^ by the two-term expansion in the expression fl= Mf(ni — 1), we have

Note 2, page 63. Assuming u is constant.

Note ,3, page 64. The problem, as stated by the author, appears reasonable at first glance, In actuality, however, the mixing of solid or liquid sub¬stances with the gaseous products of the exhaust results in a reduction of the exhaust velocity due to drag losses. Insofar as the process of heat exchange takes time, one could hardly expect, in the short period of time that the ex¬haust products are in the nozzle, that they could even compensate for the lost velocity. Other than that, a molten metal moving with the gas glow will have a higher velocity and will therefore cause mechanical destruction of the nozzle.

Note 4, page 66. The author interprets as twice the parabolic velocity

W relative to the earth's surface, assuming that the velocity on the earth's surface is equal to zero and the rocket trajectory has the earth as its focus.

In this case, W = \^2gR, where R is the radius of the earth, g is the gravita¬tional acceleration.

Substituting the values of R and g, we obtain

W = 11,185 m/sec.

The author interprets as the difference between and the circular velocity

W = 7910 m/sec. c

The coefficient in front of the number 11,185 is obtained from the fol- /666 lowing considerations. Since

Wi. = 2W, a W

c

it follows that

WI-WQ=2W-^T = W^2-^_J_) = (2 —"l/"4)11185 ^SeC*

Note 5, page 68. The author's idea is correct in principle, since the efficiency of an engine will in fact be increased when the pressure in the com¬bustion chamber is elevated. However, considering account the weight of the combustion chamber at high pressures and the weight of the ancillary fuel in¬jection equipments, it hardly makes sense to raise the pressure in the combus¬tion chamber.

The author's reference to the hydrates of oxides is incorrect, as they cannot be formed in the combustion chamber. He overlooked berryllium, the most calorific metal.

Note 6, page 71. In fact, equation (6) can be written in the form

m

hence, if q« —, H will be near m(n — l). If q is increased the differ- 1 n — I

ence — q will tend to zero and u —►<x> under the condition that the same

n — 1

m1 functions throughout the entire flight.

Note 7, page 71. Here the author is speaking of H being doubled by com¬parison with the n for =. 0.

Note 8, page 71. The condition q « 1shows that in choosing q

in accord with this condition we will have a value of u proportional to = m(n — l) in the following sequence: 

567 K +1

^=-4"N; H = -y N; t* = -y no; n = K — no

and the higher the value of K, the nearer n will he to fl

Note 9, page 71. Since n. = M. /M. , while M. includes fi for the

1 1o xf xf

(i + l)th segment, it is not meaningless to speak of n^ = 1.

Note 10, page 72. In order to obtain the figures indicated by Kondratyuk, q = 1/9 for a two-unit system and 1/3.9 for a three-unit system, it is necessary to recall that the author assigns a unit to each segment, while each segment has the same VL, so that for a single-unit system we have W, for the two-unit

and for the three-unit system =-^-W. Since n = eW//u, it

: for the two-unit and n. = for1 the three-unit

1

system.

Consequently, we can represent n^ for the multiunit system in terms of n /667 one-unit systems as follows:

For the three-unit system, the author gives a value of 1/3.9, but it should be 1/3.65.

Note 11, page 72. The fuel supply for m^ = 0, according to equation (6) is

m (n — 1)

1 — q{n — I)'

The total weight, therefore, will be u + m, but since for m^ + 0 we have

u = m(n — l), it follows that u + m = mn. Consequently, comparing the weight of the rocket for m^ / 0 with = 0, we have

m(n — 1) , „ .

1 — g (n — 1) + "k m,;

but

„ m(n — 1)

m1=giL,Sc ^ = 

so that we have

and, after some manipulation, we obtain

while, on the other hand, for a multiunit system n =s n^ , and we can write therefore

1

.1 — 7 (n — 1)J •

Note 12, page 74. The equation cited by the author, wg = v(y 2 — l), can

be derived under the condition that the parabolic velocity coincide with the

direction of the circular velocity, v must be interpreted as wc = yJgR- Under

these conditions, w^ will be equal to the velocity given by the author. In the

event that the parabolic velocity does not coincide with the direction of the circular velocity, then

u>= u>V 3 — 2 V 2 cos T,

e c

where y is the angle between the directions of the parabolic and circular velocities. The return velocity

W =Yw* — V*

r

transforms to w^ = w ^ 1 — l/2r , if we let v = ^ gR and w a ^ 2gB.

Note 13, page 80. Equation (12) is obtained from equation (9) as follows: 1668 Letting j = jQ + jp and g = gQ, we write '

dv vdv .

-jr = i-8 or ~dT=i — f-

2

Since v = dr/dt, we have v /2 = jdr — gdr. Integrating with the initial conditions v = 0 and r = R, we have

vi

-g- = ,r —//? + gfi — gr, 

but, since

w2 = 2gR,

replacing v by w, we obtain

/> — jR — gr — 0;

hence

But, since

TF* = V 2gr,

We now turn to equation (9) and determine L^. Inasmuch as is imparted to

the rocket in the immediate vicinity of earth, g = g^, v^ is the velocity of the

rocket at infinity, and, consequently, v^ = 0; v^ is the velocity on the earth

and is also equal to zero, r^ = co, r^ = 1, since r^ = R by virtue of the fact

that velocity is imparted near the earth. From these assumptions, therefore, we have

L But

hence

W’._u) = u, [y -j—j-i),

or, introducing the notation j/g = j, we have

Lg ’(V T^T “1) w* 

i. e., we have derived equation (12)

1

2 (/ — 1) '

Note 14, page 85. Recent investigations have shown that a human being, lying on his back, can tolerate accelerations considerably higher than stated by the author.

Note 15, page 112. The exhaust velocity u = 4700 m/sec is much too high in contrast with what is actually feasible.

Note 16, page 113. Here, n_, n , n.. are the values of n for earth, the

h m M

moon, and Mars, respectively.

THE WORKS OF THE RUSSIAN SCIENTIST-PIONEERS OF

ROCKET TECHNOLOGY (HISTORICAL OUTLINE)

V. N. Sokol'skiy

The development of rocket technology in our country has a history of more than one century. Its origins go deep into the past. Already in the seven¬teenth and eighteenth centuries, the Russian master pyrotechnicians were re¬nowned for their knowledge in the preparation of fireworks, leaving a tremendous impression on specialists in the field. In the ninteenth century,'military rockets were made and used in Russia, and hy the middle of the ninteenth century the research genius of our inventors and designers was "beginning to he directed toward the possible utilization of the reactive principle in solving the problem of flight.

In 1849, in Georgia, which is in the southern part of Russia, the military engineer I. I. Treteskiy (182I-I895) developed the concepts for three lighter- thanr air craft. These were supposed to be set in motion by means of a gas or steam reactive jet (ref. l). He proposed the use of steam or alcohol vapors, the gases evolved by gunpowder, or compressed air as the propelling force. Ac-cordingly, Treteskiy categorized his flying machines into steam, gas, and air machines. Treteskiy's concepts suffered from serious defects, could not be realized in practice, and were thus rejected by the Committee on Military Science (see ref. 2). However, Treteskiy*s paper "Methods for the Control of Aerostats (0 sposobakh upravlyat’ aerostatami)," grounded in mathematical cal¬culations and supplied with numerous diagrams and plans, undoubtedly deserves recognition as the first scientific effort in Russia to solve the problem of utilizing the reaction propulsion principle for flight.

The flying machines proposed in the l86o*s by N. M. Sokovnin (18II-I89IO /602 and Artillery Captain N. A. Teleshev (1828-I895) were based on the same principle.

Asserting in a paper published in 1866 his lasting conviction that "a flying ship must fly by a method similar to that used in the flight of a rocket" (ref. 3)> Sokovnin suggested the concept of a reaction aerostat, whose movement in a horizonthal direction would be achieved by the reaction of compressed air which would flow out of tubes located on board the air ship.

A concept for a reactive airplane, for which a patent was issued to Teleshev in 1867 in France, is of great interest.1 Judging from the description in the patent record, Teleshev*s airplane was a reactive flying machine, heavier than air, which was set in motion by the release of gases formed during an ex¬plosion of a mixture in a hollow cylinder, which served as the combustion chamber. Liquid fuel (actually Teleshev did not specify what kind) was supposed to be used as the fuel, atmospheric oxygen as the oxidant.

Teleshev* s patent is now preserved in the National Museum of Aeronautics in Paris. The information given here concerning it is based on the materials published in the Soviet periodicals. 

One of the most prominent representations of the Russian artillery school in the middle of the nineteenth century, K. I. Konstantinov (1818-1871), was also concerned with the possibility of applying the principle of reaction propulsion to the problems of flight. However, on the basis of experiments conducted with the aid of a rocket ballistic pendulum, he decided that the use of rockets for the movement of aerostats was impossible.

In 1870, Treteskiy again submitted a revised project on the reactive aerostat, suggesting this time only the use of reactive gases (formed during the combustion of gunpowders). This project was examined by a "Special Com¬mittee" appointed expressly for this purpose; however, it was again rejected.2

Among the authors of projects dealing with reactive flying machines, a special place is accorded the revolutionary member of the "People's Freedom Movement" Nikolay Ivanovich Kibal'chich (1853-1881). Two circumstances separate him from the others who thought about the application of the reaction principle to solve the problem of flight.

The first is his outstandingly eminent brilliant biography, the biography of a scientist-revolutionary, who devoted all his strength and knowledge to the struggle for the liberation of the people and, until the last days of his life, was constantly concerned with the welfare of mankind.

The second is something absolutely new, which was not encountered before /603

in other concepts, the rocket-dynamic principle for creating lifting power, 1

excluding air as a supporting medium.

Before Kibal'chich, numerous authors of projects on reactive flying machines in Russia, as well as in other countries, suggested the use of the reaction propulsion principle only to realize the movement of an aerostat or an airplane in the horizonthal direction; i.e., to propel the flying machine.

>The lifting power in all the concepts, without exception, had to be formed either due to the gas being lighter than air (aerostatic principle) or as the result of airfoils (wings) due to an air current (aerodynamic principle). In other words, in all the projects mentioned above, the machines needed the atmos¬phere as a supporting medium and were designed for flights within its lower layers.

Kibal'chich's flying machine was based on a completely different principle. The atmosphere was not only unnecessary for its flight, but it was even harmful since it created additional resistance.

Without examining in detail, the construction of the "aeronautical machine" suggested by him, since it is clearly stated in Kibal'chich's descrip¬tion (see the article by Kibal'chich in this collection), we should note that

Tlhe concept outlined by Treteskiy and the decision of the "Special Com¬mittee" have not been found yet. Only Treteskiy's objections to the remarks of the Committee are preserved. See the Central State Archives on Military History (TsGVIA), folio 802, catalog 3, document 19, sheets 336-338. 

the lifting power was formed with the aid of a gunpowder rocket engine, whose operation did not really depend on the composition of the surrounding medium.

programmed combustion systems; armor-encasement of gunpowder securing the / 60‘ stability of flight, etc.

Because of this, we are ju^ified in regarding Kibal’chich as one of the pioneers of rocket technology Mo. in placing him among those who, through their efforts, have paved the way for the enormous achievements accomplished in our own era in the conquest of outer space.

Almost contemporarily with Kibal’chich, but completely independently of him and,most likely, not even aware of his project, another Russian scientist- inventor Sergey Sergeyevich liezhdanovskiy (1856-19^0),3 began to work with the problem of reactive flight.

Nezhdanovskiy began to study the questions of aeronautics at the end of the 1870's, and in July 1880 he arrived for the first time at the possibility of designing a reactive flying machine, which is evident from his notes entered at this time in his log: "The flying machine is possible with the use of explosives, the products of their combustion are ejected through a device like an injector" (ref. 5).

At the end of 1880, Nezhdanovskiy made several calculations relating to the rocket flying machine, propelled by the reaction of gunpowder gases. After having calculated for two types of engines (with the pressure of the gunpowder gasses equal to 150 and 200 atm.), Nezhdanovskiy arrived at the following conclusion: "I think that it is possible, and. we should design a flying machine.

S. S. Nezhdanovskiy’s estimates and calculations relating to reactive flying machines have survived in his logs, which are presently kept at the N. E. Zhukovskiy Memorial Museum in Moscow.

It can carry man through air for at least 5 minutes. A funnel, in letting the air escape at the most advantageous velocity, will economize the intake of fuel and increase the duration and length of flight" (ref. 6).

In 1882, Nezhdanovskiy returned to the idea of designing a reactive flying machine and examined various types of engines set in motion hy the reaction of carbon dioxide gas, water vapor, and compressed air. In particular, he ex¬pressed the conceptual notion of designing a reactive engine "according to the principle of the rifle or double- or triple-barreled mitrailleuse (a 19th century machine gun) again.in order to be able to control the power and time of flight" (ref. 7).

In the same year, 1882, Nezhdanovskiy expressed an idea concerning the pos¬sibility of designing two types of reactive heavier-then-aircraft, with wings and without them. In addition, he pointed out the possibility of using one of . the suggested reactive engines, which worked by reaction of compressed air /605 for the horizonthal movement of lighter-than-air flying machines (a cigar¬shaped air balloon).

At the same time, Nezhdanovskiy attempted to estimate the work necessary for realizing reactive flying. One of the first problems he posed was deter¬mining the work necessary for compensating the forces of gravity of the flying machine. On the basis of his calculations, Nezhdanovskiy arrived at the con¬clusion that the forces necessary to support a body are directly proportional to the velocity of air that flows out of the engine and inversely proportional to the square root of the wings' surface as the square root of the cross section of the opening from which the air flows out that governs the reaction (ref. 8).

Differing from the majority of the inventors who worked on the reaction principle earlier, Nezhdanovskiy hardly concerned himself with developing the construction of flying machines, and devoted most of his attention to the problem of designing an engine and finding the best fuel for it.

"It seems to me," he wrote in one of his logs, "that it is enough to plan ana draft a machine-engine satisfying the conditions that I have set down; I will leave the construction of the machine to other engineers" (ref. 9)*

Actually, in Nezhdanovskiy's notebooks, it is possible to find many orig¬inal ideas, which have very real significance and are undoubtedly of interest.

k

We note that this suggestion was first published by F. Geshvend, who in 1887 in a paper "The General Design of an Aeronautical Steamship (Steam Driven Airplane)," provided a description of a reactive engine with similar adapters. Later, these adapters appeared in many concepts and were long known in the scientific-technical literature as "Melo Adapters." 

Later, Nezhdanovskiy worked on calculations of the flow velocity of com¬bustion products. He considered such problems as the delivery of fuel into the combustion chamber with the aid of pumps and the use of one of the fuel com¬ponents for cooling the walls of the combustion chamber.

In his research, Nezhdanovskiy was greatly concerned with the problems of „ power engineering for reactive engines. In his search for the most suitable /606 source of energy, he investigated nitroglycerin, gunpowder gases, compressed air, steam, carbon dioxide gas, and various explosive mixtures. Special atten¬tion should be paid to Nezhdanovskiy’s suggestion to use an explosive mixture, consisting of two liquids, fuel and oxidant, as the source of energy. In his manuscript, dating back to 1882-1884 (fig. l), he wrote:

m.

*/££***

£&Mf***> ■ :

' — ' ■■ ■ ■ • ' • tVr- !ZuTt4 !’r l irt'ii

■ ftty**** '*H*

* ' ■ ■

tfdtii*6>4'U6*.4**\. •• ■■ — ■ ■ V» * »

4,v^Vf>'«.*<*J Ai#*<tfl*»■+£4*i*&?Sii: ,

• < -4#^YA. ■

_****V**_• '«.*>

Figure 1 

"It is possible, according to Patent No. I3U (1880),^ to prepare an explosive l&OJ mixture from two liquids that were mixed just before an explosion (these are hyponitrous acid NO^ and kerosene, two parts of the former and one part of the

latter; another such combination is hyponitrous acid and picric acid). This method can be used in designing a flying rocket with a large reserve of explo¬sives, which are produced gradually according to the rate of combustion.. One liquid (a) is pumped through a tube and the other (b) through a second tube.

They are then mixed, detonating to produce a flow which carries air to the funnel-shaped opening, A, of the reaction" (ref. ll).

It is not difficult to see that Nezhdanovskiy expressed the principle of liquid rocket engines. We note, however, that he proceeded from commercial operational considerations. Nezhdanovskiy did not pay any attention to such important advantages of liquid rocket engines as independence of their per-formance from the ambient conditions and their significantly larger energy- storage capacity in comparison with other reactive engines known at the time.

In the middle of the 1890's, Nezhdanovskiy once again returned to the problem of reactive flight and suggested the construction of reactive heli¬copters of one- and two-blade design. "A helicopter," he wrote in 1885, "can be made with turbines, each blade operating simultaneously as a Segner's wheel, which is made to operate off of the combustion products (ref. 12).

According to Nezhdanovskiy's concept, at the main-blade tips "reactive burners" should be installed which are essentially the prototype of the present- day ram-jet engine.

One of the things that is difficult to explain is why Nezhdanovskiy did not publish at an opportune time the results of his research in the f ig|i d of. reactive engines.

The history of science is rife with examples of numerous outstanding in¬ventions and discoveries, which were too advanced for their day, and for a long time remained unknown, failing to become one of mankind's achievements until these ideas had ceased to be novel and had been developed to a great extent by subsequent generations.

This happened to the notes of Leonardo da Vinci on helicopters, and to /608 some of the works of Cayley on aerodynamics.

^Nezhdanovskiy's manuscript, clearly contains a slip of the pen: Patent

No. 13k of 1880 was issued to E. Bert and F. Borel' for developing a new type of telegraph cable. Evidently, he had in mind Patent No. 154 of 1880, which was issued to A. Gel'gof, G. Gryuzon, and I. A. Gal'bmayer for the preparation and application of a new type of explosive. As stated in the patent, the above mentioned explosive is obtained by treating mono-, di-, anri trinitro derivatives of naphthalene, phenol, toluene, benzene, and xylene with nitric acid (see ref. 10).

Among the same group of researches we should include notes relating to re¬active engines. They were rather advanced for their time and did not become known until this publication was of no more than historical interest^ and, therefore, could not noticeably influence the development of rocket technology.

The list of people who were working in our country in the last quarter of the nineteenth century on the problem of reactive flight is not exhausted by the names of-Kibal'chich and Nezhdanovskiy. We should also mention F. Geshvend and P. N. Lebedev, S. M. Nemirovskiy and V. D. Spitsyn, A. P. Fedorov and A. V.

Eval'd.

During these years in Russia, more than ten concepts for reactive flying machines were proposed. Inventors were attracted by the apparent simplicity of solving the problem of flight with the aid of engines based on the reaction principle. With this, however, the authors of the majority of the concepts limited themselves to giving just a diagram, or stating the principle involved in the performance of the engines without giving either its construction tech¬nique or accurate calculations of the amount of energy necessary for carrying out reactive flight, which provides us no basis for regarding the proposals suggested by them as engineering concepts. It is more likely that they were invention claims. Not one of the proposed reaction flying machines was ever built.

The projects of Geshvend and Fedorov present the greatest interest from the works of this period.

In 1887 Geshvend presented a concept for a reactive airplane (steam- powered plane) which was supposed to be motivated by the reaction of steam (ref. 13). Geshvend's flying machine was a biplane with a rather complex fuselage configuration. The area of the lifting surfaces was 30 m2, the length of the machine was 9m, the height was 3m, the width was a little over lm, the span of the wings reached 3m*

The steam engine was located in the front part of the fuselage, from whose boiler the steam entered the steam-jet apparatus under heavy pressure. We should note that Geshvend, like Nezhdanovskiy, proposed the use of several nozzles /609 through which the steam would take with it a large mass of atmosphere air and would increase the reactive efficiency by this means.

In the same year, 1887, Geshvend made important revisions in his project.

He rejected the use of wings as supporting surfaces and proposed substituting for them an additional steam-jet apparatus which would be vertically positioned (ref. l4). Small wings (decreased fivefold in size in comparison with the first project) were maintained only as stabilizing surfaces in order to prevent rota-tion of the flying machine around a longitudinal axis.

The first accounts of S. S. Nezhdanovskiy's researches in the field of re¬active motion were made by co-worker A. I. Yakovlev of the Moscow Aviation In¬stitute (MAI), at a conference sponsored by the Department of Aviation Engi¬neering History of MAI (9 January 1957) and at a meeting of the Aviation Section of the Soviet National Union of National Science and Technology Historians (2 March 1959).

Geshvend pointed out that his steam-plane could not only move through air in various directions but could also be suspended motionlessly in one place.

He wrote: "By using one vertical apparatus, it would be possible to stay in

the air in one place, motionless for more than an hour (because the consumption of steam and water is less than an hour's supply of water). In the face of wind, it is possible to stay in one place by using the horizonthal apparatus, facing the wind, thus the consumption of steam will increase insignificantly, even with a brisk wind" (ref. 14, p.2).

Geshvend's second variant of the project differed conceptually from the original one, because, like Kil'bachich's project it was not based on an aero¬dynamic principle but on a principle of rocket dynamics.

In 1888 Geshvend's project (the first variant) was examined at a meeting of the Committee on Military Science but was rejected. We should note that the project was not really reviewed. The main reason for its rejection was the fact that is was not carried out in practice and particularly because it was based on "the airplane principle", which, in the opinion of the Committee, rendered it unfavorable as a foregone conclusion (ref. 15)*

The committee did not pay any attention to the fact that the second variant of Geshvend's project was not based on "the airplane principle" but on a rocket- dynamic principle.

A. P. Fedorov's project, given in the work "A New Principle of Aeronautics Excluding the Atmosphere as a Supportive Medium," published in St. Petersburg in 1896, is also of great interest. '

Fedorov, noting that all preceding concepts for flying machines, as well as theoretical works in the field of aeronautics, were based on the use of atmosphere as a supporting medium,^ showed that his project "is contrary to f6l0 the oasic prevailing attitude toward the solution of the problem and attempts to pose the latter by a new approach" (ref. 16, p. 3)*

According to Fedorov's concept, the flying machine was set in motion with the aid of a system of tubes whose cross section is shown in figure 2.

As bhe inventor stated, the compressed gas enters through a branch pipe,

PP, into the annular cavity, fills it, then passes through the opening, ah, into the cylindrical channel, abgh, and through the openingJbg, and exits to the outside. With this, the gas pressure on a part of the area is equal to the projection of bg onto de, is not equalized by anything.

"Therefore," wrote Fedorov, "our pipe, just as a rocket in flight or a rifle in firing, will tend to move along its axis from b to a. In other words, a force will be applied to the tube, whose direction, given any position of the

7

Evidently, Fedorov did not know about the flying machine concepts of Kibal'chich. 

p

Lr

g 'f

Figure 2

tube, will coincide with the longitudinal axis of the latter and will proceed from the open to the closed end" (ref. 16, p. 13).

He further stated that: "...If we make a system of such tubes in which

1) some of them stand vertically, with their outlet openings, bg, down:

2) others lie horizontally along the longitudinal axis of the system; 3) others form spirals coiling around the vertical axis of the system, then the first group w^-*- Sive us the lifting force, the second will give translational movement,

and the third will give rotation around a vertical axis, in other words, will substitute for the rudder. This system will therefore possess all the require¬ments for free flight" (ref. 16, pp. 13-14).

The significance of A. P. Fedorov's work is not exhausted by the ideas contained in it. It played a major role in the history of rocket technology in our country, having served as the starting point of K. E. Tsiolkovskiy's argu¬mentations concerning the theoretical basis of rocket flight. Here is what the scientist himself wrote: "In 1896 I ordered A. P. Fedorov's book The New

Principle of Aeronautics ... It seemed unclear to me (because no calculations were given). And in such cases I have taken it upon myself to carry out the calculations personally, from scratch. This is the beginning of my theoreti- ^11 cal research on the possibility of using reactive devices for space travel"

Tsiolkovskiy had thought even earlier about the feasibility of interplane¬tary voyages. The first time this thought occurred to him was in 1872, when he was only 16 years old. He suggested even then the use of centrifugal forces for achieving cosmic velocities.

Ten years later, Tsiolkovskiy for the first time indicated the possible ?ftAo1Zatl0n °f thS reactlon Propulsion principle for flights through space. In I003, in his manuscript, "Free Space (Svobodnoye prostranstvo)", he came to the

conclusion that the only possible method of travel in space, where neither the forces of gravity nor the resistive forces of a medium are operative, is a . method based on the reaction elicited by particles of matter being ejected from the particular body.

But the beginning of his serious research in this field dates to 1896. At this time, proceeding in his customary manner and striving to simplify the con¬ditions of the problem as much as possible, Tsiolkovskiy first investigated the flight of a rocket through a medium where the forces of gravity and resistance of the medium are, for all practical purposes, nonexistent.

It is important to mention that rockets were known long before Tsiolkovskiy. They were used for fireworks and for signaling purposes, for illuminating an. area and as military means. Many scientists and inventors worked on perfecting rockets, but none of them suggested that they might be used for interplanetary communication. On the other hand, even before Tsiolkovskiy, many inventors thought about the problem of flight into space. They proposed such devices as a gigantic sling, a circular railway, ultralong-range artillery, and others, but not one of the authors of the numerous projects suggested the use of rocket- type flying machines for this purpose.°

Tsiolkovskiy1s merit consists in the fact that he brought together these two technological trends, establishing on rigorous scientific grounds the con¬ceptual application of the reactive principle for flights in outer space and formulating the theory of rocket motion. This problem was complicated by the fact that a rocket, being a body of changing mass, could not be subjected to calculations according to the formulas of classical mechanics. 'It was neces¬sary to construct a new branch of theoretical mechanics — the mechanics of bodies of variable mass.

A major contribution was made by I. V. Meshcherskiy (1859-1935) in the solving of this problem. In 1897-1904 he published his main works, devoted to problems in the mechanics of bodies of variable mass. In his masters' thesis (ref. 18) Meshcherskiy showed that "in analyzing the movement of a body of variable mass, our problem reduces to the motion of a material point whose mass changes with the passage of time" (ref. 18, p. 50). For the first time

°It should be noted that early allusions to the use of rockets for flights to the moon are encountered in two science-fiction works: Cyrano de Bergerac's

"L'Histoire comique des etats de la lune (A Comic History of the Nations of the Moon)" (1647-1650) and Jules Verne's"Around the Moon" (1870). However,

Cyrano de Bergerac's proposal was a complete fantasy, and in Jules Verne rockets are used only to change the velocity and direction of a cannon ball in flight. 

in the scientific literature, he derived the fundamental equation of a moving point of variable mass in the following form:

m7t “ ^ + 3T — *0,

where

m is the mass of the fundamental point, v its velocity,

dv is the velocity's increment of the point, dm is the ejected particle mass, u is its absolute velocity, and f is the resultant of all external forces.

#In the same work, Meshcherskiy, as an example, investigated the vertical motion of rockets. He wrote: "At the time the rocket is ascending, its mass

decreases (underlined by Meshcherskiy) as a consequence of combustion of the substance with which it is charged. The forces acting on the rocket are: force of gravity, resistance of the air (drag force), force due to pressure of the gases evolved in combustion of the motivating compound, and an additional force, if we take into consideration that the burning particles are ejected with some relative speed" (ref. 18, p. 80). Proceeding from this and directing the axis ox vertically upward, Meshcherskiy obtained the following equation of motion for the rocket:

m~ = -mg + p~d£ w~ R (x),

where

m is the mass of the rocket, g is the gravitational acceleration, p is the gas pressure,

w is the value of the relative velocity, possessed by the burning particles at the instant of exhaust,

x is the velocity of the rocket,

R(x) is the air resistance.

Due to the fact that by the end of the nineteenth century, rockets had no /613 practical application (as military weapons, they had ceased to be of significance and were removed from the arsenals; but in the application of rockets for solv¬ing problems in aviation and aeronautics, designers were taking their first tentative steps, although still unsuccessfully at that time), Meshcherskiy lim¬ited himself to formulating the problem of the vertical motion of the rocket in a very general way. 

In 190^, Meshcherskiy published a work devoted to the dynamics of a variahle-mass point in the case of simultaneous attachment and detachment of particles (ref. 19), a case which occurs, for example, in the operation of a ram-jet engine.

The works of Meshcherskiy on the mechanics of bodies of variable mass are of significance even today and give him the right to be regarded as one of the founders of this new branch of theoretical mechanics.

K. E. Tsiolkovskiy worked out, in more detail, the theory of rocket motion, taking the variable mass into account. Familiarization with his working materials, which are preserved in the Archives of the Academy of Science of the USSR, shows that in 1897 he had formulated his well-known formula, establishing the analytical relationship between the rocket velocity at any instant, the exhaust velocity of gas particles from the reaction engine, the mass of the rocket, and the mass of the consumed charge.

To generate this formula, Tsiolkovskiy proceeded from the hypothesis of a constant relative velocity of efflux of gas particles. This hypothesis of Tsiolkovskiy is (widely) used in the rocket dynamics of today.

According to Tsiolkovskiy's formula, the velocity of the rocket's flights (ignoring the forces of gravity and air resistance) is equal to:

where

V is the velocity of the rocket at any instant,

V1 is the relative velocity of efflux of gas particles, is the mass of the rocket minus the charge,

M2 is the total mass of the charge at the onset of motion,

M is the changing mass of the still undetonated charge at a given instant.

The maximum velocity will occur when M = 0, i.e.,

It is not difficult to see that the rocket velocity in vacuum is theoreti¬cally, unlimited and depends only on the velocity of the outflow of gas particles anrl on the relationship of the explosive mass to the mass of the rocket. /6l

Tsiolkovskiy's derivation was of great significance to the further develop¬ment of rocket technology, because it attested to the possibility of achieving cosmic velocities and showed in which directions theoretical research had to be developed, an accomplishment that would help in solving his problem. According 

to Tsioikovskiy's formula, In order to increase the velocity of the rocket, it would he necessary to.strive for an increase in the efflux velocity of the gas particles and on an increase in the relative (rather than the absolute) fuel reserve. ~

This formula gave an ideal velocity of a rocket without calculating the losses caused by the forces of gravity and the resistance of the medium. Later, Tsioikovskiy complicated the problem; he introduced into his calculation the earth's gravitation and air resistance, performing calculations for cases approximating actual conditions.

By introducing into his calculation the force of gravity, Tsiolkovskiv obtained: J

FmaK — v1(E~yL)1,111 + ~w) ’

Vhere

p is the absolute acceleration of the rocket,

g is the earth's gravitational acceleration.

In 1903 Tsioikovskiy published his classic work, "The Investigation of Cosmic Space by Reactive Devices," in which, for the first time, the possibil¬ity of carrying out cosmic flights with the aid of rockets was scientifically substantiated and the principal working formulas for its flight were given. In the same work, great attention was paid to the question of finding the best fuel for a space rocket. Until the end of the nineteenth century, only reactive engines using solid fuel — gunpowder rockets — were considered. However, Tsioikovskiy showed that for long-range rockets the most effective engine is the liquid-fuel engine; he gave the principal diagram for such an engine.

It is difficult to overestimate the importance of Tsioikovskiy's work "An Investigation of Cosmic Space by Reactive Devices." However, in the first decade of the twentieth century this work was unnoticed in Russia, as well as abroad. It was published for the second time (in a significantly expanded form) in 1911-12 in the journal Vestnik Vozdukhoplavaniya (Aeronautics Bulletin).

In the work of 1911-12, Tsioikovskiy investigated the resistance of the atiJtas- phere in detail and came to the conclusion that the work necessary for over¬coming atmospheric resistance is only an insignificant part of the work neces¬sary for overcoming the forces of gravity.

It was also here that Tsioikovskiy expressed the notion of utilizing energy from atomic fission for space flights. "It is thought that radium, which constantly decomposes into a more elementary material," he wrote in 1912/6l5 in the Journal Vestnik Vozdukhoplavaniya,"emanates particles of different various masses, which move with an astounding and inconceivable velocity, not far from the speed of light. Therefore, if it would be possible to sufficiently accel¬erate the decomposition of radium or of other radioactive bodies, which prob¬ably includes all bodies, its use could, all other conditions being equal, impart such velocities to a reactive device that reaching the nearest neighboring.Sim(star) would be shortened to 10-40 years" (ref. 20, pp. 7-8).

At the same time, he advanced the basic ion engine concept, that "perhaps with the aid of electricity it will be possible, in time, to impart an enormous velocity to the particles ejected from a reactive device" (ref. 20, p. 8).

In the same work, Tsiolkovskiy expresses his views on the outlook for the growth of mankind, man's reaching out into boundless space, his taking posses¬sion of enormous energy reserves of the universe. "The motion around Earth , he stated, "of several vehicles with all the necessary equipment for the existence of being capable of reason could serve as a base for the further development of mankind. Settling around earth in many rings similar to the rings of Saturn ... the people increase 100- to 1000-fold the reserve of the sun's energy sent to the Earth's surface. But even this may not satisfy man and from the conquered base he may reach out to embrace the remaining solar energy, which is two billion times what the Earth receives" (ref. 21).

"The better part of mankind," he continued,"most likely will never perish, but will move from sun to sun as they burn out. After many decillions of years, we will perhaps live by a sun which has not yet ignited but exists, only in an embryonic state, predestined by eternity for higher aims" (ref. 20, pp. 10-11).

We should mention that Tsiolkovskiy did not limit the problems confronting mankind to the conquest of planets and other heavenly bodies. Moreover, he statbd that there was no need to go to heavy planets, except for study. The way to master space would be to create artificial settlements in interplanetary space and subsequently in interstellar space.

Tsiolkovskiy believed without reservation in the possibilities of the human mind and considered that there is no limits to the improvement of the lives of the people. "If even now we have reason to believe to some extent in the immortality of mankind," he wrote, opposing the forewarnings of some [61

scientists on the inevitable destruction of every living thing on earth as a consequence of its cooling and due to extinction of the &un, "then what will happen in several thousand years, when our knowledge and reason have increased?"

"So there is no end to life, reason, and the perfection of mankind. Its progress is eternal. Go forward bravely, you great and small laborers of the earth species and know that not one iota of your labor will perish without a trace, but will bear you great fruit in eternity" (ref. 20, p. ll).

In 1914, Tsiolkovskiy published, in a separate brochure, a supplement to the works of 1903 and 1911-12, in which he formulated his theories concerning reactive propulsion. Here also, he pointed to the possibility of using ozone as an oxidant.

Tsiolkovskiy's ideas in the field of interplanetary communication were far ahead of their time. At the beginning of the twentieth century, there were no technical or economic criteria for the creation of long-range rockets. In order to realize the concepts of the scientist, it was necessary first to solve numerous complex problems from various fields of science and technology, an objective requiring a great deal of long-term theoretical and experimental work. Tsiolkovskiy's research in the field of rockets was further complicated by the fact that in pre-revolutionary Russia he received neither moral nor material support. He encountered attitudes of indifference and disbelief, many considered him a baseless dreamer and treated the self-taught scientist, who had no diploma, with skepticism.

This situation was altered considerably after the Great October Socialist Revolution. Tsiolkovskiy’s ideas relating to the conquest of space began to receive more widespread acceptance and recognition in the USSR and are re¬flected in the pages of the periodical literature. In 1924, the first Society for the Study of Interplanetary Communication was organized in our country.

Continuing his research in the field of reactive propulsion, in 1921, Tsiolkovskiy composed the draft of an article entitled "The Rocket", in which he planned to examine several questions of reactive flights in vacuum and within the boundaries of the atmosphere. To this same period belong his manu¬scripts and published works: "The Cosmic Rocket" (1923), "Reactive Device"

(1924), "A Rocket into Cosmic Space" (1924), "Space Ships" (1924), "An Investi¬gation of Cosmic Space by Reactive Devices" (1926), and others.

In these works, Tsiolkovskiy continued to develop and deepen his idea of /617 the conquest of space with the aid of reactive devices. The last two works, in which Tsiolkovskiy included several new proposals not encountered in his pre¬vious works, are of special interest.

In the last years of his life, Tsiolkovskiy focused most attention in his research on interplanetary communication, on two problems: the achievement of

velocities of cosmic magnitude and finding the best rocket fuel.

Working to solve the first of these problems, Tsiolkovskiy, already in 1926, came to the conclusion that a rocket would be able to achieve cosmic velocities only if it could acquire a comparatively high starting velocity without depleting its own reserve of fuel. Having analyzed the possible methods of imparting this initial velocity to the rocket, Tsiolkovskiy cameto the con-clusion that "the simplest and least expensive means in this case is the rocket, or reactive approach." Proceeding on this basis, he proposed to achieve cosmic velocities by using a two-stage rocket, the first stage of which in Tsiolkovskiy's terminology, would be an "earth rocket," which would have to travel on the earth and in the dense layers of the atmosphere.

Tsiolkovskiy also calculated the reserve of fuel, the mass of the structure, the velocity, and other parameters for each stage.

The later development of the theory of multi-stage rockets was given in Tsiolkovskiy's book "Cosmic Rocket Trains" (1929) and in one chapter of his manuscript "Design Principles of Gas Machines, Motors, and Flying Machines"

(ref. 22), which was not published during the scientists' lifetime.

We should note that the idea of multi-stage rockets is several centuries old. They are first mentioned in the sixteenth and seventeenth centuries.

However, in the present case also it is to Tsiolkovskiy*s credit that he did not just limit himself to stating the propulsion principle of multi-stage . _ rockets, but gave their detailed mathematical theory and in a strict scientific manner demonstrated the feasibility of cosmic velocities with the aid of rocket engines driven by chemical fuel.

Tsiolkovskiy proposed two methods for attaining cosmic velocities: by

means of a train of rockets and with the aid of a rocket squadron. Both methods had a great deal in common and consisted of launching several rockets, of which only one reached the final goal. The other rockets played the part of boosters and, after expending their fuel, returned to earth.

However, in the first method (the space rocket train) the rockets were /6l8 linked one after the other with only the lead rocket functioning. After the fuel of the lead rocket was used up, it separated from the rocket train, after which the second rocket began to perform, having now become the lead rocket, etc.

In the second method (rocket tandem), the rockets were linked parallel to one another and performed all together, but used up only half of the fuel.

After this, the fuel of one part of the rockets emptied out into the half-full tanks of the other rockets, and they continued on their route with full reserves of fuel. The empty rockets separated from the squadron and returned to earth. This process continued until only one rocket from the squadron remained.

In 1932, Tsiolkovskiy wrote his work entitled "Reaching the Stratosphere." In it, the scientist, as though summing up his many-year research in the field of rocket power engineering, formulated the requisites for explosives designed to be used in reactive engines. He wrote: "The elements of explosives for a

reactive engine must possess the following characteristics:

1. For each unit of their mass in combustion, they must perform at their maximum capacity.

2. When compounded, they should yield gases or volatile liquids, which from heating turn into vapor.

3. They must develop in combustion the lowest possible temperature, i.e., have a low temperature of disssociation in order not to damage the barrel (nozzle).

4. They should occupy a small volume, i.e., be as compact as possible.

5. They must be liquid and mix easily; the use of powders is complicated.

6. They can also be gaseous, but have a high critical temperature and low critical pressure, so that it will be easy to use them in a liquified state. Liquified gases, in general, are disadvantageous because of their low tempera¬ture, which causes them to absorb heat in order to heat themselves. Also their use is accompanied by losses from evaporation and by the danger of explosion. Also, products that are expensive, chemically unstable, or difficult to obtain, are not suitable!' (ref. 23).

It is noi) difficult uu see^ tti&t Tsiolkovskiy In ttiis work^ fonnulstsd important thermodynamic and operational requirements for the fuel of reactive engines. Later, Soviet scientists, continuing to work on the problem of fS19

rocket fuel, made great strides in this field.

As people became more and more conscious of the ideas of space flight, Tsiolkovskiy returned with increasing frequency to the question of the meaning behind this extraordinary achievement, what benefits could mankind obtain from the conquest of space.

He wrote about this in "The Investigation of Cosmic Space by Reactive Devices" (1926); the same questions were reflected in his works "The Objectives of Stellar Navigation" (1929), "The Future of Earth and of Mankind," and others.

In the opinion of the scientist, the main goal of space flight was to dis¬seminate humanity throughout space, to establish large settlements, first around the earth and then in the limitless space of the universe, which would in turn, as Tsiolkovskiy pointed out, bring the organization of life and industry under completely new conditions, radically differing from those on earth.

The works of K. E. Tsiolkovskiy played an extremely important role in the development of rocket technology and theory of interplanetary flights, which justifies our regarding him as the founder of this most important field of science and technology.

In the pre-revolutionary years in Russia, several other scientists and inventors, besides Tsiolkovskiy, worked in the field of reactive technology, of which we should give first mention to Fridrikh Arturovich Tsander (1887-1933).

Tsander first became interested in the questions of interplanetary communi¬cation very early. Already in his childhood years, he read with enthusiasm science-fiction bonks on travel to other planets, and he dreamed df flights to the stars.

In 1907-1908, Tsander began scientific research in this field; it is then that he, for the first time, started to think about such questions, related to the construction of spaceships, as "conditions governing the form of the ship..., the place for fuel, processing of solar heat, choice of a driving force," and others (ref. 2k). It ./as then that he made his first estimates concerning the escape of gases from vessels, the work necessary for overcoming the earth’s gravity, and several other questions related to the problems of astronautics (see Tsander s autobiography in ref. 25), and in 1909 he first expressed the desirability of using the solid construction material of the rocket as fuel (ref. 26).

In 1909-1910, Tsander made calculations pertinent to the reactive (jet) /620 engine and the work necessary for lifting it to great heights (ref. 27), and from 1917 he began systematic concerted research in the field of interplanetary communication, dedicating his whole life to this problem.

In Tsander's scientific works,three basic trends are observed: the analysis of theoretical questions concerned with astronautics, the formulation of prin¬ciples for the theory of designing reactive engines, and the solution of practi¬cal (applied) questions of rocket technology.

One of the most complex questions encountered by researchers working to solve the problem of interplanetary communication was the problem of a space¬ship overcoming the earth's gravitational potential. The calculations have shown that in order to achieve this goal, in the firing of a single rocket the weight of the fuel must comprise 90-98% of the entire starting weight of the spaceship. The construction of such a rocket with the level of technology at that time presented an insurmountable dilemma.

One of the possible methods of overcoming the potential of the earth's gravity was to use multistage rockets, a method which received widespread ac¬claim in our ora time.

The proposed use of multistage rockets at the start had. already been en¬countered in the works of Goddard (1919) and of Obert (1923)j in 1929,

Tsiolkovskiy worked out their mathematical theory. However, in the beginning of the twenties the question of using multistage rockets had not yet been suf¬ficiently investigated. Tsander, therefore, without rejecting the need for studying all the possible methods of overcoming the forces of the earth's gravity (in several works he mentioned the desirability of investigating "complex rockets, one embedded in another" (ref. 28), i.e., in present-day terminology, multistage rockets), felt at that time that it would be most sensi¬ble to use a rocket in conjunction with an airplane.

The essence of this proposal consisted in the following. An interplanetary rocket ship served as the fuselage of a large airplane and, in addition, was supplied with small wings designed for descent. For the flight in lower, denser layers of the atmosphere, either a piston engine of a special construction developed by Tsander, which ran on gasoline or liquid oxygen, or an air-jet engine that used atmospheric oxygen as the oxidant, was to serve as the powerplant.

When, however, high rarefied layers of the atmosphere were reached, liquid/621 rocket engines were to be turned on, and the parts of the large airplane that became unnecessary, constructed from metals with a high heating capacity, were supposed to be sucked into the main body and melted so that they could be used as additional fuel. For the descent to earth or other planets possessing an atmosphere, the small auxilliary wings were to be used, which would make it possible to descend without using fuel.

Examination of the scientific-biographical materials of Tsander reveals that already by the beginning of the twenties he had developed several novel proposals concerned with the construction of a spaceship, among which were the following:

l) To supply the interplanetary ship with wings at the start for flight through the dense layers of the atmosphere.

2) To use tiie parts of the interplanetary ship that became unnecessary, as additional fuel.

3) To use wings for a gliding descent to earth or to other planets which possess an atmosphere.

The application of all these proposals, according to Tsander, should solve the problem of interplanetary travel in the near future.

Tsander was greatly concerned with finding the most suitable type of fuel for a rocket. Striving to increase the escape speed of the combustion products from the nozzle of reactive engines, he proposed the use of a high-caloric metallic fuel.

As stated above, he expressed this idea for the first time in 1909. Later on, Tsander came back again and again to this idea, continuing to develop and perfect it. It is rather typical of the majority of the projects developed to find that he intended metallic fuel to be used. He also proposed the use of plastics as a supplementary fuel.

Tsander realized, however, that the use of metallic fuel would only slightly increase the exhaust speed of the combustion products, which has a limit (the maximum theoretical exhaust velocity of the combustion products, with the known chemical fuels of today, is not greater than 6750 m/sec). Therefore, he strived to find other types of energy, the utilization of which would enable the problem of interplanetary flights to be solved once and for all.

Tsander also carefully differentiated between the types of engines suitable for the placing of a spaceship, into orbit and for carrying out interplanetary (and even interstellar) flights. He wrote: "We thus arrive at the conelusion/622

that rockets, with their enormous fuel expenditures and great thrust, are best suited for the departure from earth's atmosphere and acceleration to the speed of 8 km/sec... Then later, in interplanetary space, with its huge distances and with the possibility of employing low-thrust forces, it is much better to employ the freely available light pressure or to transmit energy over a distance with the aid of very thin mirrors..." (ref. 29).

For flights into interplanetary space, Tsander suggested the use of light pressure considering the following principal variants:

1) Flights with the aid of reflectors, very thin shields, or solenoids directly connected to the spaceship:

2) Flights with the aid of unfolded rotating mirrors that open out in interplanetary space and, by gathering solar rays, direct beams of parallel rays to shields connected to the spaceship,

Tsander, perhaps more than other Russian scientists of that time, paid a great deal of attention to the questions of celestial navigation. It is curious that, even in 1908, he thought about the problem of how many days of flying it

would take to reach Mars and Venus and had posed a theoretical problem for him¬self, to determine the conditions for moving from one point in space to another with the following requirements: "l) with the least possible work, 2) in the

shortest possible time" (ref. 30).

Later on, Tsander had frequent oncasicm to return to the problem of celes¬tial navigation, continuing to develop and intensify his research. By 1925, he had examined in detail such questions as the movement of a spaceship in the gravitational field of the sun, planets and their satellites, delineating tra-jectories and the length of flights, as well as the magnitudes of the additional velocities, necessary for their execution (ref. 3l).

While working on the problems of interplanetary communication, Tsander did not limit himself to merely posing a question and examining it in a general mode, he further strived to justify his conclusions in detailed, scientifically grounded calculations. Tsander was the first engineer in our country who dedicated himself to solving the problems of astronautics, and this left a certain imprint on his approach to the solution of these problems.

Beginning in the twenties, simultaneously with his development of the /6<problems of interplanetary communication, Tsander paid ever-increasing atten¬tion to the second trend of his research work, the development of theoretical principles for the design of reactive engines. In this area, Tsander was a talented theoretician and engineer, who gave an original solution to several very important problems in the planning of design of reactive engines. He wrote the works entitled "Thermal Calculations for a Liquid-Propellant Rocket Engine," "The Utilization of Metal Fuel in Rocket Engines," "Aspects of Rocket Design, Utilizing Metallic Fuel," and others. As stated in an obituary pub¬lished on 30 March 1933 in the newspaper Tekhnika (Technology), "a number of theoretical works, which provide the only engineering calculations in the world in the reactive field, may be attributed to the pen of Fridrikh Arturovich."

Beginning in 1928, Tsander began to bring his concepts in the field of rocket technology to practical fruition. Without abandoning his idea concerning the use of high-caloric metals as auxilliary fuels, he conducted experiments in the preparation of lightweight alloys containing magnesium and their combustion in air.

At approximately the same time, xsander began to design his first jet engine, the 0R-1, with which he proposed testing in practice the analytical methods that he had adopted and to obtain first-hand experimental results.

The 0R-1 engine, built in 1929-1930, ran on gasoline and air and developed a thrust of 5 kgm. Careful engineering designs preceeded it, by which Tsander solved several practical problems connected with the work of reactive engines.

In the period from 1930 through 1932, Tsander conducted many tests on this engine.

The results obtained from these tests made it possible to go'on to the building of more highly perfected engines, in which liquid oxygen was used as the oxidant. In 1932-1933, with the Group on the Study of Reactive Propulsion (GIRD), Tsander supervised work on the design of liquid rocket engines, to be installed on the rocket plane RP-1 (OR-2 engine) and as a powerplant for the rocket GIRD-X (engine 10).

A premature death denied Tsander the opportunity to bring to conclusion a great deal of what he had thought out and developed. But this was carried on for him by his numerous comrades, students, and followers.

Tsander's works, to a great degree, aided the development of rocket con¬struction in the USSR. "On the basis of these theoretical and practical works," it was stated in the obituary, "F. A. Tsander has formed his own school in the theory and design of reactive engines."

The third Russian researcher to work on the solution of the problems of /624 interplanetary communication was Yuriy Vasil'yevich Kondratyuk, whose life and scientific work have hardly scarcely been examined up to now. Because of this, science historians and biographers still have many questions which will have to be answered. Some details of his biography, for example, are still vague, the beginning date of his work in astronautics has not been precisely determined yet, the chapters written, according to Kondratyuk, in 1921-1926, but not in¬cluded in his book (apropos, see the Second Author's Preface to ref. 32) have not been found yet, the main stages of his research work are not sufficiently clear.

For a long time, only one of Kondratyuk's works devoted to the problems of astronautics was known, his book, The Conquest of Interplanetary Space, pub¬lished in 1929 in Novosibirsk. Only rather recently, in the last few years, has it become known that a few other manuscripts by Kondratyuk on the problems of interplanetary communications were preserved and in 1938 were given by the author to the well known aviation historian, and one of the compilers of this

9

collection, B. N. Vorob'yev.

Therefore, the scientific presently known heritage left to us by Kondratyuk, on the questions of interplanetary communication consists of the following materials:

1) A manuscript without a title, consisting of four notebooks bound into one, 104 pages of handwritten text in pencil. When Kondratyuk delivered these materials to Vorob'yev he dated them 1916.

2) A manuscript that begins with the words "To Whomsoever Will Read in Order to Build," 144 pages of text handwritten in ink. This manuscript Kordratyuk dates 1918-1919 on delivery.

^Yu. V. Kondratyuk's manuscripts on interplanetary communication are now held in the Institute for the History of Natural Science and Technology of the Academy of Sciences of the USSR.

3) A manuscript without a title, written in ink on 79 sheets of 223 hy

357 mm paper. On delivery of his materials to Norob'yev, Kondratyuk first dated it 1920, but then added: "rewritten and revised in 1923-24." One of the

copies of this version of the manuscript was sent to V. P. Vetchinkin in 1925 for review.

4) Two copies of typewritten text of "The Conquest of Interplanetary Space," 66 pages with handwritten insertions and notes. Actually, this is a typewritten text of the previous versions with the remarks made by Vetchinkin incorporated (a section was added, entitled "The Combustion Process, Construc¬tion of the Combustion Chamber and Exit Tube." The symbols are somewhat changed and the terminology is also partly modified, the derivation of the /6J principal fundamental formula for the flight of a rocket is added). One of these copies was edited in 1927 by Vetchinkin and prepared for publication.

5) A book, "The Conquest of Interplanetary Space," published in 1929 in Novosibirsk.

Unfortunately, it was not heretofore possible to determine to what period each of the indicated manuscripts belongs. The^problem is greatly complicated by the fact that the dates appearing on them were inserted by Kondratyuk accord¬ing to the dictates of his memory in 1938, hence, they cannot be acknowledged as absolutely reliable, particularly since in several cases (in the first and third versions) some discrepancies are obvious between the dates given in 1938 by Kondratyuk and those appearing directly or by implication in the text.

By studying Kondratyuk's manuscripts, it is possible to observe how, gradu¬ally, in a period of several years, his views were formed on the problems of the conquest of space, how from the first, not always very mature and in some cases rather naive conclusions, Kondratyuk arrived at views which were reflected in his book published in 1929, "The Conquest of Interplanetary Space."

The first version of Kondratyuk's manuscript on interplanetary communica¬tion^ appears as rough notes and cannot be viewed as a finished piece of work.

We have not been able to pinpoint the exact date of the beginning of Kondratyuk's research in the field of interplanetary communication. In the Author's Preface to the book Conquest of Interplanetary Space, Kondratyuk pointed out that this work, in its principal parts, was written by him in 1916 (see the present collection p. 57). In 1938, he placed this same date, 1916, on the cover of the first version of the manuscript on interplanetary communication when he delivered his materials to B. N. Vorob'yev. However, in the text of this manuscript Kondratyuk declares that everything written therein he conceived approximately from the day of the change in regimes (i.e., from the end of February) to 25 March 1917. This same date, 1917, Kondratyuk mentions in his letter to N. A. Rynin, wherein he writes: "Having achieved the first positive results in my work in 1917, and not suspecting at that time that I was not the first and only researcher in this field, I rested on my laurels for some time, while awaiting the opportunity to start experimenting..." (ref. 33). Therefore, the question concerning the exact date of the beginning of Kondratyuk's works in this field remains open to conjecture and needs further investigation.

It is more likely that these were preliminary notes in the form of a scientific log, in which the author often makes mistakes, dehates with himself, and, in several instances, rewrites and recalculates certain sections. However, already in these early outlines we encounter several interesting statements.

Kondratyuk, like Tsiolkovskiy, first of all, set himself the task of form¬ulating the basic formula for the flight of a rocket, in order to answer the question: "Is it possible at present to make an interplanetary flight on a

reactive device with known available substances?" (ref. P« 2).

By making the necessary calculations, he was the second to formulate (by a somewhat different method than Tsiolkovskiy) the principal formula for rocket flight (Tsiolkovskiy1 s formula) and we established that the velocity of a rocket's flight in a vacuum depends only on the characteristics of the fuel and on the initial and final mass.

Arriving at the conclusion that flight to other planets with the aid of a rocket is possible in principal, Kondratyuk set out to render more precise a number of questions concerned with flight into space. In his first manuscript he examined such questions as the influence of gravitational forces and resist¬ance of the medium, the choice of acceleration and the method of departure, the construction of certain parts of the interplanetary spaceship, its control (guidance) and stability, and others.

Here, Kondratyuk mentions the use of solar energy, employing mirrors for the purpose, the development of a reaction from material emissions (a and yg particles, cathode rays), the conditions for flights within the limits of the solar system, and the creation of interplanetary bases.

Also worthy of mention is the sequence of initial steps, given by Kondratyuk in this manuscript, toward the conquest of space. He outlined the following stages:

"I. Test the function of the vehicle in the atmosphere.

II. Flight not too far from the earth's surface, several thousand versts.

III. Flight to the moon without landing there, actually a flight around the moon.

IV. A flight to the moon with stopover" (ref. P* 25).

Later on, while continuing to work toward a solution to the problem of interplanetary communication, Kondratyuk finished the second version of the manuscript, which, on delivery of his works to Vorob'yev, he dated 1918-1919*

This version, which was the outgrowth of his previous work, somewhat dif¬fered from it by its systematized and detailed maimer of presentation. In addition to this, Kondratyuk wrote several new sections: "The Active Agent and

its Combustion," " Instrument for Orientation," "Acceleration Indicator," "Utilization of the Relative Motion of Celestial Bodies," and others.

In the early works of Kondratyuk, qualitative relations were given for the most part and not enough detailed mathematical calculations. "I will have fre-/627 quent occasion," he wrote in the preface to the second version of his manuscript, "to use phrases which are quite inadmissible in scientific writing, such as:

•not too large,1 'sufficiently,' etc., without indicating anything exactly.

This is because I do not have on hand the materials for drawing the line between 'sufficient' and 'insufficient,' in fact a good part of the materials needed for the construction of a rocket still have not been assembled" (ref. 35; also present collection, p. 15).

Kondratyuk's manuscripts from this period are characterized by a large number of brilliant and interesting, though technically almost undeveloped ideas. Among them are proposals for discarding the passive mass of a rocket as it becomes unnecessary, the design of nuclear and 'electrorocket' engines, the utilization of solar energy, the creation of interplanetary bases in the form of an artificial satellite of the moon, utilization of the fields of gravity and the relative motion of celestial bodies, and others.

Not all these proposals are original with the author, many of them were expressed before him by other Russian and foreign scientists; Kondratyuk, how¬ever, according to his words, did not have an opportunity until 1925 to famil¬iarize himself with the works of other authors on this question, so that he often repeated what had been discovered earlier by others.

In evaluating the importance of Kondratyuk's earlier works for the history or science and technology, it is important also to bear in mind that these man¬uscripts were not published contemporaneously, and their content was not known before 1925. Therefore, they could not exert an influence on the development of rocket technology and are of interest only for the history of the develop¬ment of ideas on interplanetary flights.

The third version of the manuscript differed significantly from the first two, in structure as well as in the form of the account.

In this version, Kondratyuk attempted to give a more detailed mathematical basis to his postulates, striving to present, in his words, "the problem of conquering the solar system not so much in the form of theoretical principles, leaving their development and practical application to the science and technol¬ogy of the future, as in the form of a plan of attack, which, even if not de¬tailed, is outlined with concrete figures that are fully realizable today with current technology once we have performed experiments not presenting any partic¬ular difficulties" (ref. 36, p. l).

\ftiile delivering his manuscripts to Vorob'yev, Kondratyuk originally dated his version 1920, but later added: "revised and re-edited in 1923-1924." However, the statement that "the author...has only recently had the opportunity to familiarize himself with a portion of the article entitled The Investiga¬tion of Cosmic Space by Reactive Devices, published in the journal Vestnik Vozdukhoplavaniya for 1911" proves that this version was finished only in 1925, because Kondratyuk (in his letter to Rynin) ascribes his first acquaintance with Tsiolkovskiy's article to precisely this period (ref. 33).

In ine third version, which later became the basis of the book published in 1929, entitled The Conquest of Interplanetary Space, Kondratyuk developed many postulates, which in their general features were already evident in the first versions of the manuscript. In addition to this, he wrote several new sections, including the sections relating to metallic and borohydride fuels, proportional passive loads, the action of the atmosphere on a rocket during launching, and others.

At the same time, in the third manuscript version and in the book, some of the materials contained in the first version and, unquestionably deserving con¬sideration, were not developed or even reflected upon. Here, first of all, one should mention the proposal concerning the use of solar energy and the energy of the elemental particles, the creation of 'electrorocket' engines and re¬flector belts around the earth, the utilization of gravitational fields and relative movements of the heavenly bodies to impart accelerations to the inter¬planetary spaceship.

Most likely, this is attributable to the fact that Kondratyuk regarded this version as a concept nearing realization and strived to screen out all elements that seemed unrealizable or too far from being brought to fruition.

So, for example, in the section devoted to analyzing the types of energy suit¬able for the execution of rocket flights to other planets, Kondratyuk asserted: "Still another special type of rocket is possible, one which utilizes energy from without, i.e., from the light of the sun. In practice, however, this method of operating a rocket is inapplicable at the present time, or almost in¬applicable because of purely technical difficulties... In view of these diffi¬culties, for now we will shelve the idea of a rocket that functions on the energy of solar radiation" (ref. 36, p. 8).

Kondratyuk's book The Conquest of Interplanetary Space was the last, most highly developed version of his work devoted to the problem of interplanetary communication.

It should be noted, however, that in the published book, Kondratyuk gave almost all the numerical data in simplified and rounded-off form, striving only to present the physical order of magnitudes with which one would have to deal.

Kondratyuk's works listed above contain several very intriguing ideas, /629 which are of great interest and deserving consideration.

Already in the first version, Kondratyuk hit upon the idea of decreasing the passive mass of a rocket by discarding the parts of its construction no longer needed. He stated: "Everywhere that I speak about the activity of a substance, the weight of this substance should be calculated, taking into ac¬count the weight of its container; once we have used up a certain portion of the active substance, we reject the tank in which it was carried. It is better, therefore, and perhaps necessary, not to contain the entire reserve of active substance in one tank but in several progressively smaller ones" (ref. 34, pp. 36-37).

This idea is expressed even more clearly in the second version (ref. 35, pp. 34-36; see also p. 24 of this book), and in the third version Kondratyuk actually approached the idea of multistage rockets, but without giving its con¬struction plan (ref. 36, pp. 16-19). Here, he arrived at the proposal, ex¬pressed earlier by Tsander, of using no longer needed structural elements of a rocket as additional fuel (ref. 36, pp. 19-21).

In the same version, Kondratyuk dedicated one special section to various rocket fuels, examining petroleum, acetylene, hydrogen, silicon, as well as metals with a calorific value as fuels, oxygen and ozone as oxidants.

In his works, Kondratyuk paid more attention to such questions as the choice of optimum departure trajectories, the investigation of flight conditions within the solar system, the examination of methods for return to earth with minimum fuel consumption'and others.

At first, Kondratyuk examined the conditions of departure without taking into account the forces due to resistance of the medium (drag) and arrived at the conclusion that the method of radially outward departure (vertically upward) is, the most disadvantageous from the energy point of view, since one would have to use the maximum amount of fuel. Here also, however, he showed the most ad¬vantageous method of departure under these conditions: Accelerate a body at

such an angle that the true acceleration would be perpendicular to the effective direction of tne force of gravity and would coincide with the direction of the velocity vector (i.e., on a tangential trajectory). The presence of atmosphere, however, brought important corrections to his estimates, since in departure along a tangential trajectory, the flight would proceed for too^long in the appreciably dense atmosphere which would bring to naught all the advantages of/630 the second method. Taking this into account, even in his first version of the manuscript, Kondratyuk stated that first "it is necessary to fly up about 50 versts, in order to escape almost completely the harmful influence of the atmos- phere""(ref. 34, p. 20). The same was stated in the second version. Kondratyuk stated that "the main factor here is the first few tens of kilometers of the atmospheric thickness, since beyond this limit its density becomes negligible. Therefore, even the second method of flight must begin approximately as the first, almost perpendicular to the earth's surface, with the acceleration directed along a tangential course from the moment of takeoff" (ref. 35, p. 83).

The problem of flight dynamics was examined much more thoroughly in the third version of the manuscript, where Kondratyuk discussed in detail various types of trajectories of departure, taking into consideration the influence of the resistive forces of the medium on the flight of a rocket, as well as heat¬ing of the forward part of the rocket as it passes through dense layers of the atmosphere at high speeds. Here, Kondratyuk advanced the proposal, expressed earlier by Tsander, to supply the rocket with wings for flight through the dense layers of the atmosphere.

In the same work, Kondratyuk examined the various types of trajectories and required speeds, as well as the transfer from one trajectory to another. A little earlier, he mentioned utilizing the earth's speed of rotation about its own axis, as well as its speed of revolution around the sun.

Devoting considerable attention to the problems of space flight theory, Kondratyuk examined several other methods of decreasing the fuel reserves neces¬sary for the execution of interplanetary flights.

"In order not to use up a large quantity of active substance," he wrote in the first version of the manuscript, "the entire vehicle need not land, its velocity need only be reduced so that it move uniformly in a circle as near as possible to the body on which the landing is to be made. Then the inactive part separates from it, carrying the amount of active agent necessary for landing the inactive part and for subsequently rejoining the remainder of the vehicle"

(ref. 34, p. 18).

Then he discusses the construction of interplanetary bases with a small gravitational potential. Departing from the majority of researchers, he suggested the creation of such a base in the form of an artificial moon, rather than earth, satellite, so as to protect the base from drag effects due to the residual earth atmosphere.

The suggestion of utilizing the atmosphere as a braking medium in descent/631 is found in all versions of Kondratyuk's manuscript.

"But the atmosphere," he pointed out in the first version of the manuscript, "may turn out to be very useful on the return trip, as an absorber of excess speed, and it would not be necessary to use the active substance for this pur¬pose. The atmosphere will provide two other methods of return besides the normal one. (The nonactive part of the vehicle must be a glider).

"Method I. Direct the vehicle tangentially to the earth, and then near the earth, in its atmosphere,decrease the speed of the vehicle so that in the absence of atmosphere, it would continue to circle uniformly around the earth.

But, since it will be in the atmosphere, it will lose speed and finally descend to earth as a glider.

"Method II. On approaching earth, the speed should not be decreased; the vehicle should be directed tangentially and the atmosphere should be used not only for slowing down but also so that the missile will not escape from earth again.

'Both of these methods are difficult and dangerous in that, first of all, the nonactive part of the vehicle must be made in the form of a flying machine capable of maintaining a speed of 5-10 km per sec. in air; secondly, they re¬quire very delicate control, since even with a small error the vehicle can again break away from earth, or bury itself in it, or make a turn (very insignificant in ordinary calculations), that would break off its wings and impart such a deceleration that a man sitting inside would be crushed to death. But the great advantage of these methods is that they economize substantially on the use of the active agent (the formulas will be given presently) and, besides, the first method could be rendered automatic and fairly safe" (ref. 34, pp. 20-22).

In the second version, Kondratyuk again focuses considerable attention upon the possible methods of extinquishing speed by atmospheric resistance on the

return trip. Here he also discusses the methods of counteracting heating and suggests making the surfaces from polished, high-melting materials, cooling them, and using laminated surfaces, which are later discarded (see this book p. 37).

It should be noted, as was stated above, the indicated works of Kondratyuk were not published contemporaneously and did not become known until after 1925.

In print, the proposal of using the resistance of the medium during descent to earth and other planets possessing atmosphere, was first published by Tsander (ref. 37).

In the third version, and in his book, Kondratyuk devoted a special chap-/632 ter to the extinction of speed during descent by the resistance of the atmos¬phere (ref. 32) present collection, pp. 100-107), asserting further, that this method, in conjunction with interplanetary bases, is the key to the actual con¬quest of space (ref. 32). As a result of his research, Kondratyuk arrived at the conclusion that the realization of interplanetary travel can take place in the not too distant future. He expressed his ideas concerning the expected implications for mankind from the conquest of space and said that "it is the possibility of beginning in the immediate future to improve the economy of our planet that should be regarded as the chief aspect of tremendous importance to us in mastering the outer space of the solar system" (see the Second Author's Preface to ref. 32; present collection, p. 59).

A survey of the works of I. V. Meshcherskiy, K. E. Tsiolkovskiy, F. A. Tsander, and Yu. V. Kondratyuk reveals that already by the mid-twenties of the present century, our own scientists had laid the foundation for the mechanics of variable-mass bodies and the theory of space flight, having advanced several proposals of considerable consequence. Among such proposals were the following:

1) The use of liquid-propellant rocket engines.

2) The use of high-caloric metallic fuel.

3) The use of new types of energy (atomic and 'electrorocket' engines, the pressure of solar light).

4) The creation of intermediate interplanetary bases in the form of arti¬ficial satellites around earth or other celestial bodies.

5) The use of multiunit and multistage rockets.

6) The use of rocket construction materials as additional fuel.

7) The use of wings or airfoils for a gliding descent to earth and other planets possessing atmosphere.

These proposals testify to the high level attained by Soviet astronautical theoreticians justifying the claim that by the end of the twenties the principles of interplanetary communication had been developed in the USSR.

However, while occuppying the forefront in the theory of rocket technology, Soviet scientists for rather a long period of time (the years of the civil war and foreign intervention, the beginning of the restoration period) were denied adequate material and technological opportunities for the realization of their ideas. It should be noted that almost every representative of our first gener¬ation of scientists, the pioneers of rocket technology (with the exception of /633 F. A. Tsander), satisfied themselves with stating their proposals in the field of rocket technology, without embarking upon their practical realization.

But already by the end of the twenties, together with the achievements made in the industrialization of the country and the development of scientific experimentation in the field of reaction (jet and rocket) engines, the premises for the practical solution of building long-range rockets had been established in the USSR. Whereas, prior to this time, Soviet scientists working in the field of rocket technology had been, for the most part, known for their theoret¬ical works, starting with the thirties and forties, the Soviet school of rocket construction achieved important successes also in the practical realization of reaction-powered flights. The talented scientists and engineers who stepped up to take the place of our first generation of native scientists, the pioneers of rocket technology, realized and developed the bold ideas of their predecessors.

In our own time, great advances have been made in the Soviet Union in mastering outer space. Collective groups of Soviet scientists, engineers, and workers have created artificial earth satellites, space rockets, and spaceships, the launching of which has opened up a new era, the era of man's conquest of the universe.

REFERENCES

1. Tretskiy, I. I. On Methods of Controlling Aerostats (0 sposobakh upravlyat1

aerostatami) (never published). Tiflis, 1849. Preserved in the Central State Archives of Military History (TsGVIA), Folio 1, Catalog 1,

Document 17474, sheets 35-140.

2. Journal of the Artillery Division, Military Science Committee (Zhumal

Artilleriy-skogo otdeleniya Voyenno-uchenogo komiteta), 31 December 1851, TsGVIA, Folio 1, Catalog 1, Document 17474, sheets 153-157.

3. Sokovnin, N. The Airship (Vozdushnyy korabl'). St. Petersburg, 1866, p. 35.

4. Konstantinov, K. I. Aeronautics (Vozdukhoplavaniye). Morskoy Sbornik,

No. 8, Part III, pp. 99-101, 1856.

5. Scientific Archives of the N. E. Zhukovskiy Museum, No. 1079, sheet 66.

6. Scientific Archives of the N. E. Zhukovskiy Museum, No. 1079, sheet 82.

7. Scientific Archives of the N. E. Zhukovskiy Museum, No. 2990/1, p. 131.

8. Scientific Archives of the N. E. Zhukovskiy Museum, No. 2990/1, p. 135*.

9. Scientific Arcnives of the N. E. Zhukovskiy Museum, No. 2990/2, sheet 1.

Records of the Imperial Russian Technical Society and Summary of Patents Issued through the Department of Commerce and Manufacturing (Zapiski Imperatorskogo Russkogo Tekhnicheskogo Obshchestva i Svod privilegiy, vydavayemykh po departamentu torgovli i manufaktur), No. 3.

St. Petersburg, 1883.

11. Scientific Archives of the N. E. Zhukovskiy Museum, No. 2990/1, p. 145.

12. Scientific Archives of the N. E. Zhukovskiy Museum, No. 2990/3, p. 221.

13. Geshvend, F. General Principle of the Design of an Aeronautical Steamship

(Steamplane) (Obshcheye osnovaniye ustroystva vozdukhoplavatel'nogo parokhoda (parolet)). Kiev, 1887.

14. Geshvend, F. Supplement (to the brochure published in April 1887) on

Simplifying the Design of an Aeronautical Steamship (Steamplane).

Kiev, 1887.

15. Journal of the Meeting of the M. M. Boreskov Commission (Zhumal Zasedaniya

komissii M. M. Boreskova), 16 March 1888, TsGVIA, Folio 808, Catalog 1, Document 26, sheets 14-17.

16. Fedorov, A. P. A New Principle of Aeronautics Excluding the Atmosphere as

a Supportive Medium (Novyy printsip vozdukhoplavaniya, isklyuchayushchiy atmosferu kak opomuyu sredu). St. Petersburg, 1896.

17. Tsiolkovskiy, K. E. Investigation of Cosmic Space by Reactive Devices

(issledovaniye mirovykh prostranstv reaktivnymi priborami). Kaluga,

1926, p. 2.

18. Meshcherskiy, I. V. Dynamics of a Variable-Mass Point (Dinamika tochki

peremennoy massy). St. Petersburg, 1897.

19. Meshcherskiy, I. V. Equation of Motion of a Variable-Mass Point in the

General Case (Uravneniye dvizheniya tochki peremennoy massy v obshchem sluchaye). Izvestiya Peterburgskogo Politekhnicheskogo Instituta,

Vol. 1, Nos. 1-2, p. 77, 1904.

20. Tsiolkovskiy, K. E. Investigation of Cosmic Space by Reactive Devices

(issledovaniye mirovykh prostranstv reaktivnymi priborami). Vestnik Vozdukhoplavaniya, No. 9, 1912.

21. Tsiolkovskiy, K. E. Investigation of Cosmic Space by Reactive Devices.

Vestnik Vozdukhoplavaniya, No. 2, p. 6, 1912.

22. Archives of the Academy of Sciences of the USSR, Folio 555, Catalog 1,

Document 105.

23. Tsiolkovskiy, K. E. Reaching the Stratosphere (Dostizheniye stratosfery).

Archives of the Academy of Sciences of the USSR, Folio 555, Catalog 1, Document 73> sheet 7.

24. Zander, F. Problems Relating to the Construction of a Spaceship (Fragen

zum Bau eines Weltschiffes). Written in a notebook preserved in the family archives of the scientist.

25. Rynin, N. A. Rockets and Jet Engines (Rakety i dvigateli pryamoy

reaktsii). Leningrad, 192-9) P* 190*

26. Tsander, F. A. The Problem of Flight by Means of Reaction Machines

(Problema poleta pri pomoshchi reaktivnykh apparatov). Moscow, 1932,

P. 71.

27. Tsander, F. Voyages to Other Planets and tc the Moon (Polety na drugiye

planety i na Lunu). Page 5* Manuscript preserved in the family archives of the scientist.

28. An organizational report by Engineer F. A. Tsander on proposed projects of

the scientific research section of the Society for the Study of Inter¬planetary Communications (Obshchestvo izucheniya mezhplanetnykh soobshcheniy), delivered 15 July 1924. In the book: F. A. Tsander.

The Problem of Flight by Means of Reactive Machines; Interplanetary Voyages (Problema poleta pri pomoshchi reaktivnykh apparatov. Mezhplanetnyye polety). Edited by L. K. Korneyev. Oborongiz (state Publishing House of the Defense Industry), Moscow, 1961. p. 444.

29» Tsander, F. A. Voyages to Other Planets (Polety na drugiye planety) (second article).

30. Zander, F. The Spaceships (Ether-Ships) by which Intercommunication be¬

tween the Stars will be made Possible (Die Weltschiffe (^therschiffe), die den Verkehr zwischen den Sternen ermftglichen sollen). Travel in Outer Space (Die Bewegung im Weltenraum). Page J-8. Manuscript preserved in the family archives of the scientist.

31. Tsander, F. A. Voyages to Other Planets (Theory of Interplanetary Travel)

• (Perelety na drugiye planety (Teoriya mezhplanetnykh puteshestviy)).

32. Kondratyuk, Yu. V. Conquest of Interplanetary Space (Zavoyevaniye

mezhplanetnykh prostranstv). Present edition, p. 59*

33* Rynin, N. A. Theory of Space Flight (Teoriya kosmicheskogo poleta).

Leningrad, 1932, p. 345¬34. Kondratyuk, Yu. Manuscript (first version).

35* Kondratyuk, Yu. Manuscript (second version). Present edition, pp. 15-48. 36. Kondratyuk, Yu. Manuscript (third version).

37• Tsander, F. A. Voyages to Other Planets (Perelety na drugiye planety;. Tekhnika i Zhizn', No. 13, pp. 15-16, 1924.

BIBLIOGRAPHY OF THE PUBLISHED WORKS OF N. I. KIBAL'CHICH,

K. E. TSIOLKOVSKIY, F. A. TSANDER, AND YU, V. KONDRATYUK

ON THE PROBLEMS OF REACTIVE FLYING MACHINES

AND INTERPLANETARY TRAVEL

Compiled by B. N. Vorob'yev

N. I. Kibal'chich

1. Concept for an Aeronautical Machine (Proyekt vozdukhoplavatel'nogo pribora).

Byloye, No. 10-11, pp. 115-121, 1918.

2. N. I. Kibal'chich's Concept for an Aeronautical Machine, in an article by

A. Shiukov: Member of the "Will of the People" Party, N. I. Kibal'chich, and his Concept for a Reactive Flying Machine (Narodovolets N. I. Kibal'chich i yego proyekt reaktivnogo letatel’nogo apparata) (on the 48th anniversary of the death of N. I. Kibal'chich). VestnikVozdukhnogo Flota, No. 4, PP. 39-41, 1929.

3. Writings of N. I. Kibal'chich on his Proposed Reactive Flying Machine

(Zapiska N. I. Kibal'chicha o predlozhennom im reaktivncm letatel'nom pribore). Aeronautics and Aviation in Russian before 1907 (Vozdukhoplavaniye i aviatsiya v Rossii do 1907). Collected documents and materials, edited by V. A. Popov. Oborongiz, Moscow, 1956, pp. 236¬240.

4. The Affair of 1 March 1881 (Delo 1-go marta 1881 g.). Governmental Report.

St. Petersburg, 1906, pp. 328-329.

5. Central State Archives of the October Revolution (TsGAOR), F. D. P., Third

Official Correspondence, 1881, Document 79, Part I.

K. E. Tsiolkovskiy

1. How to Protect Fragile and Delicate Objects from Jolts and Shocks (Kak

predokhranit' khrupkiye i nezhnyye veshchi ot tolchkov i udarov). Transactions of the Physical Sciences Division of the Society of Anateur Scientists (Trudy otdeleniya fizicheskikh nauk Obshchestva lyubiteley yestestvoznaniya), Moscow, Vol. 4, No. 2, pp. 17-18, 1891.

2. On the Moon; a Fantastic Tale (Na Lune. Fantasticheskaya povest'). Izd.

Sytina (Sytin Publishing House), Moscow, 1893. 48 pages, 4 illustrations.

3. Speculations about Earth and Sky and the Effects of Universal Gravitation

(Grezy o Zemle i nebe i effekty vserr.irnogo tyagoteniya). Izd. A. N. Goncharova (A. N. Goncharova, publisher), Moscow, 1895. 143 pages, no

illustrations.

4. Will Earth Ever he Able to Communicate the Existence Thereon of Intelligent

Beings to the Inhabitants of Other Planets? (Mozhet li kogda-nibud'

Zemlya zayavit' zhitelyam drugikh planet o sushchestvovanii na ney razumnykh sushchestv?). Kaluzhskiy Vestnik (newspaper), No. 68,

26 November 1896.

5. The Investigation of Cosmic Space by Reactive Devices (Issledovaniye

mirovykh prostranstv reaktivnymi priborami). Nauchnoye Obozreniye (St. Petersburg), No. 5, pp. 45-75, 1903.

6. The Reactive Device as a Means of Flight in Empty Space and in the Atmos¬

phere (Reaktivnyy pribor, kak sredstvo poleta v pustote i atmosfere). Vozdukhoplavatel', No. 2, pp. 110-113, 1910.

7. The Investigation of Cosmic Space by Reactive Devices. Vestnik

Vozdukhoplavaniya, Nos. 19-22, 1911; Nos. 2, 3, 5-7, 9, 1912.

8. Without Gravity; a Science-Fantasy Discussion (Bez tyazhesti. Nauchno-

fantastieheskiy rasskaz). Priroda i Lyudi, No. 36, pp. 577-579, 1914.

9. The Investigation of Cosmic Space by Reactive Devices (supplement to parts

I and II of the work by the same name). Published by the author,

Kaluga, 1914. 16 pages, 1 illustration.

10. Beyond Earth (Vne Zemli) (a narrative). Published by: Kaluzhskogo

Obshchestva Izucheniya Prirody i Mestnogo Kraya (Kaluga Society for the Study of Nature and Locale), Kaluga, 1920. 118 pages.

11. The Rocket in Outer Space (Raketa v kosmicheskoye prostranstvo). Second

edition. Kaluga, 1924. 32 pages, 1 illustration.

12. Letter to the Editor (Pis'mo v redaktsiyu). Svyaz', No. 18, p. 14, 1925.

Portrait of the author included.

13. The Investigation of Cosmic Space by Reactive Devices (republication of

the papers of 1903 and 1911 with certain alterations and additions).

Kaluga, 1926. 127 pages, 3 illustrations.

14. The Space Rocket; Experimental Preparation (Kosmicheskaya raketa. Opytnaya/635

podgotovka). Kaluga, 1927. 24 pages, 1 illustration.

15. Space Rocket Journeys (with a Biography of K. E. Tsiolkovskiy by S. V.

Bessonov); the Reactive Engine (Kosmicheskiye raketnyye poyezda. (S biografiyey K. E. Tsiolkovskogo S. V. Bessonova). Reaktivnyy dvigatel'). Published by the staff of: Sektsii Nauchnykh Rabotnikov (Scientific

Workers' Section), Kaluga, 1929. 38 pages, frontispiece portrait of

Tsiolkovskiy.

16. On the Moon; a Fantastic Tale. Preface by Ya. I. Perel'man. Gosizdat

(State Publishing House), Moscow-Leningrad, 1929. 75 pages, 8

illustrations.

17. A New Airplane; Beyond Earth's Atmosphere; the Reactive Engine (Novyy

aeroplan. Za atmosferoy Zemli. Reaktivnyy dvigatel'). Kaluga, 1929.

38 pages, 4 illustrations.

18. The Objectives of Celestial Navigation (Tseli zvezdoplavaniya). Kaluga,

1929. 40 pages.

19. Celestial Navigation (Zvezdoplavaniya). Kaluga, 1930. 32 pages.

20. The Reactive Airplane (Reaktivnyy aeroplan). Published by the author,

Kaluga, 1930. 24 pages.

21. On the Moon; a Fantastic Tale (Na Misyatsi. Fantastichna povist'). Pre¬

face by Ya. I. Perel'man. Kharkov, 1930. 48 pages, 7 illustrations.

22. Introductory essay by K. E. Tsiolkovskiy to the third chapter: The Rockets

of K. E. Tsiolkovskiy and the Concept for Flight in Them (Rakety K. E. Tsiolkovskogo i proyekt poleta na nikh). In: Rynin, N. A. K. E. Tsiolkovskiy, His Life, Work, and Rockets (K. E. Tsiolkovskiy, yego zhizn', raboty i rakety). Leningrad, 1931. pp. 32-34.

23. From Airplane to Astroplane (Ot samoleta k zvezdoletu). Iskry nauki,

No. 2, pp. 55-57, 1931.

24. The Reactive Engine and its Achievements (Reaktivnoye dvizheniye i yego

uspekhi). Samolet, No. 6, p. 17, 1932.

25. Density of Various Layers of the Atmosphere (Plotnost' raznykh sloyev

atmosfery). Samolet, Nos. 8-9, pp. 36-37, 1932.

26. Theory of Reactive Motion (Teoriya reaktivnogo dvizheniya). V Boy za

Tekhniku, Nos. 15-16, pp. 19-21, 1932. 3 illustrations.

27. A Semireactive Stratoplane (Polureaktivnyy stratoplan). Khochu vse znat'

No. 29, pp. 6-7, 1932. Zhurgazob"yedineniye (Newspaper and Periodical Association). 4 illustrations and portrait of the author.

28. Flight into the Stratosphere (Polet v stratosferu). Grazhdanskaya aviatsiya

No. 19, pp. 20-22, 1932. 4 illustrations and portrait of the author.

29. Flight into the Stratosphere. Tekhnika (newspaper), No. 87, 18 September

1932. 4 illustrations.

30. My Dirigible and Stratoplane (Moy dirizhabl* i stratoplan). Krasnaya

Zvezda (newspaper), No. 242, 18 October 1932.

31. Spacecraft (Zvezdolet). Znaniye-Sila, Nos. 23-24, p. 15, 1932.

1 illustration.

32. The Semireactive Stratoplane (Stratoplan polureaktivnyy). Kaluga, 1932.

32 pages, 4 illustrations.

33. The Dirigible, Stratoplane, and Spacecraft as Three Stages in the Supreme

Achievements of the USSR (Dirizhabl', stratoplan i zvezdolet kak tri stupeni velichayshikh dostizheniy SSSR). Grazhdanskaya Aviatsiya,

Nos. 9, 11, 12, 1933. 10 illustrations.

34. On the Moon (Na Lune) (Annotation and Afterword by Ya. I. Perel’man).

Gosaviavtoizdat (State Publishing House of the Aviation and Automotive Industries), Moscow-Leningrad, 1933. 40 pages, 6 illustrations.

35. Gravity has Disappeared; a Fantasy (Tyazhest1 izchesla. Fantasticheskiy

ocherk). Gosmashmetizdat (State Scientific and Technical Publishing House for Machinery and Metalworking Literature), Moscow-Leningrad,

1933. 119 pages, 21 illustrations.

36. Beyond the Atmosphere (Za atmosferu). Vokrug Sveta, No. 1, pp. 10-24,

1934. 2 illustrations and portrait of the author.

37. Grandiose Conceptions (Grandioznyye zamysly). Kino (newspaper), No. 8,

18 February 1934.

38. The Principle of Reactive Motion (Printsip reaktivnogo dvizheniya). V Boy

za Tekhniku, No. 6, p. 25, 19^4.

39. Selected Works of K. E. Tsiolkovskiy (izbrannyye trudy K. E. Tsiolkovskogo)

(with a biographical sketch by Prof. N. D. Monseyev). Book II: Reactive Motion (Reaktivnoye dvizheniye). Edited by Engineer F. A. Tsander. Gosmashmetizdat, Leningrad, 1934. 216 pages.

40. On the Moon (Annotation and Afterword by Ya. I. Perel'man). Second

edition. Gosmashmetizdat, Moscow-Leningrad, 1934 (issued 1935). 38

pages, 6 illustrations.

41. Gravity has Disappeared; a Fantasy. Second edition. Gosmashmetizdat,

Moscow-Leningrad, 1934. HI pages, 21 illustrations.

42. Rocket Devices in the Exploration of the Stratosphere (Raketnyye pribory v

issledovanii stratosfery). Rabochaya Moskva (newspaper), No. 51,

3 March 1935.

43. Is it Only Fantasy? (Tol’ko li fantaziya?). Komsomol1 skaya Pravda

(newspaper), No. 168, 23 July 1935.

44. Flight in the Future (Polet v budushcheye). Kommuna (newspaper — Kaluga),

No. 184, 18 August 1935. Portrait of the author included.

45. From Airplane to Astroplane. Pishehevaya Industriya (newspaper), No. 127,/636

2 September 1935.

46. Are Extra-Atmospheric Flights Mere Fantasy? (Fantaziya li zaatmosfernyye

polety?). Komsomol'skaya Pravda (newspaper), No. 216, 18 September

1935. 1 illustration and portrait of the author.

. On the Moon — Speculations about the Earth and the Heavens (Na Lune — Grezy o zemle i nebe) (fantastic narrative and essay). Editing and biographi¬cal sketch by Ya. I. Perel'man. ONTI (Association of Scientific and Technical Publishing Houses), Moscow-Leningrad, 1935. Editorial Board of Popular-Scientific and Juvenile Literature. 132 pages.

48. Energy of Chemical Compounding of Substances and the Selection of Explosive

Components for the Rocket Engine (Energiya khimicheskogo soyedineniya veshchestv i vybor sostavnykh chastey vzryva dlya raketnogo dvigatelya). Collected articles: Rocket Technology (Raketnaya tekhnika). Edited by

I. T. Kleymenov, G. E. Langemak, M. K. Tikhonravov, S. P. Korolev, and Yu. A. Pobedonostsev. Moscow-Leningrad, 1936, No. 1, pp. 42-49.

49. Works on the Space Rocket (Trudy o kosmicheskoh rakete). Collection:

Reactive Motion (Reaktivnoye dvizheniye). Edited by P. S. Dubenskiy,

I. A. Merkulov, M. K. Tikhonravov, V. S. Zuyev, and A. F. Nistratov. Moscow-Leningrad, 1936, No. 2, pp. 7-12.

50. Fuel for the Rocket (Toplivo dlya rakety). Collection: Reactive Motion.

Edited by P. S. Dubenskiy, I. A. Merkulov, M. K. Tikhonravov, V. S. Zuyev, and A. F. Nistratov. Moscow-Leningrad, 1936, No. 2, pp. 12-20.

51. Speculations about Earth and Sky (On ifhe Moon, fantastic narrative and

essay). Edited with biographical sketch by Ya. I. Perel'man. Second edition. GONTI (State United Scientific and Technical Publishing House), Moscow-Leningrad, 1938. Editorial Board of Popular Scientific and Juvenile Literature. 120 pages.

52. Works in Rocket Technology (Trudy po raketnoy tekhnike). Edited (with

introductory article) by M. K. Tikhonravov. Oborongiz (State Publishing House of the Defense Industry), Moscow, 1947. 368 pages.

53. Collected Works (Sobraniye sochineniy). Second Volume. Reactive Flying

Machines (Reaktivnyye letatel'nyye apparaty). Izd. AN SSSR (Publish¬ing House of the Academy of Sciences of the USSR), Moscow, 1954.

453 pages.

54. On the Moon; a Fantastic Tale. Detgiz (State Publishing House for

Children's Literature), Moscow, 1955. 64 pages.

55. On the Moon; a Fantastic Tale for Children. Illustrated by N. I. Grishin.

Izd. "Sovetskaya Rossiya" ("Soviet Russia" Publishing House), Moscow, 1957. 48 pages.

56. On the Moon; a Fantastic Tale. Afterword by A. Kostin: From Dream to

Reality (iz mechty v deystvitel'nost'). Illustrated by A. Kaurov.

Znamya (newspaper — Kaluga), 1957. 64 pages.

57. Beyond Earth. A science-fiction story. Foreword by Academician A. A.

Blagonravov. Illustrated by N. I. Grishin. Izd "Sovetskaya Rossiya," Moscow, 1958. 154 pages.

58. Beyond Earth. A science-fiction story. Edited with Foreword by B. N.

Vorob'yev. Second edition, with corrections. Izd. AN SSSR, Moscow,

1958. 144 pages.

59. Speculations about Earth and Sky — In the West (Grezy o zemle i nebe — Na

Veste). A science-fantasy work. Edited with Foreword by B. N.

Vorov'yev. Izd. AN SSSR, Moscow, 1959. 96 pages.

60. Road to the Stars (Put1 k zvezdam). Collection of science-fantasy works.

Foreword by Academician V. G. Fesenkov. Editor-compiler and author of Afterword B. N. Vorob'yev. Izd. AN SSSR, Moscow, 1960. 352 pages.

61. Reactive Flying Machines (Reaktivnyye letatel'nyye apparaty). Editor-

compilers B. N. Vorob'yev and V. N. Sokol'skiy. Editor-in-Chief A. A. Kosmodem'yanskiy. Izd. "Nauka" ("Science" Publishing House), Moscow, 1964. 473 pages.

F. A. Tsander

1. Voyages to Other Planets (Perelety na drugiye planety). Tekhnika i Zhizn',

No. 13, pp. 15-16, 1924.

2. Reactive Engines (Reaktivnyye dvigateli). Samolet, No. 1, pp. 31-32, 1932.

3. The Problem of Flight by Means of Reactive Machines (Problema poleta pri

pomoshchi reaktivnykh apparatov). Gosaviavtoizdat (State Publishing House of the Aviation and Automotive Industries), Moscow, 1932. 75

pages, 36 illustrations.

4. Thermal Calculations for a Liquid-Propellant Rocket Engine (Teplovoy raschet

raketnogo dvigatelya na zhidkom toplive). Collected articles: Rocket

Technology (Raketnaya tekhnika). Edited by I. T. Kleymenov, G. E. Langemak, M. K. Tikhonravov, S. P. Korolev, and Yu. A. Pobedonostsev. Moscow-Leningrad, 1936, No. 1, pp. 97-120.

5. The Utilization of Metallic Fuel in Rocket Engines (Primeneniye metalli-

cheskogo topliva v raketnykh dvigatelyakh). Collection: Rocket Technology. Moscow-Leningrad, 1936, No. 1, pp. 121-135.

6. Thermal Calculations for a Liquid-Propellant Rocket Engine (second /63

article). ’Collection: Rocket Technology. Moscow-Leningrad, 1937,

No. 5, pp. 77-90.

7. Aspects of Rocket Design, Utilizing Metallic Fuel (Voprosy konstruirovaniya

rakety, ispol'zuyushchey metallicheskoye toplivo). Collection: Rocket

Technology. Moscow-Leningrad, 1937, No. 5, pp. 91-110.

8. Comparison of Fuel Consumption for the Case when Oxygen is Taken from the

Atmosphere and for the Case when it is Stored on the Rocket (Sravneniye raskhoda topliva dlya sluchaya, kogda kislorod beretsya iz atmosfery, i dlya sluchaya, kogda on zapasen v rakete). Collection: Rocket Technol¬ogy. Moscow-Leningrad, 1937, No. 5, pp. 111-115.

NASA TT F-9285

A*

The Problem of Flight by Means of Reactive Machines. Collected articles. Edited by M. K. Tikhonravov. Oborongiz (State Publishing House of the Defense Industry), Moscow, 1947. 240 pages.

10. The Problem of Flight by Means of Reactive Machines; Interplanetary Voyages (Problema poleta pri pomoshchi reaktivnykh apparatov. Mezhplanetnyye polety). Collected articles. Edited (with Foreword) by L. K. Korneyev. Second supplementary edition. Oborongiz, Moscow, 1961. 459 pages.

Yu. V. Kondratyuk

1. To Whomsoever Will Read in Order to Build (Tem, kto budet chitat', chtoby

stroit'). Manuscript of article preserved in the Institute for the History of Natural Science and Technology, Academy of Sciences of the USSR. Autographed (1918-1919). 144 pages. Printed for the first time

in the present collection (see pages 15-48)*

2. Conquest of Interplanetary Space (Zavoyevaniye mezhplanetnykh prostranstv).

Edited with Foreword by Prof. V. P. Vetchinkin. Novosibirsk, 1929.

72 pages. Graphs and illustrations appended on six sheets.

3. Conquest of Interplanetary Space. Edited by P. I. Ivanov. Oborongiz

(State Publishing House of the Defense Industry), Moscow, 1947.

82 pages, 7 illustrations.

Translated for NASA by Stemar Engineering Inc. 4940 Long Beach Blvd., Long Beach, California

https://dokumen.pub/pioneers-of-rocket-te...

ПЕРЕДМОВА ДО УКРАЇНСЬКОГО ПЕРЕКЛАДУ

Містерія, що її називаємо Всесвітом, завжди була і буде об’єктом дослідів і дискусій науковців. Поступ культури і цивілізації, а зокрема техніки, спричинився до щораз більшо¬го задоволення потреб і бажання людини. Наука доказує, що все довкруги людини постійне і впорядковане, а при тому рухоме.

З розвитком фізики, астрономії, хемії та інших наук, з винаходом радіо, літаків та з іншими здобу тками науки і техніки, людина рішила відбути подорож на Місяць, себто найближчу до нашої Землі плянету. Така одіссея в минулому була мрією для наукового світу. Тепер вона с тала дійсністю. 20-го липня 1969 року о 4:17:40 годині по полудні американ¬ський простірний корабель “Орел” осів на поверхні Місяця. Приблизно через шість з половиною годин після того, о год. 10:56:20 астронавт Ніл Амстронґ (Nеі1 Агтзігогщ) висів з корабля і зробив перший крок на поверхні Місяця, нашого супутника. Астронавт Едвін Алдрін (АСЬУІП АМгіп) приєднався до свого друга о год. 11:16. Майкл Коллінс (МісЬаеІ Соїііпз), третій астронавт, кружляв у передній частині корабля дов¬круги Місяця до повного злучення та повороту на Землю. З тією хвилиною американські астронавти започаткували нову історичну добу для всього людства і причинилися до роз¬в’язки багатьох складних проблем містерійного Всесвіту.

До успіху цієї одіссеї американських астронавтів при¬чинився великою мірою український талановитий учений-ви- нахідник, один з піонерів і дослідників у галузі ракетної техні¬ки Юрій Кондратюк, написавши монографію п. н. “ЗАВОЮ¬ВАННЯ МІЖПЛЯНЕТНИХ ПРОСТОРІВ”. Перше видання цієї праці, написаної в 1916 році, появилося в 1929-му, а друге в 1947 році. В 13-ох розділах своєї монографії автор аналізує цілий жмут проблем з теоретичного і практичного боку, по¬в’язаних з польотом у простір. Юрій Кондратюк в аналізі цих проблем ствердив, що для висаду на Місяць потрібно мінімум трьох людей. Корабель має складатися з двох частин із пов¬ним устаткованням для висаду і повороту на Землю.

Автор вказує, з яких металів повинен бути побудований корабель, яка має бути камера для астронавта, аналізує пи¬тання швидкости, тепла, сповільнення корабля та розв’язує ряд інших складних питань, сполучених з міжплянетними по¬льотами. Окрім цього Юрій Кондратюк опрацював ряд ракет¬них схем для міжплянетних подорожей і спроектував кому¬нікаційну станцію на Місяці. Всі ці складні питання уґрунту-вав він математичними формулами. Працю Юрія Кондратюка високо оцінив Константан Е. Ціолковський, видатний учений і винахідник в галузі аеродинаміки, ракетної техніки і теорії міжплянетних сполучень.

Мета цього третього видання і першого українською мовою дати в руки нашому читачеві цю, тепер уже бібліо-графічну рідкість, незвичайну працю, популяризуючи, вказати на великий вклад українського вченого в підготову міжпля-нетних сполучень.

Юрій Кондратюк народився 7-го вересня 1900 року в м. Луцьку на Україні, закінчив Колегію Павла Галагана в Києві і працював в українському науково-дослідному Інституті про¬мислової енергетики. Перед другою світовою війною працю¬вав над будовою найбільшої в світі Кримської вітро-електрів- ні. Загинув 1942 року під Москвою, змобілізований до черво¬ної армії, не встигши дата для світової науки і України всього того, що міг би ще зробити його талант науковця і винахід¬ника.

Михайло Ільків

Передмова до другого видання.

Книжка Ю. В. Кондратюка “Завоювання міжплянетних просторів” посідає особливе місце в клясичній літературі з ракетної техніки. Автор у максимально стислій формі викла¬дає широкий матеріял, порушуючи всі питання, зв’язані з ра¬кетним польотом у світовий простір.

Перше видання цієї книжки вийшло 1929 року, а що наклад її становив лише 2000 примірників, то тепер є вона бібліографічною рідкістю. Оцінюючи значення книжки Кон¬дратюка, проф. Вєтчінкін у передмові до першого видання цілком слушно відзначив, що Ю. В. Кондратюкові належить розв’язання

3. Пропозиція конструювати ракету з крилами хоч і не є пріоритетом Кондратюка, однак треба визнати, що він

^перший вказує, при яких прискореннях крила будуть корисні, і досліджує при цьому кути нахилу траєкторії ракети до обрію, найвигіднішу реактивну силу під час польоту в повітрі і дає її величину, що приблизно дорівнює початковій вазі ракети.

4. Наближене дослідження питань, зв’язаних з нагрі¬ванням ракети під час руху її в повітрі. Це питання у Кон-дратюка розглянене дуже докладно і являє великий інтерес, бо він перевів обчислення і дав порядок сподіваних темпера¬тур, які матиме ракета під час її руху в атмосфері.

Вельми характеристичним для Кондратюка є вдумливе, серйозне і практичне ставлення питань.

Розглядаючи перше видання цієї книжки, проф. Вєтчін¬кін пише: “До того ж усі числа дано в Ю. В. Кондратюка, хоч і досить грубо, але завжди з похибкою в невигідну для конструктора сторону.

Навіть таке питання, як будова проміжної бази поміж Землею та іншими плянетами і її ракетно-артилерійське по-стачання, яке в інших авторів межує з чистою фантазією, у Ю. В. Кондратюк поставлено розважливо, з глибоким пе-редбаченням технічної сторони справи; і саму базу мислить він, як супутник не Землі (як у всіх інших авторів), а Місяця, що значно більшою мірою гарантує базу від утрати швид¬косте внаслідок тривалого гальмування хоч би мізерними рештками земної атмосфери і від падіння на Землю.

Глибоко продуманим є також останній параграф про підготовчі роботи над здійсненням “міжплянетних подоро¬жей”. І далі: “Беручи під увагу, що Ю. В. Кондратюк не має високої освіти і дійшов усього самотужки, можна тільки ди¬вуватися талановитості й широчині поглядів механіків-само- уків”.

Слід відзначити, що ідеї автора в світлі сучасного роз¬витку ракетної техніки дуже близькі до здійснення, куди ближчі, як це можна було припускати 18 років тому. Справді бо, поява реактивних апаратів, які перелітають сотні кіломет-рів, і розвиток ракетної авіяції показують, що ракетна техніка стоїть на порозі розв’язання проблеми міжплянетних польотів. З цієї точки зору книжка Ю. Кондратюка безумовно має ін¬терес, бо обсяг досліджень, проведених автором, зберігає своє значення й нині.

Основну увагу ми приділили перевірці формул, бо автор опустив їх виведення, навівши тільки кінцеві резуль¬тати. Виведення деяких формул ми подаємо в підрядкових заввагах. Далі, ми замінили термінологію автора найбільш уживаною в сучасній літературі з цього питання. Зокрема, дуже загальний термін автора “виділення” ми замінили згідно з дефінітивним значенням. Термін “ракетний заряд” ми вва¬жали за ліпше замінити терміном “запас палива” і т. д., в іншому все залишено.

Щоб лати деяке уявлення про особу Ю. Кондратюка, наводимо витяги з його листів до проф. Н. А. Риніна.

П. Іванов

З ЛИСТА АВТОРА ДО ПРОФ. Н. А. РИНІНА

Ю. В. Кондратюк

(*7. IX. 1900 — Ї1942)

Шановний Миколо Олексійовичу!

Вважаючи, що чисто особисті сторони мого життя не мають особливого інтересу, постараюсь подати в досить пов¬ній мірі переважно те, що має стосунок до моїх досліджень із теорії міжплянетного сполучення.

Спершу наштовхнуло мою думку на роботу в сторону опанування світових просторів, або, вірніше, взагалі в сторо-ну грандіозних і незвичайних проектів, рідке щодо сили вра¬ження, яке справила на мене прочитана в юності талановита індустріяльна поема Келлермана “Тунель”.

На той час мій науковий і технічний багаж складався з незакінченої середньої освіти плюс декілька несистематич¬них доповнень, зроблених самостійно з вищої математики, фізики і загальнотеоретичних основ техніки із нахилом до винахідництва та самостійних досліджень більше, як до де¬тального вивчення вже винайденого й відкритого.

Я “винайшов”: водяну турбіну типу Пельтонового ко¬леса замість млинових водяних кол, що їх вважав я за єдині водяні рушії, гусеничний автомобіль, що їздить по м’яких і сипких ґрунтах, безпружинові відосередні ресори, пневма-тичні ресори, автомобіль, що їздить по нерівній місцевості, вакуумпомпу особливої конструкції, барометр, годинник із

довготривалим накрутом, електричну машину змінного стру¬му високої потужности, портативну турбіну і багато дечого іншого, — речі, почасти технічно зовсім непрактичні, почасти вже відомі, почасти й нові, що заслуговують на дальше опра¬цювання і здійснення. В математиці — ретельні дослідження з геометричної аксіоматики (переважно постуляти рівно-біжних), “відкриття” основних формул теорії кінцевих різ¬ниць, деякі нерозвинені, одначе, далі від узагальнення теорії кінцевих різниць та аналізи і багато менш значних речей, що майже поспіль є відкриттям уже відомого. У хемії і техніці — основні елементарні уявлення. У фізиці — намагання спро-стувати другий принцип термодинаміки (характеристично, що це, здається, спільна риска з К. Е. Ціолковським) і навіть у філософії — спроба побудувати логічні системи, що закін¬чилися разом із 99/100 самого заінтересування до філософії “відкриттям” тяжко сприйнятого принципу детермінізму.

Враження від келлерманівського “Тунелю” було таке, що негайно по його прочитанню я заходився обробляти, скіль¬ки дозволяли мої сили, майже одночасно дві теми: пробиван¬ня глибокої шахти, щоб досліджувати земні надра та вико-ристовувати теплоту ядра і — політ поза межі Землі. Цікаво, що читані мною раніше фантастичні повісті Жюля Берна і Г. Велза, написані безпосередньо на теми міжпланетних льотів, не справили на мене великого враження — причиною цьому, либонь, було те, що ці повісті, написані не так тала¬новито і яскраво, як повість Келлермана, були для мене зовсім непереконливими з науково-технічної точки зору.

Тема про глибоку шахту по опрацюванні основ деяких приблизних варіянтів дуже скоро натрапила на неможливість для мене провести відповідну експериментальну роботу; те¬ма ж про міжплянетний політ виявилась куди вдячнішою, до¬пускаючи значні теоретичні дослідження, і захопила мене на довгий час, протягом якого я не раз до неї повертався, аж поки не дійшов до межі, поза якою дальша плодотворна праця неможлива без рівнобіжного експериментування.

Перший період праці тривав більше як півроку і вклю¬чив у себе знаходження майже всіх основних засад ракетного польоту, що ввійшли у видану книжку, але без докладнішого опрацювання і часто без точної математичної аргументації. З виданого згодом у цей період зовсім не були намічені розд. V, VIII і лише в принципі накреслювались розд. IV і IX, а в розд. VII через слабке ознайомлення з хеміею розглядалось лише запас кисню і водню.

Основним матеріялом праці цього періоду було виве¬дення головної формули ракети [формула (4)], знаходження найвигіднішої траєкторії (розд. VI) і деякі загальні положен¬ня з інших розділів.

Поставивши собі тему польоту в міжплянетиі просто¬ри, я відразу ж спинився на ракетній методі, — “ракетній” в загальному значенні цього слова згідно з визначенням, що його дав я в розд. І, відкинувши артилерійську, як очевидячки технічно занадто складну, а головно таку, що не обіцяє по¬вороту на Землю і тому безглузду.

Ще до виведення основної формули я приблизно об¬числив декілька механічних варіянтів, з яких останнім і доско¬налим був обертовий барабан з намотаною на ньому сталевою линвою, що має розмотуватися з інерцією в один бік, надаючи барабанові прискорення в протилежний. Одержавши, зрозумі¬ла річ, відразу ж неймовірно великі значення для необхідної ваги ракети (“п”), я перейшов до комбінованих раксто-арти- лерійських варіянтів: гармата вистрілює з себе ядро, що своєю чергою є гарматою, яка вистрілює ядро, і т. д. — і знов одержав величезні розміри первісної гармати. Після цього я другу гармату (тобто перше ядро) обернув жерлом назад, зробивши з неї постійного члена ракети, і змусив її стріляти в зворотний бік малими ядрами, тобто збільшив активну ма¬су набою коштом пасивних мас — і знов одержав страхітливе значення для маси ракетної гармати, але тут завважив уже, що чим більше підвищую масу активної частини набою кош¬том пасивних мас (ядер), тим вигідніші виходять формули для маси цієї ракети.

Звідси нетяжко логічно було перейти до чистої термо- хемічної ракети, яку можна розглядати як гармату, що без- перестань стріляє сліпими набоями. Слідом за цим і була ви¬ведена основна формула (4) ракети, при чому внаслідок зробленого мною під час первісних обчислень спрощення і потім забутого та випущеного з уваги, в основі цієї формули деякий час стояло не “1”, а “2”, і результати завдяки цій по¬милці відразу вийшли надзвичайно заохітливі.

Незабаром знайшов я і принципи найвигіднішого ви¬користовування ракетної реакції — про надавання приско¬рення в нижчій точці траєкторії. Виправивши помилку в осно¬ві формули (4), я одержав у результаті вже не таке спри¬ятливе значення п (відношення маси ракети до корисного тя- гару), а саме п = 55 без обрахунку неминучих утрат на ко¬ефіцієнті корисної дії і присутності пропорційних пасивних мас. Ця цифра 55 мене вже дуже непокоїла, але привабли¬вість порушеної теми була така, що, сам себе обманюючи, я насильно вважав цю цифру за сприйнятливу, аж поки знайшов кінець-кінцем протиотруту цим “55” у вигляді фізико-мате- матичного обгрунтування можливости щасливого спуску на Землю коштом опору атмосфери, а потім в розвиненні штуч¬ним способом первісної швидкосте, організації міжплянетної бази та її ракето-артилерійському постачанні. Другим питан¬ням, яке довгий час мене непокоїло, була необхідна за пер¬шим чисто ракетним варіянтом відльоту дуже велика сила реакції — не менша як подвоєна сила тягару. Цей неспокій облишив мене пізніше — після знайденої можливости з ви¬годою використовувати під час відльоту авіяційні крила, при чому мінімальна допускальна сила реакції зменшується в декілька разів. Нарешті, останнім питанням, яке дуже мене непокоїло, була небезпека збоку метеорів. Щойно кілька днів тому, одержавши від Я. І. Перельмана його книжку “Міжпля- нетні подорожі”, я довідався, що чужоземні автори, які ма-тематично дослідили це питання, прийшли до сприятливих висновків.

Досягнувши 1917 р. у своїй праці перших позитивних наслідків і не підозріваючи в той час, що я не є першим і єди¬ним дослідником у цій галузі, я на якийсь час ніби “спочив на лаврах”, чекаючи на можливість розпочати досліди, яку спо¬дівався одержати через реалізацію винаходів, і водночас три¬маючи свою працю в найсуворішій таємниці. Беручи під увагу з самого початку величезність і непевність можливих наслід¬ків виходу людини в міжплянетні простори, я разом із тим наївно вважав, що вистачить оприлюднити знайдені основні принципи і негайно хтось, маючи достатні матеріяльні засоби, здійснить міжплянетний політ.

Року 1918-го в одному із старих чисел “Ниви” я випад¬ково натрапив на нотатку про ракету Ціолковського, але “Вестника Воздухоплавания”, що на нього посилався автор нотатки, я ще довгий час не міг відшукати.

Ця нотатка і нотатки, що траплялися мені пізніше в періодичній пресі про закордонні досліди, спонукали мене до дальшого, точнішого й докладнішого опрацювання теорії польоту, щоб перейти від загальних фізичних принципів до обміркування технічної можливости їх реального застосуван¬ня. Беручись до праці кілька разів, з перервами між репети-торством, рубанням дров і роботою мастильника, мені вда¬лося до 1925 р. доповнити її майже до теперішнього вигляду: в усіх розділах проведено грунтовніше математичне умоти- вовання, підібрано досить повний хемічний матеріал, розроб¬лено розд. VIII про опір атмосфери під час відльоту, обґрун¬товано обчисленнями можливість плянуючого спуску і по¬роблено інші доповнення.

Року 1925-го, коли праця вже зближалася до кінця і коли мені пощастило, нарешті, відшукати “Весі ник Воздухо- плавания” за 1911 рік з частиною праці К. Е. Ціолковського, Я хоч і був трохи розчарований тим, що основні засади від¬крив я вдруге, але разом із тим з приємністю побачив, що не тільки повторив попереднє дослідження, хоч і іншими метода¬ми, але зробив також і деякі важливі вклади в теорію польоту. Головна відміна у методі моїх обчислень від методи К. Е. Ціолковського полягала в тому, що Ціолковський у дуже ба¬гатьох випадках виходить з роботи, а я всюди — лише із швидкостей та прискорень. З огляду на те, що робота сил у ракетному питанні залежить від багатьох умовин і виявля¬ється також по-різному, надавані ж ними прискорення, а значить і швидкості далеко певніші, я і вважаю швидкісну ме-тоду обчислення легшою й продуктивнішою.

Року 1925-го проф. В. П. Вєтчінкін просто приголом¬шив мене високою оцінкою моєї праці.

...Року 1927-го за порадою В. П. Вєтчінкіна я замінив звичайнішою і зрозумілішою систему позначень і почасти тер¬мінологію, вставив не подане мною раніше виведення форму¬ли (4) і виправив помилку в формулі (6) (вплив мас пропор-ційного пасиву). Він же звернув мою увагу на величезне зна¬чення конструктивного опрацювання “пальника” — викидної рури, чому я й написав та вставив розд. IV. Дальше плодо¬творне розроблення теми про міжплянетний політ чисто тео¬ретичними методами, очевидно, неможливе, для мене при¬наймні: необхідні експергиментальні дослідження. Час і гроші для них я й сподіваюсь одержати винаходами в різних ді¬лянках, зокрема за родом моєї праці тепер — в галузі елева¬торної механіки. Покищо маю перші успіхи у вигляді недав-нього признання мого нового типу елеваторного ківша і са¬мотягів, що здобули собі вже місце супроти майже незмінно¬го здавна типу.

З пошаною до Вас Юр. Кондратюк.

1. IV. 1929 р.

ПЕРЕДМОВА АВТОРА ДО ПЕРШОГО ВИДАННЯ

Цю працю в ЇЇ основних частинах написано 1916 року, опісля тричі доповнювано і докорінно перероблювано. Автор сподівається, що йому вдалося подати завдання здобуття со¬нячної системи не у вигляді теоретичних основ, розвиток яких і практичне застосування належать науці й техніці майбут¬нього, а у вигляді проекту, хоч і не деталізованого, але вже з конкретними цифрами, здійснення якого цілком можливе і в теперішній час для нашої сучасної техніки після серії експериментів, що не становлять будь-яких особливих трудно¬щів. Здійснення це до того ж, від попередніх експериментів починаючи і кінчаючи польотами на Місяць, забрало б, скіль¬ки про це можна судити заздалегідь, менше матеріяльних за¬собів, ніж побудова кількох великих військових кораблів.

Про існування на цю тему праці інж. Ціолковського автор довідався лише згодом і тільки недавно мав змогу за¬пізнатися з- частиною статті “Дослідження світових просторів реактивним приладом”, вміщеної в журналі “Вестник Возду- хоплавания” за 1911 р., при чому переконався в пріоритеті інж. Ціолковського у розв’язанні багатьох основних питань. Однак, із згаданої статті не усунено параграфів, які напевно вже не дають нічого нового, з одного боку, щоб не порушу¬вати цільности викладу і не відсилати зацікавлених читачів до дуже рідких тепер і трудно розшукуваних чисел “Вестника Воздухоплавания”; з другого ж боку, тому, що іноді ті самі теоретичні засади і формули, лише трохи інакше насвітлені, кидають інше світло і на все питання. Попри все це автор праці так і не мав можливости запізнатися не то з чужозем¬ною літературою з даного питання, але навіть і з другою ча¬стиною статті інж. Ціолковського, вміщеної в журналі за 1912 рік.

Багато з наведених у цій праці формул і майже всі цифри дано зі спрощеннями і заокругленнями, часто навіть досить грубими; причина цього в тому, що конечний для докладного опрацювання проблеми дослідний матеріял ще відсутній, а тому для нас немає сенсу порпатися в сотих част¬ках, поки ми не можемо бути певні і щодо точности десятих. Ціллю деяких обчислень цієї праці було лише дати уявлення про порядок фізичних величин, що з ними нам доведеться

мати справу, і про загальний характер їх зміни, бо обчислення їх точних значень до відповідних експериментальних дослі¬джень неможливе. З аналогічної причини в праці немає і кон-структивних рисунків та креслеників: загальні принципи кон¬струкції легко можуть бути виражені і словесно, а деталі ми покищо розробляти не можемо; тим то всякий кресленик, оскільки має він у собі з конечности деякі часткові форми, замість посібника став би радше перешкодою до наукового зрозуміння.

З огляду на відносну новину предмету авторові дове¬лося ввести досить багато власних термінів, замінених задля стислости майже всюди літерними означеннями, застосування яких таке: ті самі літери, які в формулах і обчисленнях по¬значають чисельні значення фізичних величин, у тексті замі¬няють собою відповідні загальновживані фізичні або спеціяль- ні терміни даної праці. Щоб полегшити читання, дається окремий перелік усіх літерних позначень, вживаних повторно в кількох місцях статті. В усіх випадках, коли не дано особли¬вих вказівок, літери означають фізичні величини, виражені в абсолютних (см.г.сек.) одиницях.

З ДРУГОЇ ПЕРЕДМОВИ АВТОРА ДО ПЕРШОГО ВИДАННЯ

Торкнуся основного загального питання цієї праці, зовсім не насвітленого в первісному викладі, — питання про сподівані наслідки для людства від виходу його в міжплянет- ні простори.

Піонер дослідження даного предмету, проф. Ціолков- ський, вбачає значення його в тому, що людство зможе засе¬лити своїми колоніями величезні простори соняшної системи, а коли сонце простигне, вилетить на ракетах, щоб заселити ще не простиглі світи.

Подібні можливості, звичайно, аж ніяк не виключені, але все це припущення далекого майбутнього, почасти занад¬то вже далекого. Без сумніву, ще довгий час вкладання засо¬бів у поліпшення життьових умов на нашій плянеті буде рен- табельнішим, ніж засновування колоній поза нею; не слід забувати, що в порівнянні із загальною поверхнею нашої пля- нети лише незначна її частина як слід залюднена і експлуату¬ється. Погляньмо на проблему виходу людини в міжплянетні простори з “сьогоднішньої” точки зору: чого ми можемо кон¬кретно сподіватися в найближчі — максимум — десятиріччя, рахуючи від першого польоту з Землі.

Якщо не вдаватися в більш-менш необгрунтовані фан¬тазії, то наші сподівання полягатимуть ось у чому:

1. Безсумнівно величезне збагачення наших наукових знань із відповідним віддзеркаленням цього і в техніці.

2. Можливе, більш або менш імовірне, хоч і не цілком певне, збагачення нашої техніки цінними речовинами, що мо¬жуть бути знайдені на інших тілах соняшної системи і що відсутні або надто рідкі на земній поверхні.

3. Можливі інші дари соняшної системи, що їх ми тепер не можемо й передбачити і що можуть бути й не бути, як, наприклад, наслідки взаємнення із здогадним органічним сві¬том Марса.

4. Безсумнівна можливість для людства заволодіти ре¬сурсами, з допомогою яких можна докорінно поліпшити умови існування на земній поверхні: переводити меліорацію її в гран¬діозних розмірах, здійснюючи в недалекому майбутні.ому за-ходи і такого порядку, як, наприклад, зміна клімату цілих континентів.

Я кажу, звичайно, не про що інше, як про використо¬вування невичерпних запасів енергії соняшного світла, яка так утруднена в умовах земної поверхні, що робить її менш рен¬табельною, як експлуатація палива, води та вітру, і яка, нав¬паки, буде рентабельнішою в просторах, де немає атмосфери і вагомости. Саме у можливості в найближчому ж майбут¬ньому почати по-справжньому господарювати на нашій пля- неті і треба вбачати величезне значення для нас у завоюванні просторів соняшної системи.

1921 року я прийшов до несподіваного розв’язання проблеми влаштування постійної лінії сполучення з Землею в простори і назад, для здійснення якої застосування такої ракети, як розглядана в цій книжці, необхідне тільки один раз. 1926 року я прийшов до аналогічного розв’язання проб¬леми розвинення ракетою початкової 1500-2000 м/сек її швид¬косте вильоту, не витрачаючи наснаги і в той же час не за¬стосовуючи грандіозної артилерійської гармати-тунелю, над-потужних рушіїв або взагалі будь-яких велетенських споруд. Зазначені розділи не ввійшли в цю книжку: вони вже занадто близькі до робочого проекту опанування світових просторів, — занадто близькі для того, щоб їх можна було публікувати, не знаючи наперед, хто і як цими даними скористується.

Наостанку мушу висловити глибоку подяку проф. В. П. Вєтчінкіну — редакторові цієї праці і першому її цінителеві.

Жовтень 1928 р. Ю. Кондратюк

ПЕРЕЛІК ОЗНАЧЕНЬ

Стор. Формули

/ = певна дільниця траєкторії ракети;

як індекс — означає відношення певної величини не до всього польоту, а до пев¬ної його дільниці;

самостійно в формулах — довжина дільниці Л^радіюс Землі

г = відстань від центру Землі до ракети в даний момент

7 =

опір атмосфери)

М=маса ракети в даний момент Мо = маса ракети початкова 15

Мк =маса ракети кінцева 15

УУІ — абсолютний пасив 26

т, = пропорційний пасив 26

м = запас палива в ракеті 15

Мі = паливо ракети, витрачене на

дільниці і 15

д = коефіцієнт пропорційного пасиву 27 т = молекулярна вага (пересічна) середовища

п= —навантаженість польоту 15

Мк

У= швидкість ракети в даний момент

(відносно центру Землі) 62, 63

У, = те саме відносно земної поверхні и = швидкість обертання земної поверхні и = швидкість випливання 14

V оріітп-найвигідніша швидкість ракети

в даній точці траєкторії 55

Д= прискорення сили тяжіння на земній поверхні

/О = власне прискорення ракети

РОЗДІЛ І

ДАНІ РАКЕТИ. ОСНОВНІ ОЗНГАЧЕННЯ

Механічне визначення ракети як реактивного приладу таке: “Прилад, який, послідовно відкидаючи з певною швид¬кістю частинки своєї маси, сам розвиває швидкість у проти¬лежному напрямі коштом їх реактивної дії”. Приймімо такі терміни і означення для ракети:

М- маса ракети в даний момент;

МО — маса ракети МК — маса ракети в момент, коли вона закінчує функціону¬вати як така — “кінцева маса”;

МІО — маса ракети в момент, коли вона проходить початкову точку даної дільниці (І) її трає- маса ракети в момент, коли вона проходить кінцеву точку даної дільниці (І) її траєкторії.

“Випливання” — сукупність частинок, відкиданих ра¬кетою, реакція яких і надає ракеті швидкости.

И — “швидкість випливання” — швидкість відкиданих частинок відносно ракети в той момент, коли вони починають рухатися незалежно від неї, якщо не рахувати практично мі¬зерної сили тяжіння до ракети. Ми будемо вважати, що про¬тягом кожного даного проміжку часуЯкщо різні частинки продуктів згоряння з відкиданих одночасно мають різні швидкості, відокремлюючись від ра¬кети, то за И ми будемо приймати таку середню швидкість, яка могла б замінити собою всі дійсн

і різні швидкості части¬нок, не змінивши суми їх реактивної дії на ракету. Це буде швидкість центру ваги відкиненої маси за безконечно малий проміжок часу, що дорівнює:

_ 22а

де о і АА — відповідно маси і швидкості окреми частинок. Не тяжко побачити, що при тій самій сумі живих сил, що дорівнює І 2(АИ2А) , И буде найбільшою ([формула (1)] в тому разі, коли швидкості всіх окремих частинок будуть рівні між собою;

/о — “власне прискорення ракети”, яке до¬рівнює прискоренню, що його ракета мала б при наявності одної лише діючої на неї сили реакції; не тяжко бачити, що

де ОМ — маса відкинених частинок;

м-запас палива — частина (маси) ракети, що підлягає витраченню, тобто перетворенню на “продукти зго-

РЯННЯ”: . „ Мо

П- навантаженість польоту ; П = —Г,;—

звідки МК

Мо = Мкп; (2)

тії-“навантаженість дільниці” — те саме відношення, взя¬те ДЛЯ певної ДІЛЬНИЦІ, тобто ду.(|

звідки

Не тяжко бачити, що завжди

Мо = Мк + ц',Міо = Мік + цї',ц = Мк(п 1);

їх і = Мік{пї— 1);

П = П П^П ...ПІ...П , а Ь с г

де А, Ь, С... І, Г — суть всі дільниці траєкторії ракети.

Ік

що дорівнює

де ІК — момент кінця горіння. Інакше кажучи, “ракетна швид¬кість” — це та швидкість, яку б розвинула ракета, коли б на неї не діяли ніякі зовнішні сили, і яка надає собі прискорення в одному й тому самому напрямі.

Під ІО ми розуміємо, отже, в даному випадку лише аб¬солютну величину прискорення незалежно від його напряму.

—“ракетна швидкість дільниці, що дорівнює ЇЇ

/іо(іі.

. І

відповідно до попереднього означення, якщо (,1І, — моменти початку і кінця проходження даної дільниці.

РОЗДІЛII

ФОРМУЛА НАВАНТАЖЕНОСТИ (ВІДНОШЕННЯ

ПОЧАТКОВОЇ І КІНЦЕВОЇ МАС РАКЕТИ)

Основну формулу теорії ракети, що зв’язує величини Ш, и і п, ще раніше дав інж. Ціолковський (лише в дещо іншій формі): №

Міо и

МІК -т~е (4)

де Е — основа натуральних логаритмів. 

Під індексом і ми можемо тут розуміти як кож¬ну з дільниць траєкторії ракети, так і всю траєкторію.

Ось елементарне виведення цієї формули. Нехай ракета початкової маси Мо відкидає зі швидкістю и в одному й тому самому напрямі послідовно частинки своєї маси, що дорівню¬ють МО МІ М2 МІ

Ко’ Кі’ Кі 'Кі

де М0, М, ...Мі— відповідно до її маси після кожного відкиду.

Ми будемо мати: МІ / _1_ V Мг_ /і 1 V МІ+\ _ / _1_\

Мо\ Х Ко)' ЛГі ~ V ~Ті) ’ Мі V ~ Кі)

Перемноживши всі ці рівняння, матимемо:

в-0 ІМ'-ії0-г,)-(-й)>

межа останнього виразу при КИ К,... КІ... = » буде КІ , або, як ми можемо представити, — «2 — : И

е Кі

Тому, що швидкості вільних тіл, які взаємно відштов¬хуються, розподіляються обернено пропорційно до їх мас, при кожному відкидові ракета набуватиме швидкости, що від¬повідно дорівнюватимуть И, И ... И . Загальна

нивши в одержаному нами виразі

ними Мк. И>і и. ц/.

З формули (4) ми бачимо, що при відношенні — , близь¬кому до нуля, ПІ стає близьким до одиниці, при чому (т — 1), до різниці якої пропорційний ЦІ . Формула (26) змінюється приблизно пропорційно до відношення швидкостей \Мі М

— . Отже, при — <1*) кількість потрібного па¬

лива незначна, приблизно пропорційна до потрібної ракетної швидкости і обернено пропорційна до швидкости випливання. 

При — >1 ПІ зростає як показникова функція під¬носно М**) і швидко може досягну гм значень, які уне¬можливили б практичне здійснення польоту людини в між- плянетні простори. Якби, наприклад, щоб зробити політ, по¬трібне було б № вдесятеро більше від тієї И, якої нам вда¬лося на практиці добитися, то ЦІ мало б значення коло 22000; при Мк =1000 (кг) для всієї маси раке ти потрібно було б страхітливе в даному випадку значення в 22000 т. От¬же, практична можливість польоту в міжплянетні простори і завоювання інших тіл соняшної системи залежить від того, наскільки великої И нам пощастить осягнути і наскільки ма¬лою IV нам удасться обійтися для відбування польотів.

т

_ * м

*) Справді, якщо — , то пі =є

представити двома першими членами ряду, тобто

т

— № пі = ем = 1 +

Тоді, підставляючи у вираз д =МК (пі — І) значення т дво¬членом розкладу, матимемо м=Мк^-

**) Вважаючи и за постійну. (Прим, ред.) 

РОЗДІЛIII

ШВИДКІСТЬ ВИПЛИВАННЯ. ХЕМІЧНИЙ МАТЕРІЯЛ

Запас енергії, щоб надавати швидкосте ракеті, може бути взятий на ракету в різноманітних виглядах, але з них тільки прихована хемічна енергія сполучування деяких най¬більш легких і активних елементів та енергія розкладу стоять у такому відношенні до маси речовини, яка їх містить, що виходить И, достатня для здійснення польоту на практиці. Ми маємо занадто мізерні запаси радію і до того ж не вміємо керувати виділюванням його прихованої енергії, що відбува¬ється занадто повільно для наших цілей.

Тим то з усіх можливих видів “ракети” ми мусимо спи¬нитися на “ракеті” в звичайному значенні цього слова, тобто на ракеті термохемічній, яка має ще й ту дуже велику спе- ціяльну перевагу, що в ній прихована енергія може бути пере¬творена на живу силу продуктів випливання у великих кіль¬костях і з великим коефіцієнтом корисної дії при розмірно не¬великій вазі та нескладності всіх приладів, що служать цьому перетворенню.

Теоретично можливий ще один особливий вид ракети — ракета, що черпає енергію іззовні, від соняшного світла. На практиці, одначе, такий спосіб діяння ракети для нас тепер несприйнятний або майже несприйнятний з огляду на чисто технічні труднощі:

1) трудність надати навіть і при наявності потрібного запасу енергії частинкам виділення більшої швидкосте, як їм може надати розширення продуктів згоряння в термохемічній ракеті,

2) трудність побудувати необхідні дзеркала з таким

відношення їх площі до маси, щоб схоплюваної ними соняш- ної енергії вистачало для надання достатньої швидкосте ви¬пливання при достатньому відносному витрачанні ( — ,

див. стор. 15).

З огляду на ці труднощі ракету, що функціонує кош¬том енергії соняшного випромінювання, ми також залишаємо покищо осторонь.

Перетворення теплоти хсмічної реакції на живу силу продуктів випливання засноване на розширенні газів. Отже, гази в складі виділення термохемічної ракети конечні. Одна¬че, ми не зобов’язані обмежувати свого вибору хемічного

складу продуктів згоряння самими лише газуватими сполука¬ми. Ракета може добре функціонувати і в тому випадку, коли тільки частина продуктів згоряння газувата, а друга являє собою розпорошені в газі густіші речовини. Гази, розширя-ючись в рурі ракети внаслідок своєї пружности та набираючи при цьому швидкість, захоплюватимуть із собою чистинки щільних речовин, черпаючи водночас від цих останніх теплоту взаміну теплоти, втрачуваної ними під час розширення . Щоб цей процес закінчився з найкориснішим ефектом, потріб¬ні: 1) якнайповніше захоплення іцільниих частинок газами, 2) якнайповніше передавання тепла від щільних частинок до га¬зів. І те„ й друге вимагає достатньо тонкого і рівномірного розпорошування в газі щільних речовин і достатнього часу, протягом якого вони стикатимуться, тобто достатньої дов-жини сопла ракети. Розв’язати питання про те, які мають бути ступінь розпорошення, довжина сопла та відсотковий вміст щільних речовин у продуктах згоряння, щоб задовільно функціонувала ракета, можна лише серією ґрунтовних до¬слідів. Отже, вибір речовин на паливо зводиться в основі своїй до вибору такої групи, щоб кількість теплоти, яка вив’язу¬ється під час хемічної реакції між її членами, була найбіль¬шою при розрахунку на 1 г витворюваної сполуки, внаслідок чого ми могли б мати найбільшу И. Якби при цьому виявилось, що продукти реакції скраплюються або тверднуть при темпе¬ратурах ще далеких від абсолютного нуля і при тому втра¬чають потрібну нам пружність, то ми повинні були б до ви¬браної групи речовин додати ще й іншу, між елементами якої продукти реакції зберігають газуватий стан при нижчих тем-пературах і тому здібні на перетворення теплоти виділення в його живу силу в більшій мірі. У найпростішому випадку, замість другої газової групи можна застосувати найлегший із газів — водень.

Далі ми наводимо таблицю хемічних сполук, що мають найбільшу теплопродуктивність на 1 г їх маси.

Перша колонка цифр має в собі теплоти сполук у ве¬ликих кальоріях на 1 г, вже по відрахуванні прихованих теп- лот випаровування рідких 02, 03, НГ, СНІ, С2, НГ і плинного по- повітря.

Друга колонка містить швидкості виділення в метрах на секунду, що відповідають даним першої колонки, тобто такі швидкості, які мала б маса 1 г, якби її жива сила до¬рівнювала енергії теплоти, показаної в першій колонці.

Третя колонка містить значення П, для

МІ = 22 370 = 2 ,11 185 М/СЕК, >четверта — значення П2 для

Н^2 = 14460 = (2 — \/Щ 11 185 М/СЕК, обчислені за формулою (4) відповідно до даних другої ко¬лонки. Про значення швидкостей 22 370 і 14 460 м/сек мова буде в розд. VI; IX і XII.

Через те, що кисень бере участь в кожній із сполук, які нас цікавлять, відповідно до двох видів кисню — 02 і 03, кожну із сполук наведено в двох рядах: у горішньому дані з розрахунку на кисень, у долішньому — на озон, що має знач¬но більший запас енергії. Далі ми будемо іменувати групи активу за їх некисневими членами.

Ми бачимо з таблиці, що найбільший тепловий ефект дають літієві та борні групи. Застосування літію як палива відпадає з огляду на те, що він незрівнянно дорожчий як бор, лише трохи перевищуючи його своєю теплопродуктивністю. Далі йдуть майже нарівні один з одним групи алюмінієва, си-ліцієва, магнієва і воднева, якщо розраховувати на скрап¬лення водяної пари, але при розрахунку на газунатий стан води воднева група дещо поступається перед металевою, при розрахунку ж на скраплювання водяної пари одночасно із застосуванням озону — дещо перевищує їх. Потім ідуть вуглеводневі групи, що дають суміш вуглецю з водою: болот¬на, ацетиленова і нафтова; ще менший ефект дає чисто ву¬гільна група і, нарешті, група з нафти та повітря. З огляду на дешевину зручнішої для нас нафти, яка дає до того ж біль¬ший ефект, застосування вугільної групи відпадає. Щодо водневої групи, то питання про її застосування приходиться вважати відкритим з огляду на трудність зберігання і дорож¬нечу плинного водню. Дуже ймовірно, що застосування кре¬мінно — і бороводневих груп виявиться кращим в усіх від¬ношеннях, тим паче, що добитися конденсації водяної пари в соплі ракети, тобто утилізації її прихованої теплоти випа¬ровування, нам безумовно не вдасться, коли ракета розвива¬тиме більшу частину її швидкости і ми не зможемо задоволь-

нятися скільки-будь малими /о і , а, ймовірно, не

вдасться і взагалі, бо для конденсування водяної пари по¬трібне було б розширення її від виходу з камери згоряння до виходу з сопля у сотні тисяч разів і більше. Застосування ме¬талевих або борної груп вимагає для наявности в продуктах згоряння одночасно застосування водневої, бороводневої або одної з вуглеводневих груп, або ж наявности зайвинного вод¬ню. Якщо за критерій при визначенні палива правитиме най¬менша його вартість, то керівним принципом має бути такий: застосування найдешевших груп (тобто таких, що дають най¬дешевшу реактивну дію: вартість реакції визначається до-

— — З

бутком Цд 2 — Т2 , де Ц — вартість палива, Т,

— його вага і ^ — його тепловий ефект) для частин палива, витрачуваних першими, і перехід від них до груп більш теп-

лопродукційних (-^- = ТАХ) для частин палива, витра¬

чуваних наступними. Згідно з цим принципом і наведеною нижче таблицею, паливо ракети має складатися з груп, що йдуть в такому порядку:

Склад

виділення Пальний

матеріял са1 к т т

и сек. Пі

^і=22370 п2

ИГ2=14460

С02 2Д 4200 205 31

С02 2,7 4760 110 21

Н,0 3,7 5570 55 13

Н20 4,4 6080 40 11

С0г + 2Н,0 . . сн4. . 3,3 5250 60 15

СО, + 2НгО Н20 3,9 5720 49 12

со,+н,о+ Вуглеводні ПЛИН

9N2 (нафта) 2,6 4670 120 22

Вуглеводні 3,2 5160 73 16

(нафта і плин-

не повітря) 0,8 2590 5600 250

2С02 + 2НгО . С2Н2 . 3,0 5020 86 18

3,5 5420 62 14

Н20 3,2 5160 73 16

Н20 3,9 5120 49 12

С02 + 2Н20 3,1 5070 77 17

СОг 2Н20 3,7 5570 55 13

Вуглеводні

со2+н2о (нафта) 2,5 4580 130 23

С0о + Н,0 Те саме 3,1 5070 77 17

со2+н,о+ Те саме і плин-

+ 91Ч2 не повітря 0,7 2430 9000 300

2С02 + Н20 . С,Н, . 2,9 4940 95 20

2С02 4~ Н20 . С2Н2 . 3,4 5340 65 15

ІЛ20 4,6 6220 36 10

Іл20 5,0 6480 32 9,3

ЬіОН 4,6 6220 36 10

ЬіОН н2о 5,1 6540 зо 9Д

В20з пара 4,5 6150 38 11

в2о3 5,0 6480 32 9,3

В(ОН)3 4,2 5940 43 12

В(ОН)з 5,0 6480 32 9,3

В(ОН)з . . ВЬІз . . ? ? ? ?

А120з 3,8 5650 52 13

А12Оз 4,1 5870 45 12

А1(ОН)3 3,7 5570 55 13

А1(ОН)з 4,2 5940 43 12

3і02 3,6 5500 58 14

ЗЮ2 4,0 5800 47 13

м§о 3,4 5340 65 15

М60 3.7 5570 55 13

М§(ОН)2 3,7 5570 55 13

ме(0Н)2 4,1 5870 45 12

8і02 -Ь 2Н30 . . ЗіН4. . ? ? ? ?

Таблиця хемічних сполук

1. Нафтова група; якщо плинний кисень виявиться значно дорожчим від плинного повітря, то цій групі має пере¬дувати група з нафти і повітря.

II. Болотяна група; якщо виявиться можливим мати де¬шевий і безпечний ацетилен, то їм може передувати ацетиле-нова група.

III. Воднева група; застосування її стоїть в залежності від вартосте продукції і зберігання плинного водню; дуже можливо, що воднева група виявиться незручною та невигід¬ною і на її місці будуть разом уживані групи болотяна, мета¬лева (АІ, ЗІ, М&) кремінноводнева.

IV. Борна група; разом з нею воднева або бороводнева.

Про застосування металевих груп буде мова ще й далі

— в розділах V і VI.

Чи буде уживатися озон і починаючи з котрої групи, залежить від того, наскільки дешевий, а головно — безпечний плинний озон пощастить одержати. Від цього ж великою мірою залежить і вживання водневої групи, бо для неї різни¬ця між киснем і озоном найбільш відчутна.

Н2, 02, 0„ СН,„ С2Н2, НХ, ВН3 можна взяти на ракету, розу¬міється, лише в плинному вигляді, бо в газуватому вони по¬требували б посудин величезного розміру і ваги: бор треба брати у вигляді аморфного порошка, який розпорошується в камеру згоряння струменем водню чи болотяного газу або домішується до нафти перед її надходженням в камеру зго¬ряння. В„ ЗІ і Н2 можна взяти у вигляді ВН3, В2Н, і ЗІН3, а та¬кож у вигляді боро- і кременевуглеводів. Автор, на жаль, не мав змоги розшукати термохемічних даних про ці, надзви¬чайно цікаві для цього питання, сполуки. Метали можуть бути вживані в розтопленому вигляді або, як і бор, у вигляді по¬рошків.

Про коефіцієнт корисної дії ракети, тобто про від¬носну кількість теплоти, яка перетворюватиметься на живу силу випливання, тяжко скласти собі заздалегідь точне уяв¬лення. Він залежить найбільше від ступеня розширення газів у соплі ракети, тобто від співвідношення початкової і кінце¬вої пружностей. Остання ж залежить від відношення маси від- ЙМ

киду — до поперечного перекрою сопла 1, крім того,

не може бути меншою, як пружність навколишньої атмосфе¬ри. Тому коефіцієнт корисної дії ракети буде більший в ті періоди польоту, коли ракета буде вільним космічним тілом у безповітряному просторі, коли для неї будуть достатніми

• — . им . „ . .

скількиоудь мале 1 — >1 меншим у ті періоди польоти,

коли ракета перебуватиме в межах атмосфери значної густи¬ни і коли їй буде необхідне ]0 не менше від певної величини (розд. VI і VIII). При останніх умовах коефіцієнт корисної дії, ймовірно, матиме величину від 50 до 75%. Щоб підвищити корисну дію, ми повинні мати якнайбільше початкове тиснен¬ня в камері згоряння, і якнайменше кінцеве, в кінці сопла*, щоб осягнути останнього, не збільшуючи поперечного пере¬крою сопла і водночас поперечного перекрою всієї ракети та опору атмосфери. Може виявитися вигіднішою заміна одного сопла кількома, послідовно розміщеними і вистаючими під невеликим кутом до бічної поверхні ракети; задній кінець ра¬кети в такому разі можна зробити загостреним, обтічної фор¬ми. Живитися ці сопла можуть з одної або з кількох камер згоряння — як виявиться конструктивно зручнішим.

Внаслідок неповної утилізації теплоти хемічної реак¬ції дійсні значення И будуть меншими, ніж обчислені в таб¬лиці. Якби коефіцієнт корисної дії дорівнював відповідно 50 і 75%, то дійсне значення И відповідно дорівнювало б коло % і % його обчисленого значення, відповідно до чого П мало б значення П Уз і П8Л від обчислених значень.

РОЗДІЛIV

ПРОЦЕС ЗГОРЯННЯ, КОНСТРУКЦІЯ КАМЕРИ

ЗГОРЯННЯ І СОПЛА

Дуже істотним є питання про температури в камері згоряння і соплі. Якби повне з’єднання компонентів палива могло статися відразу, то в камері згоряння температура ма¬ла б піднестися до

Т = 208 @ТП, (5)

де 9 к кал/г — середня теплотворна здатність грама сполуки,

а т — середня молекулярна вага продуктів згоряння, якщо вважати їх за газуваті. При твердих або плинних продуктах температура мала б бути ще вищою. Дисоціяція молскуль, що відбувається при високих температурах, не дасть, одначе, відбутися хемічній реакції відразу повністю; при певній тем-пературі (вищій від 3000°) для всіх реакцій настане хемічна рівновага, після чого дальший їх перебіг можливий буде лише в міру того, як гази втрачатимуть тепло, розширяючись в соп¬лі. Таким чином теплова енергія реакцій реалізуватиметься спершу не адіябатичним процесом, а процесом, ближчим до ізотермічного. Адіябатичний процес настане, коли гази, роз¬ширяючись у соплі, втратять стільки тепла, що реакції мо¬жуть відбутися до кінця, не підвищуючи температури суміш, до температури значної дисоціяції її компонентів.

Для конструкції ракети ці явища мають таке значення: щоб зреалізувати ту саму кількість теплоти сполук під час по-ступового згоряння, ми повинні мати більше відношення кін¬цевого об’єму газів до початкового, тобто більших розмірів сопла. З другого боку, в камері згоряння і в початку сопла ми матимемо меншу температуру, ніж та, яка була при повному згорянні в камері. З формули (5) видно, що, поставивши собі з конструктивних міркувань певну граничну температуру в камері згоряння, ми матимемо значно повніше початкове згоряння і меншу тривалість процесу догоряння для спо¬лук з меншою молекулярною вагою. З цієї точки зору найзручнішими є групи з Н2, СНИ, С2Н2, нафтою і ЬІ, дещо менше 5і#і, ВН2 і найменш зручними чисто металеві групи ЗІ, М$, борна і особливо — алюмінієва.

Конструювати камеру згоряння і сопло прийдеться таким чином: ті поверхні, що зазнаватимуть діяння темпера¬тур вищих, ніж може витримати найбільш вогнетривкий ма- теріял, треба зробити металевими (мідними або з одного із тяжкотопних металів, як хром або ванадій) і піддати інтен¬сивному охолоджуванню іззовні плинними газами, що надхо¬дять у камеру згоряння. Перевести розрахунок цього охоло¬джування перед відповідними дослідами щодо кількости теп-ла, яке одержуватимуть поверхні камери випромінюванням і теплопровідністю горючої суміші, — неможливо. Решту по- верхень можна обличкувати зсередини вогнетривкими мате- ріялами, по змозі ізолювавши їх від зовнішньої конструкції, якій можна дати, в разі потреби, помірне охолодження. Якщо виявиться незручним або неможливим доводити темпе¬ратуру в камері згоряння і в початку сопла до тієї, при якій відбувається вже значна дисоціяція компонентів продуктів згоряння, ми можемо штучно підтримувати її на певному ви-значеному рівні, подаючи один із компонентів палива (метали або кисень) не зразу всі до камери згоряння, а тільки части¬ну, решту підводити в різних місцях сопла в міру того, як початково завдана суміш втрачає тепло.

РОЗДІЛ V

ПРОПОРЦІЙНИЙ ПАСИВ

У пасивних масах ракети, тобто в масах, що не відно¬сяться до палива д, ми можемо відрізнити дві істотно відмін¬ні частини:

1) абсолютний пасив Т, до якого відносяться люди з усім потрібним для їх життя та виконування поставленої їм операції і щасливого спуску на земну поверхню по закінченні функціонування ракети як такої.

2) пропорційний пасив Т, — маси всіх предметів, що

обслуговують функціонування ракети: а) посудини на пали¬во, б) камери згорянння, в) сопло, г) прилади і машини, що переміщують тепло до камери згоряння, і ґ) всі частини, що зв’язують предмети перших чотирьох категорій і надають міцности всій конструкції ракети. Цю частину маси ми назо- вемо “пропорційним пасивом”, бо за конструктивними закона¬ми він назагал має бути своєю масою приблизно пропорцій¬ний до маси обслуговуваного ним палива, поки це останнє не перевищує певної величини; при більших значенням д відно¬шення зростає. Вихідною точкою конструювання ра¬

кети є її наперед встановлений Т, а з ним уже узгіднюються

д і Т,; Т залишається постійним увесь час польоту; д посту¬пово витрачається, а Т, може бути змінюваний на наше ба¬жання, відповідно до щораз менших запасів палива д і ви¬трачання йМ ЙІ

Позначімо відношення = д і припустімо, що

ввесь час у нас функціонує той самий незмінний пропорцій¬ний пасив ТІ . Тоді ТІ = дд; Мк = Т+ТІ = Т+дд. Підставив¬ши це значення Мкв формулу (26), матимемо: 

тоді як при Т, = 0 ми мали б д = Т(Л — 1) Ми бачимо а форму¬ли, що, поки П \ р , ми одержимо для аначення, що ли¬ше трохи відрізняється від тих, які мали б при Т О , але, в міру збільшення Д, д зростає, перетворюючись на не¬скінченність при П , що означає теоретичну не¬

можливість побудувати ракету при подібних даних. Практич-

1

но ж можливість наступає раніше; при п= ми вже

2(П І)

1

5 (пі — 1)

одержали б подвоєння д . Для того ж, щоб маса ракети не збільшувалась значно через відсутність у ній мас //»,, і необ¬хідносте надавати їм швидкість нарівні з Т, бажано мати від¬ношення

де ЛІ— навантаженість тієї дільниці, на протязі якої незмінно функціонує той самий ТІ і по закінченні якого він може бути 

відкинений, щоб не обтяжувати ракету своєю зайвою масою, після чого і починає функціонувати другий комплекс Т, мен¬ших розмірів і меншої маси, відповідно до зменшених мас па¬лива і витрати. Обидві сторони нерівности (7) неоднаково здатні піддаватися нашим зусиллям щодо їх зміни. Величина ^ визначається ступенем технічної досконалости в побудові предметів ТІ і хоч і може бути більшою або меншою, залежно від різних умовин, але має все ж деякий твердий' мінімум, якого ми при даних наявних у нашому розпорядженні мате- ріялах і при даному розвитку будівної техніки перебороти не-спроможні. Величину ПІ ми можемо зменшувати довільно аж до 1 , ділячи траєкторію ракети на більше число ділянок з меншою ЖІ для кожної. Число ділянок і відповідно число ком¬плектів т, визначається залежно від тієї відносної величини витрачуваного палива, яку ми знайдемо за потрібне, щоб об¬слуговувати одним незмінним комплектом Т,, а саме — це число має дорівнювати ІП ^ , де ПІ — навантаженість

кожної з дільниць траєкторії. Якби ми захотіли застосувати однокомплектну систему для всього польоту, то мали б за-надто мізерну абсолютну межу для величини Теоретичний мінімум Ж, необхідний для польоту чисто ракетним способом, дорівнює, як ми побачимо далі, 22 370 м/сек: відповідні зна¬чення ПИ обчислені в припущенні 100% коефіцієнта корисної дії ракети, дано в третій колонці цифр на стор. 22.

Беручи під увагу всі убутки енергії і недосконалості, ми можемо твердити, що дійсне значення П при Ж = 22 370 м/сек буде не менше як 100, а якщо захочемо використати паливо дешевше і застосуємо частинно вуглеводневі групи, то й понад 100. Отже, при Я = 1/99 маса палива за форму¬лою (б) уже перетворювалася б у нескінченність, гірия= 1/200 подвоювалась би, тим часом 1/200д — 4евеличина дуже й

дуже тісна, точніше — зовсім неможлива для маси всього комплекту оті. Навіть якщо ми візьмемо Ж= 14460 м/сек і приймемо відповідно ПГ = 20 (стор. 22), то й то одержуємо подвоєнням д при тяжко реалізованому відношенні ті=1/40>

Тому практично найліпшою системою буде двоком- плетна для машин та приладів і трикомплектна для посудин, як субтельніших частин Т,. Якщо ми знов візьмемо П = 100, то абсолютна межа підноситься з -*/99 (при однокомплект- 

НІЙ системі) ДО Уд ПРИ ДВОКОМПЛЄКТНІЙ І ДО з 9 при три- комплектній системах.** Кількакомплстна система хоч і дає більший простір в конструюванні предметів т,позбавля єнас можливости провалу всієї справи через неможливість скон¬струювати достатньо легким Т„ все ж і не зовсім ліквідує шкідливий вплив мас ТГ на величину маси ракети: значення д за формулою (6) виходить все ж більшим від того, яке б ми мали при повній відсутності Т

Якщо ми застосуємо кількакомплекгну систему, поді¬ливши траєкторію на кілька ділянок з рівним И'; для кожної з них, то для всього польоту матимемо збільшення маси в

кразів (де к—число дільниць) порівняно з масою, що її ракета повинна була б мати при відсутності

** Щоб мати цифри, вказані Кондратюком, для дво- 1..1

комплектної системи Д = — 1 ДЛЯ трикомплектної ^ д" ,

треба пам’ятати, що автор кожній ділянці дає комплект, а кожна ділянка має те саме УУІ , отже, для однокомплетної системи маємо ІГ, для двокомплетної системи маємо Ш

УУ

і для трикомплетної Щ=-/3 . Через те, ЩО п = Е И , то

.. . т . ... ио

для двокомплетної п1 = Е~^~ ДЛЯ трикомплетної т = Є— .

Таким чином можна подати пі— многокомплетну систему через П однокомплетних систем так:

Для трикомплектної системи автор дає значення 1 — . (Прим, ред.)

3,65

Примітка. Основу ступеня цієї формули ми одержуємо, якщо до правої частини рівняння (б) додамо т + т,і потім винесемо ш; поза дужки. і

Примітка редактора першого видання. В практиці при К= оо дріб у формулі (6) набуває значення:

Можна пропонувати таку розв’язку питання про типри якій шкідливий вплив присутносте мас т,усувається май¬же цілковито. Розв’язка ця така: як і при низькокомплектній системі, конструюється декілька комплектів т,щораз мен¬шої величини; за матеріял для конструкції правлять пере¬важно алюміній, кремній, магній; частини, що вимагають особливої вогнетривкосте (внутрішня поверхня камери зго¬ряння), виготовляється з відповідних гатунків графіту, кар¬борунду, корунду. Комплекти, які своєю величиною стають зайвими внаслідок щораз меншої маси ракети, не відкида¬ються, а розбираються і переходять до камери пілота на пере-

топлення і розроблення, щоб опісля бути вжитими як хемічні компоненти палива. Така розв’язка є ідеальною, бо при ній як шкідливі маси Т, залишається тільки останній, найменший комплект, а всі попередні є компонентами палива, що тимча-сово виконують функції От;.Тому, що розбирання і дальше перетворення предметів ШІ вимагає деякого часу, при такій системі поділ траєкторії ракети на дільниці, обслуговувані незмінними комплектами Т„ вже не є довільним: перша зміна комплектів не може бути переведена раніше, як ракета осягне стан вільного супутника Землі; остання зміна не може бути переведена після того, як ракета під час повороту втратить швидкість до такої міри, що не зможе вже бути вільним су¬путником Землі. Цими двома змінами найзручніше і обмежи-тися, тим більше, що вони відповідають поділові траєкторії на три дільниці з приблизно різними і?7, для кожної. Для роз-роблення предметів Т, в безповітряному просторі і перетво¬рення їх на компоненти палива потрібні будуть деякі додат¬кові пристрої. А проте, слід докласти всіх зусиль саме для та¬кої розв’язки питання про Т„ бо вона облегшує основну труд¬ність всієї справи, зменшуючи необхідну масу ракети, що її дуже великий розмір лише і є практично трудно переборю¬ваною матеріяльною перешкодою до завоювання міжплянет- них просторів і тіл соняшної системи, що теоретично не являє будь-яких особливих труднощів.

РОЗДІЛVI

ТИПИ ТРАЄКТОРІЇ І ПОТРІБНІ РАКЕТНІ ШВИДКОСТІ

Приймемо такі означення:

•1)—дільниці траєкторії ракети, на яких вона функціо¬нує, тобто надає собі прискорення;

— “швидкість вильоту” для даного стану ракети — та швидкість, на яку треба збільшити наявну швидкість ра¬кети, щоб вона набрала руху по параболічній орбіті відносно центру Землі;

ІУЬ — “швидкість повороту” для даного стану ракети — та швидкість, що її ракета мала б, коли, продовжуючи ле¬тіти по своїй орбіті, досягла земної поверхні (рівня моря);

Ш — “повна швидкість вильоту” і “наступна швидкість повороту”, що дорівнюєШу, обчисленої для стану нерухомости 

на рівні земної поверхні, яка дорівнює , обчисленої для

стану нерухомости в нескінченному віддаленні від землі, або для ракети, що рухається по параболічній орбіті, що дорів¬нює “параболічна швидкість” =\/2дй , де К — радіюс землі,

а § прискорення сили тяжіння на землі = 11 185 м/сек;

V — швидкість ракети відносно центру Землі (а не земної поверхні) в даний момент;

г — віддаль від ракети в даний момент до центру Зем¬лі; Т=~

К

Під “польотом” ми будемо розуміти рух ракети до пев¬ної точки, безконечно віддаленої від Землі, і поворот її назад, при чому швидкості ракети біля точки призначення і біля зем¬ної поверхні мають дорівнювати нулеві. Ми будемо покищо ігнорувати опір атмосфери і присутність у просторі інших тіл, крім Землі. Отже наші висновки з цього параграфу будуть приблизно вірні лише для дільниць траєкторії поза атмосфе¬рою відчутної густини, що не наближаються до Місяця, і для траєкторії, розміри яких значні в порівнянні з радіюсом земної орбіти.

Легко побачити, що для кожного стану ракети ми ма¬тимемо: V) , :

Щ = І \УЬ = у/ І/* + гиЧ1 -4- ) (8)*

Щ = \/ ги2 -у/2 = ш /Г    

В тому випадку, коли орбіта не торкається і не пере¬тинає земної орбіти, як, наприклад, всяка кругова орбіта, на¬ше визначення величини є фіктивним. У подібних випадках під ми повинні розуміти ту швидкість, ідо її ракета мала б, якби до живої сили її руху була додана енергія, зумовлена її масою і різницею потенціялів сили земного тяжіння поміж точками її перебування в даний момент і точкою на рівні зем¬ної поверхні, незалежно від того, чи може це підсумовування енергій статися в дійсності під час руху ракети по даній її орбіті, чи ні. Нетяжко потім бачити, що має різні значення для різних віддалених від Землі точок тієї самої орбіти (якщо тільки орбіта не параболічна, для якої\^у = 0); навпаки, Шь має постійне значення для всіх точок тієї самої орбіти. Вели¬чини Щ і Шь мають для нас таке значення:

1) Щ взята для перигею (найближчої до центру Землі точки орбіти), є теоретичний мінімум ¥ (тобто обчислений лише на основі закону збереження енергії), необхідний для того, щоб ракета, яка летить по даній орбіті, набула руху по параболічній орбіті, йдучи по якій ракета може виконати пер¬шу половину “польоту” — рух до нескінченно віддаленої точ¬ки.

2) Ш є теоретичний мінімум ¥, конечний для того, щоб ракета, яка летить по даній орбіті, досягла земної по¬верхні з нульовою швидкістю і тим завершила другу половину польоту.

Щоб доказати перше положення, ми порівняємо між собою^уіі \^у2, обчислені для двох точок «ц і А2 тієї самої орбіти, в яких різниця між потенціялами сили земного тяжіння дорівнює нескінченно малій А . Якщо для дальшої з точок — точки А, — ми маємо за формулою (8).

то для ближчої точки А2 матимемо:

але

еліптичних швидкостях

Таким чином абсолютною величиною, яка нас зараз тільки й цікавить, ^у2< ^уі- Отже, ІГу має мінімум у точці перигею даної орбіти, який і є теоретичним мінімумом ракетної швидкосте, конечної для переходу на параболічну орбіту, що й треба було довести.

Щоб довести друге положення, ми порівняємо між собою №ьг і №Ь2, ЩО одержуються в двох випадках; в першо¬му ракета, рухаючись певного орбітою, набрала швидкосте И в точці а,; в другому, рухаючись тією самою орбітою з тією-- самою швидкістю, ракета мала тієї самої величини від’ємне прирощення швидкосте в дутій точці я2, при чому різниця потенціялів сили земного тяжіння поміж точками А, і АГ дорів¬нює нескінченно малій А . Якщо в першому випадку ми за формулою (8) будемо мати . —^

ІМУ Щ «Я + то2(1— ~— ),

то в другому матимемо

Г(~\/ У2 2А И)2 + то2(1 — —і— ) — 2А але

Ііт (И^ ) а О — н)2 + то2 (1 — —=г—) — аи:

Таким чином Шь2< \^Ьі , отже ми матимемо там меншу №ь , чим ближче до Землі будуть знаходитися точки, в яких ракета надає собі сповільнення. Мінімум ми мати¬мемо, надаючи ракеті від’ємних прирощень швидкосте на рівні земної поверхні. Щоб ракета завершила політ, ми по¬винні погасити на рівні земної поверхні всю швидкість, що її ракета матиме і що буде дорівнювати даної орбіти, що й треба було довести.

Обидва попередні положення можна пояснити так:

Певна витрата наснаги ракети дає їй-певне додатне або від’ємне прирощення швидкости незалежно під стану спо¬кою або руху самої ракети, але тому, що енергія ракети від¬носно Землі — її жива сила — пропорційна до квадрату її швидкости відносно Землі ж таки, то деяке дане прирощення швидкости є більше додатнім чи від’ємним прирощенням жи¬вої сили, тоді, коли воно відбувається при'більшій початко¬вій швидкості ракети; наприклад, прирощення швидкости, що дорівнює 4, прикладене до швидкости, що дорівнює 2, являє собою прирощення ЖИВОЇ СИЛИ 2 2 _

2

тоді як те саме прирощення сили, що дорівнює 4, прикладене до швидкости, що дорівнює 20, являє собою прирощення жи¬

242 — 202 = 88,

2

Таким чином, з точки зору енергії ракети відносно Зем¬лі, реакція виділення діє на ракету тим сильніше, чим більша швидкість самої ракети. Але швидкість ракети, яка вільно ру¬хається, буде найбільшою в точці найбільшого наближення її до Землі, отже, і діяння реакції в цій точці буде найбільш вигідним як у тих випадках, коли треба надати ракеті до¬статньої енергії для вильоту з Землі, так і в тих, коли треба позбавити її енергії для спуску на Землю.

Отже, ми бачимо, що ¥ може досягнути мінімального значення 2Ю лише при тій обов’язковій умові (але ще недо¬статній), щоб усі прискорення та сповільнення відбувалися на рівні земної поверхні: а що це річ неможлива, ¥ буде там меншою, чим ближче до рівня земної поверхні будуть розмі¬щені //. Значить, близькість до земної поверхні всіх дільниць власного прискорення ракети І] є першою вимогою, яку ми мусимо ставити до траєкторії ракети, щоб уникнути зайвого зростання необхідної ракетної швидкости — ¥. Різницю ¥—2 ми назовемо “перевитратою ракетної швидкости” і позначимо через Л. Під Лі — “перевитратою даної дільниці” -— будемо розуміти ту частину всієї перевитрати Лі, яка стала неми¬нучим наслідком умовин проходження ракетою даної дільни¬ці її траєкторії. В загальному випадку

(9) 

де V„ У2, Г„ Т2 —дані відповідно для початку і кінця дільниці І. Горішній знак слід брати при “еліптичних” швидкостях ра¬

кети

для першої половини “польоту”; в усіх інших випадках треба брати долішній знак. Якщо різниця потенціялів сили земного тяжіння в кінцях даної дільниці дорівнює нескінченно малій А , то при польоті без опору середовища матимемо:

(10)

Горішній знак слід брати при еліптичних швидкостях, доліш¬ній — при гіперболічних. Параболічна траєкторія сама со¬бою перевитрати не дає, бо при ній завжди

Індекс при літері Л означатиме той фізичний фактор, наслід¬ком якого сталася перевитрата. Наприклад, у формулі (10) ми маємо ЛЩ: перевитрата є наслідком прискорення сили тяжіння; індекс 5 означатиме підсумок впливів усіх факторів; с — вплив опору атмосфери з двома підрозділами СК і СЬ, про які мова буде в розд. VIII. Згідно з викладеним, з усіх форм тра¬єкторій обов’язково дають Л ті, у які входять як елементи ■—■ елементи вільних орбіт, що не торкаються і не перетинають земної поверхні, бо при наявності в траєкторії подібного еле¬менту “перша вимого” (див. вище) є явно невикональною. Найбільший Л дає присутність у траєкторії елементу кругової орбіти певного кінцевого радіюса.

Другою вимогою, що її ми повинні ставити до траєк¬торії ракети, щоб осягнути якнайменше Л, є якнайменший кут Р поміж напрямами сили реакції і дотичної до траєкторії. Абсолютне значення V змінюється залежно не від усього власного прискорення ракети /о, а лише від його тангенціяль- ного складника, що дорівнює )0 соя 0 ; отже, ми одержуємо

Лі0 = \Уі (1 —С05 0).

Траєкторію всього польоту ми поділимо умовно на три дільниці.

1) ТУ — “траєкторія відльоту” — дільниця траєкторії, що починається на земній поверхні і закінчується в певній без¬конечно віддаленій точці;

2) ТС — “зв’язана траєкторія” — дільниця траєкторії, 

що починається в кінці ТУ і закінчується в певній, безконечно віддаленій точці;

3) ТЬ — “траєкторія повороту” — дільниця, що почи- наєсься в кінці ТС і закінчується в точці на земній поверхні. Відповідно до вказаних означень приймемо і означення ЩЛ, їТсЬ , Ш'ЬОЗ.

Означимо:

В — кут поміж траєкторією в даній точці і площи¬ною обрію;

р — кут поміж напрямом власного прискорення /о і траєкторією в даній її точці;

\= В + Р — кут поміж напрямом /о і площиною обрію. Кути В і Р вважаються додатніми, коли до-тична до траєкторії скерована вгору від пло¬щини обрію, а /О скероване вгору від дотичної до траєкторії.

Сенс нашого поділу траєкторії такий: у нескінченному віддаленні від Землі сила земного тяжіння мізерна, а опір зем¬ної атмосфери відсутній. Внаслідок цього ТС, оскільки вона знаходиться в нескінченному віддаленні від Землі, може мати довільну форму і при всякій формі її може бути перейдена ракетою із скільки-будь малими /о, V і ЖСЬ. Практично до ТС можна прирівняти ділянку траєкторії, що саме знаходиться від Землі на віддалі кількох десятків земних діяметрів. ЖСЬ на практиці визначається у великій мірі кількістю часу, яку ми вважаємо за вигідну призначити для проходження ТС. Навпаки, ТУ і ТЬ знаходяться своїми частинами в межах сфе¬ри сильного тяжіння і почасти в межах опірного середовища — атмосфери; тому та чи інша величина ЇГ, а значить і Л ціл¬ком залежить від тієї геометричної форми і тих швидкостей, які ми виберемо для ТУ і ТС в дальшому. Тому, розбираючи різні типи траєкторій, ми матимемо на увазі з них лише ділян¬ки ТУ і ТЬ, залишаючи осторонь відносно для нас неважливу ТС. Тому, що при відсутності опору середовища тотожні фор-мою і абсолютною величиною швидкостей у відповідних точ¬ках ТУ і ТЬ вимагають для свого виконання рівних прискорень у відповідних точках, то й ¥У і ІУЬОз для цих ТУ і ТЬ будуть між собою рівні. Тим то наведені нижче обчислення стосу¬ються однаково до ТУ і ТЬ, оскільки вони лежать поза межа¬ми атмосфери відчутної густини.

Нетяжко побачити неможливість побудови такої тра¬єкторії, яка одночасно цілком відповідала б обом зазначеним вище вимогам (стор. 36 і 37), щоб осягнути найменшу пере¬

витрату швидкости Л. Типом траєкторії, що цілком відповідає “другій вимозі”, є “радіяльний”, ТУ і ТЬ якого являють собою продовження земних радіюсів. Згідно з “першою вимогою”, в радіяльній траєкторії ми повинні по змозі скоротити //, на¬даючи ракеті /о якнайбільшої величини, починаючи від точки виходу і безперервно до тієї точки, де ракета матиме вже параболічну швидкість V = та-у/ _і_ ; при повороті з відповід¬

ної точки має починатися /о — “власне сповільнення” раке¬ти. Припустімо для спрощення, що прискорення сили ваги на всьому протязі //' таке саме, як і на земній поверхні £. Означимо: ;о +ур =/ {± =

де ]О — власне прискорення, а Р — сповільнення, спричиню¬ване силою опору атмосфери, і ] — векторіяльна сума їх (в даному разі при радіяльній траєкторії вона дорівнює альґеб- ричній різниці), яку ми будемо називати “механічним приско¬ренням”, відповідно до чого у — коефіцієнт переваги ме¬

ханічного прискорення над прискоренням сили ваги. При по¬дібних допущеннях і означеннях матимемо з формули (9):

(12)*)

*) Формула (12) з формули (9) виходить так: Припускаючи ) = )0 + )р і £=£0 , можна написати

ЛУ ■ УЛУ

—=/_^або—

Тому, що V = ^ , маємо = }ЙТ~^ЙТ.

Інтегруючи при початкових умовах У = 0 і Г = К, маємо V-

— =/Г-/7? + £/?-£Г,

але тому, що ТУГ = 2%К,

то, замінюючи V через ІУ, матимемо:

звідси /V — ;К — Р'Г = 0;

Але тому, що Щ =У^’

то, замінюючи тут Г через К маємо

і » 1

л*=г2гЬ-

Ці значення, дещо більші за дійсні при кінцевих значеннях /' , ми й приймемо за приблизні значення перевитрати від діяння сили ваги при радіяльній траєкторії польоту ракети, прийма¬ючи 7>5 (для менших значень / радіяльна траєкторія зовсім непридатна).

Типом траєкторії, що відповідає “першій вимозі”, є “тангенціяльний” (фіг. 1): від точки виходу 0 до точки Ь ракета летить рівнобіжно з земною поверхнею по дузі вели¬кого кола, поземий рух ракети досягається напрямом /о під таким кутом р до обрію і траєкторії, щоб сила ліуїї \ш р зрівноважувала собою зайвину сили ваги ракети над її відо- середньою силою; до точки ^ кут Р має бути додатній, а

Фіг. 1. Типи траєкторій. Грубими лініями показана ТУ, точ- кованими — дільниці вільного польоту еліптичними й пара-болічними орбітами.

відосередня сила вже перевищуватиме силу ваги. Рух по колі триває доти, аж поки необхідний для його підтримування кут із , який щораз збільшується (за абсолютною величиною) із зростом швидкосте та відосередньої сили, не досягне такої ве-личини, що Л(3 [формула (II)] стане відчутно шкідливою частиною перевитрати. По досягненні кутом /з (відповідно до швидкосте )такого значення ракета рухається якийсь час при постійному Р, вже віддаляючись від земної поверхні з щораз більшим кутом 0 . Коли в точці ЬГ стає практично шкідливою величиною і Л# внаслідок зростаючої різниці по- тенціялів сили ваги поміж точкою знаходження ракети в да¬ний момент і перигеєм тієї орбіти, по якій ракета набула б руху, якби /о було припинене (про вплив цієї різниці на ¥У (див. стор. 34), функціонування ракети припиняється, і від точки ЬІ до точки Ь2 ракета вільно рухається по еліптичній орбіті. В точці ЬГ, симетричній точці 62 (відносно великої осі еліпсу), ІОЗНОВ ВІДНОВЛЮЄТЬСЯ при (3< 0 , щоб /) перейшов якнайближче до Землі, і продовжується до точки с;, що від¬повідає тій же умові, що й точка Ь,; за точкою С, знову йде вільна еліптична орбіта С, — с2, потім знову розміщений по¬близу земної орбіти // = с3 — с, і т. д., поки ми по проходженні останнього //' не матимемо потрібних параболічних швидко- сти і орбіти. При тангенціяльній траєкторії ЛДІІ , що буде одержуватися після проходження ракетою точки <1,, теоре¬тично може бути зроблений скільки-будь малим через до¬статнє зближення МІЖ собою ТОЧОК <1 І Ь„ Ь І Ь„ І>2 І С„ СіІ СІ і т. д., при чому лише буде збільшуватися число проміжних еліпсів і тривалість польоту. Цією частиною ЛдО , як залеж¬ною у значній мірі від нашої волі, ми будемо покищо нехтува¬ти; навпаки, Л Р , що одержується до точки (І,, має повний теоретичний мінімум, ЩО дорівнює приблизно (при І » 1

(13)

Це приблизне значення ми й приймаємо для даль¬шого. Крім меншої більше як у 3 У рази перевитрати, тан- генціяльна траєкторія має ще й ту велику перевагу, що, ви¬силаючи і повертаючи ракету в екваторіяльній площині із за¬ходу на схід, ми, внаслідок обертання Землі довкола своєї осі, осягаємо для всього польоту економію ракетної швид¬косте Ж, що дорівнює подвоєній швидкості руху земної по¬верхні: 2 11 = 920 м/сек.

Крім трудносте потрібного при тангенціяльній траєк¬торії точного керування, вона має ще одну недостачу, яка робить застосування її в чистому вигляді при відправленні не¬можливою Т-У тангенцільного типу вимагають точки відправ¬лення поза атмосферою відчутної густини, бо інакше, вна¬слідок великої довжини дільниць, розміщених на рівні точки виходу і дещо вищим від неї, неймовірно зріс би Лс, у багато разів перевищивши собою економію Ж, що постає від меншої при тангеніяльній траєкторії перевитрати Л§ і від утиліза¬ції швидкосте обертання земної поверхні. Тому практично найвигіднішим типом Т буде не тангенціяльний, а певний ком- промісовий, що починається дугою спіралі, приблизно показа¬ний на обкладинці. Кут В для цієї спіралі має бути тим мен¬ший, чим меншою буде можлива величина /о (і тому чим більше для нас матиме значення ЛДР ) і чим меншим буде сповільнення ]Р, спричинюване опором атмосфери. Для цього середнього типу траєкторія Лдр матиме значення, середнє між

IV —у= — І

2] -16/2

В дальшому ми будемо вважати, що при В< 30° і при , якщо ракета не користується авіяційними кри¬лами, або при /> і , якщо ракета нами користується,

(14)

при обов’язковій умові застосування підтримувальних повер- хень авіяційного типу, якщо тільки буде 7<2 . Щодо ТЬ тангенціяльного типу, то ЇЇ застосовувати можна в майже чистому вигляді, і вона може дати дуже велику економію ЖЬОЗ завдяки корисному для нас під час повороту опорові атмосфери, який допомагатиме гасити швидкість повороту ракети. Про це мова буде далі — в розд. IX.

РОЗДІЛVII

МАКСИМУМ ПРИСКОРЕННЯ

З формул (12), (13), (14) ми бачимо, що Л, а значить і Ж і П зменшуються із збільшенням ] І І ; отже, нам важли¬во вияснити, яким є максимальне механічне прискорення /. що його ми можемо надати ракеті. Механічне прискорення — це прискорення, спричинюване рівнодійною сил, що діють лише на зовнішні частини ракети, яке й буде відчуватися все¬редині ракети, тоді як прискорення сили тяжіння, прикладене однаково до всіх частин маси ракети, всередині її виявлятися не буде. Величині / границю можуть визначити чотири фак-тори: 1) пристосованість і міцність конструкції ракети; 2) витривалість організму пілота; 3) опір атмосфери, що зро¬стає разом із збільшенням швидкосте і може зробити вигід¬нішим застосування меншого ] до проходження верств ат¬мосфери значної густини, не зважаючи на формули (12), (13) і (14); 4) конструктивні труднощі в побудові достатньо лег¬ких і портативних предметів пропорційного пасиву (баки, помпи, форсунки тощо), які мали б достатню продуктивність, щоб надавати ракеті більшого прискорення. Третій фактор може мати істотне значення лише для розмірно невеликої дільниці поблизу земної поверхні — про нього буде мова в розд. VIII. Міцність ракети залежить від того, якою міцною ми захочемо її побудувати. Тому факторами, які можуть по¬ставити горішню границю / для більшої частини ТУ, є витри¬валість людського організму, яка найменше здібна піддава¬тися нашим зусиллям щодо її підвищення, і розміри предме¬тів ТПІ, які ми не можемо зробити легшими й портативнішими понад певну границю, що її визначає сучасна машинобудівна техніка.

Занадто велике / може бути шкідливим і навіть смер¬тельним для пілота тому, що всі рідини живого організму і насамперед кров звертаються до тих частин тіла, які розмі¬щені супроти напряму позірної ваги, твореної прискоренням /. Якби, наприклад, людині заввишки 200 см надали на досить довгий час прискорення ] = 10& в напрямі вздовж її тіла від п’ят до голови, в тисненні крови на підошвах і тімені поста¬ла б різниця коло у = Неімовірно, цілком достатня на те, щоб голова зовсім знекровилась, а на ногах потріскалися б крово¬носні судини, якщо тільки проти цих явищ не вжити спеціяль- них заходів. Першою умовою для того, щоб організм якнай¬легше переносив механічне прискорення /, є по змозі менша висота стовпа крови в напрямі його, тобто позема позиція тіла у відношенні до уявної вертикалі, що збігається з напря¬мом ]. Набрякові долішніх (тобто тих, що лежать проти на¬пряму / частин тіла і відпливу крови від горішніх можна пе¬решкодити, протиставивши внутрішній різниці тиснень кро¬ви таку саму різницю зовнішніх тиснень збоку рідини, одна¬кової з кров’ю питомої ваги, в яку тіло має бути занурене. Інакше можна перешкодити пересуненню мас крови, вмістив¬ши оголене тіло в гладку, тверду форму, що щільно всюди його облягає. І той і другий спосіб, однаково радикально ря¬туючи від набряків ( в разі застосування великого приско¬рення) зовнішні поверхні тіла, не можна застосовувати до внутрішньої поверхні легень. А проте, саме на внутрішній поверхні легень найбільш тендітні кровоносні судини підхо¬дять упритул до повітряних проміжків, не відділені від них ніякою скільки-будь міцною тканиною. Тому, що абсолютна густина повітря, яке виповнює легені, незначна супроти густи¬ни крови, різниця тиснень поміж горішньою і долішньою по¬верхнями легень, що дорівнює ЙЩ, де А — абсолютна густина крови, а Н — висота легень у напрямі нічим іззовні, тобто з простору легеневих міхурців, зрівноважена не буде. Якщо ця різниця переступить границю опірности капілярних судин і тканини легеневих міхурців, то виникне спершу набряк, а потім крововилив з долішньої поверхні легень. Грудна порож¬нина становить своєю будовою і ще одну особливу перешко¬ду для розвитку великого прискорення: в ній містяться по-руч органи значно відмінної питомої ваги — серце і легені. Під час надавання тілу прискорення важче серце в грудній клітці переміщуватиметься в протилежну сторону, що при певній інтенсивності цього явища може негативно позначи¬тися на діяльності серця і на сусідній лівій легені, яка зазна-

ватиме деформації. Таким чином границя допускального для людського організму прискорення гбуде поставлена опірністю проти набряку внутрішньої поверхні легень і опірністю проти зміщення прикріплення серця. Тим, у котру сторону серце краще зноситиме напруження — вперед і назад — визна¬читься, чи бути людині грудьми або спиною до напряму при¬скорення. Витривалість легень можна великою мірою під¬нести, обертаючи тулуб людини довкола його повздовжньої осі, яка буде перепендикулярна до напряму прискорення. При такому обертанні ми, мабуть, досягнули б того, що кров не встигала б приливати до жадної з частин легень, бо всі вони по черзі мінялися б своїми позиціями супроти напряму позір-ної ваги. При такому обертанні тіла серце зазнавало б, одна¬че, вже не однобічного постійного зміщення, а колового, що невідомо як відбивалося б на ньому і на сусідній лівій легені. Всебічне ґрунтовне вивчення витривалости людського орга¬нізму у відношенні до / цілком можливо перевести на великій відцентровій машині, найзручнішою і найдешевшою формою якої для даного випадку була б подоба “гігантських кроків” з двома линвами, на одній з яких містилася б дослідна камера для пілота, а на другій — противага. Деякі вказівки на вели¬чину допускального / ми можемо зачерпнути з досвіду гой¬дання на “гігантських кроках” і дослідів сучасної авіяції. На “гігантських кроках” прискорення досягає незрідка значення 7=2 і буває до того ж досить тривалим. Летуни ж під час фігурних польотів витримують короткочасні прискорен¬ня до /= 8 >а досить тривалі — до / = 2. І в тому, і в дру¬

гому випадку жадних помітно шкідливих наслідків не виявля¬ється ). Беручи під увагу, що під час гойдання на “гігант-ських кроках ”і під час польотів на літаку постава людського тіла відносно напряму / буває повздовжня, тобто якраз най¬більш невигідна, бо розміри легень у напрямі від плечей до миски є найбільшими, ми маємо підстави припускати, що в сприятливих умовинах, а саме — передусім при поперечній по¬ставі тіла, людина змогла б перенести протягом 3 хвилин (більше й не потрібно) без особливої шкоди для себе / = 5 . Коли ж виявиться можливим застосувати обертання тіла дов¬коло його повздовжньої осі, то величина допускального / перевищить, можливо, і 10. Відповідні до значення Т=5 значення Л^/з будуть: для радіяльної траєкторії Лу/з яв0,111Ш і для тангенціяльної Лд0,007 ш. Значенню Лд/з = оди ш при 2Ш; И = 5, яке то співвідношення ми й будемо приблизно мати в дійсності, відповідає збільшенню П в 1,87 раза. Щодо конструктивних можливостей у побудові предметів пропор¬ційного пасиву достатньо портативними при великій продук¬тивності і для осягнення відповідно великого /я, то питання це до відповідних технічних досліджень доводиться залишати відкритим. Імовірно, саме цей конструктивний фактор і по¬ставить практично горішню границю для /о.

РОЗДІЛ VIII

ДІЯННЯ АТМОСФЕРИ НА РАКЕТУ ПІД ЧАС її ВИПУСКУ

Під час випуску важливим чинником перевитрати ра¬кетної швидкости Л буде опір атмосфери, який, поперше, сам собою обнизить дійсне прискорення ] ракети супроти центру Землі

(7 = /о + £ + /р =] + &)

і тим буде зменшувати V і, подруге, змусить нас надати кутові значення більше від нуля, щоб уникнути занадто великої швидкости в межах атмосфери значної густини і, відповідно, щоб уникнути занадто великого Лс. Збільшення ж В по-тягне за собою, згідно з формулою (14) і збільшення ЛДР ■ Крім того, ми можемо бути змушені на певній ділянці на по¬чатку ТУ зменшити / та V, щоб уникнути катастрофічного пе¬регріву ракети.

Явище опору середовища і нагрівання рухомих повер- хень теоретично вивчені дуже мало, а дослідного матеріялу для швидкостей, що визначаються кілометрами на секунду, немає або майже немає. Тим то все, що ми можемо знати за¬здалегідь про вказані явища, це приблизна їх величина, ви¬значена на підставі спрощених законів залежности опору і нагрівання рухомих поверхень від їх форм, кута нахилу та швидкости руху і від густини, хемічного складу та темпера¬тури середовища. Про точне обчислення цих явищ тепер не може бути й мови, бо вони обчисленню не піддаються навіть і для швидкостей, при яких можна нехтувати зміною густини середовища поблизу рухомого тіла. За основу наших об¬числень візьмемо приблизно вірну формулу:

(? = 5КУ\Ь10-Ш, (15)

де (3 — сила опору в кг; 5 — площа поперечного перекрою тіла в Т.2; К — коефіцієнт пропорційносте, що дорівнює К = 0,25 за експериментальними даними для швидкостей, близь¬ких до швидкосте звуку, при яких він має максимум; V, — швидкість тіла відносно повітря в см/сек; с — коефіцієнт, що залежить від форми тіла і дорівнює одиниці для нормаль-

• Рк ■

но поставленої площини, і д = — — відношення густини ат-

ро

мосфери в точці знаходження ракети в даний момент до- гу¬стини її на рівні моря.

Тому, що на протязі всієї цієї праці нам було зручніше оперувати з прискореннями, ніж з силами, що їх викликають, то й в даному випадку ми перейдемо від опору-атмосфери до спричинюваного ним сповільнення руху ракети, який ми по¬значимо через ур . Виразивши дві величини в абсолютних одиницях, підставивши К = 0,25 і вівши замість 5 поперечне навантаження ракети Р, ми з формули (15) матимемо:

Ір = 2,5. 1СГ3у V2 д = Кі V} А, (16)

де Кі = 2,5 1СГ3 /р = (СМ/СЕК2)-. Р = (\) см2)-,

Кі = (СМ/СЕК).

Примітка. В нашому випадку, нехтуючи вітром = V -'II, де II — швидкість обертання земної поверхні.

Як в опорі повітря, так і в нагріванні рухомої поверхні можна відрізнити дві істотно різні частини, що є наслідком різних чинників: 1) опору та нагрівання, зумовлених натиском середовища на поверхні, похилих до їх траєкторії, і 2) опору та нагрівання, зумовлених в’язкістю середовища, що ковза¬ється вздовж рухомих поверхень. Перші два явища є наслід¬ками адіябатичного стиснення повітря перед зверненими впе¬ред поверхнями тіла і адіябатичного розширення повітря за зверненими назад поверхнями. Другі два явища є наслідками внутрішнього тертя в середовищі, що ковзається вздовж по¬верхні тіла. Для перших двох явищ вживатимемо означення СІЇ і НК, для других — СЬ і КЬ. Формула (16) стосується спе- ціяльно до СК, яке назагал пропорційне до квадрату швидко¬сте і першого ступеня густини, тоді як СЬ у тих верствах ат¬мосфери, де середній вільний шлях молекуль мізерний супроти розмірів рухомого тіла, пропорційно полуторному ступеневі швидкосте руху тіла і квадратному кореневі з густини сере¬довища. А що для тіл, які не мають особливо видовженої форми ), при швидкостях кілька метрів на секунду і в ат¬мосфері рівня моря, за дослідними даними, СК виявилось біль¬шим, ніж СЬ, то при швидкостях у сотні її тисячі метрів на секунду, які ракета матиме ще в долішніх верствах атмосфе¬ри, менше залежне від швидкости СЬ стає мізерним супроти СК

сЬ —1 -2

(на початку шляху відношення ^ = 2РК буде хутко

спадати). На висотах у декілька десятків кілометрів <-/>, мен¬ше залежне від густини повітря, ніж СК, може й стане відносно значною величиною, але на таких висотах внаслідок зовсім малої густини повітря і СК і СЬ будуть уже мізерні своєю аб¬солютною величиною, не зважаючи навіть на щораз більшу швидкість. Тому головною частиною загального опору Сл = СК + СЬ є СК на протязі перших 30-40 км над рівнем моря. Щоб скласти собі загальне приблизне уявлення про С і /р, ми зай¬мемося теоретичним дослідженням одного лише СК.

Основною умовою будь-яких впливів атмосфери є її густина. Якщо вважати прискорення сили ваги, хемічний склад атмосфери та її температуру однаковими на всіх ви¬сотах, то густина її буде убуваючою показовою функцією від висоти, яку ми можемо досить точно в зручній для приблизних обчислень формі виразити так: ь

РЬ = Ро2~1 (17)

Примітка. Вважаючи температуру за постійну І=50°,яка й спостерігається на висотах від 10 км і вище.

Про склад атмосфери на великих висотах емпіричних точних даних нема, але, згідно з наявними даними, темпера-тура і пружність повітря з піднесенням угору не відповідає адіябатичному законові, а саме: спадають повільніше, як слід було б згідно з цим законом. Цей факт дає вказівку на те, що в атмосфері є межа, понад яку не можуть проникнути висхідні та низхідні течії повітря, що її перемішують. Над цією горішньою межею атмосфери постійного відсоткового складу парціяльні густини всіх газів з дальшим рухом угору мають спадати вже не разом, а для кожного газу залежно від його молекулярної ваги. При цьому відсотковий вміст, а за найновішими дослідами — і абсолютна парціяльна густина на певних висотах найлегшого із помітних складників атмосфе¬ри — гелію мають підвищуватися майже на кожні 5 км ви¬соти. Цей фактор при випуску ракети для нас сприятливий, якщо робити його з допомогою крил, і несприятливий, якщо крилами довший час користуватися не будемо. В першому ви-падку ця густина дала крилам опертя (питання ж про пере¬грів поверхень може стояти гостро лише щодо азото-кисне- вої атмосфери, про що мова буде далі), а в другому дала б лише зайвий опір рухові ракети, що вже розвинула значну швидкість. Однак, цей опір не можна порівнювати величиною з опором долішніх густих азото-кисневих верств атмосфери.

Примітка редактора 1-го вид. Формулу (17) звичайно

пишуть Н_

РЬ=е 7.2 = ю 16.5 Ро е

де А — висота в кілометрах над рівнем моря, а РО — густина атмосфери на рівні моря.

Щоб скласти загальне уявлення про перебіг змін /р при випуску, припустимо: 0/ = сотіі у = соті,

тоді = 2.10; УГ см/сек; І см/сек2; Н км.

Відношення ЕЬ = А нам дано в формулі (17). Під- Р° 2

ставивши з попередньої формули вираз для У ^ , і з фор¬мули (17) значення д в формулу (16), матимемо:

1 —Ь~

Ір = р(Н) = к12.іо5А/ 2 5= (після підставлення

= Г 500Р4^=«2'5 (18)

де ^= 500РшГех

Ця функція і буде характеризувати /р за висотою над рівнем моря, якщо вважати, що точка виходу знаходиться на рівні моря. Графічно вона зображена при К2 = Ю на фіг. 2; зростаючи від О при Н = 0, ІР прибирає максимальні значення

при 9 УК>6 і потім убуває, стаючи своїм характером

__ К_

схожою з функцією 2 5 . Проінтегрувавши Р(К), ми мати¬

мемо величину від’ємної роботи атмосфери над ракетою в дін-кілометрах на 1 г маси ракети:

к к

^Р(к) йк=К* [(Й? ~~їЬ2~~5(к+І)]’

О

оо

£р(к) ак = К2 50К2 (105 ерг. г->).

О

Примітка. Кут 0і відповідно до швидкости V, є кут поміж швидкістю V, і площиною обрію; при випуску в напрямі вгору і на схід «і >о (Прим, автора).

Замінивши в Р(К) множник К через К-К„, і беручи КО+К

І Р(К) ЙК . ідо відповідало б перенесенню точки випуску К° ^

на К км вгору від рівня моря, ми матимемо значення в 2-^ разів менше, отже, від’ємна робота атмосфери, а разом з нею ЛСН пропорційні до густини атмосфери в точці випуску. Цей закон дійсний для всіх траєкторій, що тотожні формою та швидкостями і відмінні лише висотою точки випуску ра-

3 цієї (і тільки з цієї )точки зору має значення висота точки випуску. Для Величини ж ІГу висота ця у можливих для нас межах її зміни має порівняно зовсім мале значення; так, на- 

приклад, перенесення точки випуску на 10 км угору зменшує ЇЇ'У всього лише приблизно на 35 м/сек.

Щоб знайти величину Лсн, ми повинні проінтеґрува- ти ]рза часом. Підставившив формулу (16) їїзамість V,, виразивши д через К, а К своєю чергою через І і 70, як

1 ■ 7 ■

И = 10 . 5іпе , матимемо:

Ір = Р(() = 2,5.10 3 2 — 1 ^ /І*хги ®і =

= Ка 122_10 в1> 0^)

де к3=2,5- 10

Приймімо тимчасово довільні дані, зручні для обчислен¬ня: 7 = 5000 см/сек і в1=90°. Тоді

ір = 62 500 ± І22~ О,ОО5І2= КІІ22~~°’005(2, (2°)

де К4 = 62500 ^ . Функція ]Р = Р(І) при КІ = У3 графічно зо¬бражена на фіг. 3.

Значення Р(І)АІ за формулою (20) (або, інакше,

Лснпри /=5000 см/сек2 і при япві =і) ) дорівнює

коло 2000 К4. Нетяжко бачити, що Лснмає бути пропорційне

І2І 5ЇП 20х . Отже, ДЛЯ всяких значень ]і в

ми матимемо:

З

лсн =2000К, V /:5000 . зіп 20а = 1.75х (21)

ХІОв “■ / 2 5ІІ1 2 0!=^ 5ІП 2 0](

1

де 2 = 1,75.10° 2 = Лсн при 0!=9О°.

Найвигіднішим кутом 0, є такий кут, при якому

Л§р с =Л§р +Лс = тіп,

Примітка. ЛА — перевитрату ракетної швидкости, іцо залежить від зворотної дії підтримувальних повсрхень, похилених під кутом А до траєкторії, ми сюди не включаємо, бо вона від кута 0г майже не залежить.

Ми візьмемо для спрощення 0 = 0і, тобто знехтуємо обертання Землі довкола її осі. Тоді кут 0, має відповідати рівнянню:

(23)

Тому, що в дійсності ми не зобов’язані давати 0г = СОПЗІ на протязі всього //, але, з другого боку, не можемо й змінювати його різко, особливо при великих швидкостях; то¬му, що це вимагало б великого кута Р і великого Лр, ЙІП 0! ОРІІТ за формою (23) має бути лише середньою величиною для ділянки //, що знаходиться в межах атмосфери значної густини. На початку цієї ділянки вигідніше взяти 0і > 0і ОРІІТ, а потім, поступово зменшуючи, перейти на 0, 0г ОРІІТ, оскільки цього зменшення можна осягнути спільною дією сили ваги і невеликим відхиленням осі ракети від тра¬єкторії (щоб не було великого Л, треба, щоб р *£ 5—10°). Щоб легше проникати крізь атмосферу і мати якнайменше Лс, ракета має бути подовгастої і загостреної форми, в напрямі повздовжньої осі, якої тільки й може бути встановлене сопло. Отже, на тій ділянці ТУ, на якій Лс може досягти значних величин, а саме — починаючи з точки, в якій швидкість ракети V, досягне значення кількох сот м/сек, і закінчуючи висотою коло 60 км, поздовжня вісь ракети, а разом з нею і вісь сопла

та напрям реакції, щоб уникнути занадто великого опору ат¬мосфери, мають збігатися з напрямом траєкторії. Тим то нормальний до траєкторії складник реактивної сили, що до¬рівнює І„М8Іпр і кут (3 мають бути близькі до нуля; при цій умові, якщо тільки на ракету не впливатиме будь-яка інша нормальна сила, траєкторія буде викривлятися під впливом нормального складника сил ваги, що дорівнює М$ соз 0,

при чому радіюс кривини дорівнюватиме Р=—■ При

90°, це викривлення траєкторії могло б призвести ракету до швидкостях ¥ = 2000 м/сек і при 0 , не занадто близькому до зворотного падіння на Землю раніше, ніж вона встигла б вибратися у верстви атмосфери зовсім малої густини, де мож¬на давати кутові /З довільне значення, не створюючи вели¬кого опору атмосфери. Силою, що протидіє нормальному складникові сили ваги, може бути тиснення повітря на під- тримувальні поверхні, якими ми повинні забезпечити ракету. Це мають бути поверхні із сталі, вкритої тепловою ізоляцією (алюміній, мабуть, не придасться як занадто легкотопний), витягнені вздовж тіла ракети і з такою площею, щоб наван¬таження їх дорівнювалось приблизно 200 кг/м2.

При швидкостях, починаючи від £/ = 100 м/сек, досить

буде невеликого кута атаки ($ІПА< ^ , щоб розвивана

підтримувальними поверхнями підіймальна сила зрівноважила нормальний складник сили ваги і тим не давала траєкторії ракети викривлятися вниз більше, як ми цього побажаємо. Зворотна дія поверхень буде при цьому також відносно невеликою, а саме -М%СО$ Р А ■ Вона буде зменшувати по¬ступне прискорення ракети на величину

„ ісов 0 .„,.

£со8 0і§а=-— (24)

]сЩи

при чому в міру збільшення швидкости кут А можна буде зменшувати (до входу ракети в розріджені верстви). Рахую¬чи А = СОПИ і §іп 0«1(ЛА може мати істотне значення тільки при малих нахилах траєкторії, тобто при тривалому

польоті в атмосфері), ми матимемо приблизно

Ла = -¥=г ІЦГ* (24а)

зі С08 0

при умові, що (позірна) вага ракети паралізувалась увесь час тільки діянням підтримувальних поверхень. Підтримуплльні поверхні побажані для початкового розвинення шнидкости, якщо ми маємо 2<)о< 3 , необхідними, при ]<><2 , бо при ІО = 2 навіть для чисто тангенціяльного польоту Лчста¬новить коло 600 м/сек, а при /о= 1Лчперетвориласі. би у нескінченність, якби ми вазі ракети протиставили тільки ре-активну силу. А проте, дуже можливо, що виявиться кон¬структивно тяжким дати початкове значення 2 ; отже,

в такому випадку тривале застосування крил конечне. Спри¬ятливою обставиною для нас у даному разі є те, що відно¬

Ш Мйі

повідно зростаюче /о . Так, наприклад, в момент, коли ракета розвине швидкість Г = 5000 м/сек (V, ^ 4500 м/сек),

£

прискорення позірної ваги її спаде у — рази, а маса приблиз-

5 .......

но в — рази і, таким чином, при незмінній силі реакції Р

зростає відносно Ф в 4 рази. Це дуже скорочує реченець

потреби користуватись крилами, бо вони тим потрібніші, чим ближче ^ до одиниці, а при -^->2 без них можна вже

вільно й обійтися, паралізуючи вагу ракети вертикальною складовою силою реакції.

*** Примітка. У цій формулі, як і в формулах (13) і (14), множник З в знаменнику зумовлений ось чим: 1) перевитрата відбувається на протязі розвинення ракетою лише перших 8000 м/сек її швидкости, бо після розвинення цієї швидкости ракета стає вільним тілрм, і 2) в міру розвинення швидкости 0 до 8000 м/сек всі опори спадають до нуля, бо вони безпосередньо зв’язані з позірною вагою ракети, а остання перетворюється на 0 при У = 7909 м/сек на рівні моря при поземому напрямі V. 

Теоретичне дослідження проблеми застосування крил для швидкостей V,< 1000 м/сек утруднене до відповідних експериментів і досліджень як законів опору та нагрівання рухомих тіл при великих швидкостях, так і складу атмосфери на висотах у декілька десятків кілометрів. Якби ми взяли дані сучасної авіяції, то мали б дуже сприятливі перспективи застосування крил. Але, імовірно, при швидкостях, які пере-ступають у декілька разів швидкість звуку, функція опору від кута атаки наближається до ньютонової формули Р . і . .„

—= Кип а,отже підіймальна сила підтримувальних поверхень

буде в декілька разів менша, як за вживаними в авіяції фор¬мулами, при чому сильно спадає і їхня авіяційна якість. Вна¬слідок зменшення коефіцієнту підіймальної сили при великих швидкостях ракети з допомогою крил їй не вдалося перше, як набрати швидкість близько 7000 м/сек (коли вже починає сильно спадати позірна вага), вибратися з розмірно густих верств атмосфери. Отже, треба окремо розглянути питання про додатковий опір в’язкосте атмосфери СЬ і нагрівання як лобових частин ракети внаслідок адіябатичного стиснення .повітря перед ними, так і похилих поверхень внаслідок робо¬ти сили в’язкосте. Тим то, залишаючи покищо відкритим питання про можливі межі застосування польоту на крилах, будемо вважати, що ракета матиме в момент, коли досягне

швидкість у =4500 м/сек, відношешння >2 .

В самому початку, коли ракета розвиває швидкість до 100 м/сек, ми повинні дати (і > О , якщо матимемо /> 2 , а в противному разі початковий розгін ракети перевести будь- яким механічним способом. В першому випадку вісь ракети далеко не збіглася б дотичною до траєкторії, але при малих швидкостях деяке відхилення ще не спричинить занадто ве¬ликого сповільнення опору атмосфери.

Найвигіднішою швидкістю ракети в даній точці її тра¬єкторії, тобто при даних 0 і Н , є така швидкість, коли осяга¬ється мінімум ЛН для найближчого до цієї точки елементу траєкторії. Отже, ми маємо рівняння

Л.5=Л£ + Лс + Ла = тіп, (25)

при чому в функціях Л£, ЛС< ЛА нам треба прийняти за змінну швидкість V,, рахуючи 0 = сол$«. 

Примітка. Такі обчислення, як і само поняття про най- вигіднішу швидкість, можна застосовувати лише остільки, оскільки ми маємо 0>А , тобто оскільки зворотна дія сили ваги в даній точці траєкторії (проекція ваги на траєкторію) більша від зворотної дії підтримувальних поверхонь (див. примітку до стор. 55), бо при куті 0 , малому в порівнянні з кутом атаки а, висота знаходження ракети в даний мо¬мент безпосередньо залежить від її швидкости в даний таки момент і навпаки, а кут піднесення 0 визначається ходом зростання швидкости і, таким чином, питання про вибір нлй- вигіднішої швидкости при даних висоті і куті піднесення від¬падає.

(бо ав формулі (10) дорівнюватиме а = .чіп0 ).

Питання про найвигіднішу швидкість має практичне значення лише для дільниці поблизу земної поверхні в середовищі густої атмосфери, а тому ми з малою похибкою приймаємо ~ =1.

Згідно з формулою (16), ^г'с = г/р = -р- К\д ; підставивши сюди значення V2 = V2+ І/2 + 21/Р со$0 , матимемо:

у2

Л іс = іУКіД + і — К,Д + 2ШК,Д соч0 (27)

Згідно з формулою (24) маємо:

Ліа =-^8 созО 1% а (28)

Третій член формули (27), так само, як і другий член формули (26), не має в собі V, отже, вони є в даному випадку постійними. Підставивши в формулу (25) значення Лі^, Ліс і Ліа з виключенням постійних членів, одержуємо:

— £ вігі 0 + — 1}гК,Д + -р £ сов 0 о+ іУК,Д =тіпіт.

Розв’язуючи це рівняння і підставляючи значення д за фор¬мулою (17) і значення К, з формули (16), маємо:

V оргіт =^/ 25 -400- (віп 0 + сов 0Щ а) Т II2. 

V ОРІІТ — це таке значення швидкости, яке не повинне бути перевищене під час польоту, в кожному разі не повинне бути перевищене на значну величину. Якби виявилось, що при ви¬браних нами / і 0 на певній дільниці і швидкість ракети бу¬ла б значно більшою, як найвигідніше ЇЇ значення при даних Н і 0, то слід було б на початку цієї дільниці дещо зменшити / , поки ракета не досягне більших висот, на яких стає більшою і V оргіт [формула (29)]. Підставивши значення 2 з формули (21) в формулу (23) і нехтуючи різницею між ]0 і / (ми можемо робити без особливо великої похибки, бо політ взагалі можливий практично лише тоді, коли між ]О і ] різниця не дуже велика, тобто коли не дуже великий Лх), матимемо: ✓с ч1 1

ХШ 0 орііт = 0,14 ( "р у 5 (5 (ЗО)

Підставивши цей вираз для хш в в формулу (21), маємо: ЛСН = 1,75 — 106 ^ і 2~ [о,14 51^| 2 =

= 34.106 5. (31)

Підставивши значення хш 0 з формули (ЗО) в формулу (14) і знов нехтуючи різницею між ]о і ] , матимемо:

Л£Є=^ 0,14 (-£-)Т /Т'981 = 5-Ю7іфу . (32) 

Ь = Ла= і1!00004А. ; З/

Л= м/сек; / = см/сек2; І&А — 0,1.

Склавши рівняння (31) і (32), одержимо Л%рсу функції від прискорення і при умові, що раке та йде по тра¬єкторії з кутом піднесення 0 = агс ($іпО ОРІ) = сотіІ при 1 = соті 2

Л£ ЦС = 84:106 "б (33)

На фіг. 4 подається графік цієї функції [формула (33)] при ^ (с = 0,04, р = 2500; ці значення є приблизно

ймовірними даними. В цьому ж графіку дано і функцію ЛА = РИ)=З*^0 [формула (24а)],

при чому в останній ми нехтуємо дільником СОЗ0 (який при тривалому користуванні крилами обов’язково буде дуже близький до одиниці) і, як і в попередніх формулах, вважаємо

І = І°-

Величини Л%цсза формулою (33) і Лаза формулою (24а) сумувати одну з одною не можна, бо припущення, що лежать в основі виведення цих формул, взаємно виключа-ються. Якщо маємо тривале, користування крилами ЛА , конечне внаслідок малого /о (див. стор. 54), то не може бути 0 = соті; якщо ж є велике і відповідно не дуже малий 0 = соті,то користування крилами нетривале і не може бути а = соті. В першому випадку нам слід орієнтуватися більше за формулою (24а), а в другому — за формулою (33); границею є прискорення /^1.

В цьому розділі ми допустили цілий ряд спрощень (при цьому все в сторону збільшення опорів; зокрема, при¬рівнявши 0 до більшого, ніж він, кута 0Ь ми збільшили розрахункову втрату швидкости Л%Р , а взявши максимальне значення коефіцієнта К в формулі (15), ми збільшили розра¬хункову втрату швидкости Лсн), а в формулу (33) (див. фіг. 4) ввели, хоч і більш-менш імовірні, але все ж довільні дані (с = 0,04; Р = 2500) і в формулі (24) ( а = 0,1 ) також. Беручи під увагу це, а також і те, що при відльоті з кутом 0і<ЗО (судячи з усього 0, більше як 30° не буде ні в якому разі), економія іу>/л від утилізації швидкости обер¬

тання Землі довкола її осі становитиме коло 450 м/сек. Обе¬режним висновком з обчислень цього розділу можна вважати таке: необхідна з урахуванням всіх опорів ракета швидкість ЩЛ не перевищить 1200 м/сек, а, ймовірно, буде трохи меншою.

Щодо нагрівання поверхень ракети, то, очевидно, пи¬тання про це при відправленні не стоятиме гостро, що ми висновуємо з таких міркувань.

Приймемо:

к.і

31

Ті

Розглядаючи нагрівання як вислід адіябатичного сти¬снення, матимемо для швидкостей V > 700 м/сек, при яких РV »Ро

Примітка. У киснево-азотній атмосфері; для інших газів долішня границя застосування такої формули пропорційна до їх молекулярної швидкости.

і- 2(к-1) к-1

71=0,097^ Р кГПк =0,097’" 71 VА 582ТИ 291. (37)

За цією формулою при т = 29,3 складено графік (фіг. 5). Формула дає темп, повітря перед поверхнею, нормальною до траєкторії; така температура буде тільки перед лобовими частинами ракети — носом і передньою окрайкою крил, а біля поверхень похилих до тиснення і відповідно температура буде нижча. Якщо ми лобові частини убезпечимо вогнетривким ма- теріялом, то всі інші зовнішні поверхні ракети, якщо вони будуть виготовлені зі сталі, мають витримувати швидкості до 4500 м/сек навіть і без надання їм особливої вогнетрив-

кости. Обчислення температури швидкорухомих тіл даємо ми далі в розд. IX. Тут застосуємо другий спосіб обчислення — за формулою (37), але з урахуванням тієї сприятливої об¬ставини, що ми в даному випадку беремо поверхні не нор¬мальні траєкторії, а з невеликим кутом атаки, внаслідок чого стиснення повітря перед ними, а значить і їх температура, будуть значно нижчі. Коли ракета набере швикости 4500 м/сек, вона буде знаходитися уже в розріджених верствах атмосфери, і, крім того (див. стор. 54), відпадає вже потреба в крилах.

Не менше сприятливі дані матимемо, якщо станемо ви¬ходити з того факту, що начинені гримучою ртуттю розривні кулі самовільно в повітрі не розриваються, маючи початкову швидкість до 700 м/сек і будучи такими малими, що за час польоту вони цілком устигли б прогрітися. Температура ви¬бухання гримучої ртуті 185° Ц, отже можна припускати, що кулі в кожному разі не нагріваються більше, як на 150° понад температуру повітря. Припустімо, що абсолютна температура поверхень рухомого тіла пропорційна до певного степеня (х) середньої (квадратичної) швидкости молекуль газового се¬редовища відносно цього тіла. Тоді, знаючи, що пересічна швидкість молекуль повітря при 0° Ц = 460 м/сек, визнача¬ємо пересічну швидкість тих самих молекуль відносно кулі, що летить із швидкістю 700 м/сек:

Складаємо рівняння: V = ^4602 + 7002 — 8 3 7 МСЕК.

Підставляючи Г = 300° і Т,> 450°, маємо х >Т. Таким чином одержуємо формулу:

Примітка, и — середня швидкість молекуль, ах — швидкість ру¬хомого тіла.

За цією формулою при V = 4500 м/сек ми матимемо для Т = 220° =-53° Ц, 7/ <800° Ц. 

РОЗДІЛ IX

ГАШЕННЯ ШВИДКОСТИ ПОВОРОТУ

ОПОРОМ АТМОСФЕРИ

Повертаючись на Землю, нам доведеться зменшити швидкість ракети до нуля — опір атмосфери, отже, ввесь час діятиме на нашу користь, і наше завдання лише якнай-краще його використати і не дати ракеті згоріти від руху в атмосфері при швидкостях у кілька км/сек. Опором атмосфе¬ри можна скористати подвійно: 1) можна погашати опором атмосфери всю швидкість повороту

IV Ь = 11 185 М/СЕК

або ж 2) тільки “колову швидкість”, тобто останні

7909 М/СЕК + а = —— 1- я,

>/2

де А за відсутністю вірогідних відомостей про горішні вер¬стви атмосфери тепер точно не означена величина в кілька десятків м/сек; останнє технічно дещо простіше; спершу ми й розглянемо погашення останніх 7909 м/сек + А . За вихідне візьмемо таке положення: ракета рухається параболічною або витягненою еліптичною орбітою, вершок якої лежить на віддалі 400-600 км від земної поверхні залежно від того, як точно ми зуміємо скерувати політ ракети: ми мусимо бути цілком гарантовані не лише від падіння ракети на земну по¬верхню, але й від заривання її у відчутні верстви атмосфери. Дальше перетворення траєкторії переводиться стосовно до танґенціяльного типу її — лише в зворотному порядку, як то показано на фіг. 1. Щоразу на дільниці найбільшого набли¬ження ракета сповільнює свій рух, зменшуючи тим ексцентри¬ситет орбіти і залишаючи приблизно на місці її точку най¬більшого наближення. Коли ексцентриситет зменшиться до такої міри, що вже буде випадати з-під уваги пілота, ракета й далі надаватиме собі невеликих сповільнень на довільних дільницях своєї майже колової орбіти. Кожне сповільнення має бути таким малим, щоб екцентриситет був ледве помітний; після кожного сповільнення орбіта знов перевіряється (час обертання довкола Землі 1 /2 години) і, в разі виявлення скільки-будь помітного ексцентриситету, цей останній ви¬правляється невеликим сповільненням на дільниці найбільшого наближення. Таким чином орбіта ракети увесь час звужува-тиметься, при чому ввесь час підтримується її колова форма в межах можливої точности спостережень. Це звуження три¬ває доти, поки орбіта не опиниться у верствах атмосфери такої густини, що |Рдосягне величини хоча б 0,1 см/сек2. Від цього моменту функціонування ракети, як такої, припиня¬ється і всі предмети пропорційного пасиву відкидаються. Конструкція ракети на цей час повинна мати гаку схему

Фіг. 6. Схема приладу гасити швидкість повороту

опором атмосфери

(фіг. 6): 1) камера пілота; 2) підтримувальна поверхня еліп¬тичної форми, про конструкцію якої мова буде далі; велика вісь еліпсу має бути перпендикулярною до траєкторії, а мала — похиленою під кутом А (коло 40°), що дає найбільшу пі¬діймальну силу; 3) довге хвостовище, що відходить від ка¬мери пілота назад під кутом А до малої півосі еліпсу під- тримувальної поверхні; на кінці — хвіст у вигляді двох пласких поверхень, що становлять двогранний кут коло 60°, ребро якого паралельне до великої осі еліпсу, підтримуваль- ної поверхні, а бісектор паралельний до траєкторії; 4) поверх¬

ня, що автоматично підтримує бічну стійкість у вигляді кута, подібного до хвоста, але з меншим розхилом (коло 45°), розміщеного над камерою пілота і з ребром, перпендикуляр¬ним до траєкторії і ребра хвоста. Ця поверхня автоматично підтримує бічну рівновагу ракети, обертаючись направо й наліво довкола свого ребра, і керується гіроскопом, що знахо¬диться в камері пілота. Вісь гіроскопа заздалегідь встановлю¬ється паралельно до осі обертання Землі. Осягнути бічну рів¬новагу ракети при дуже великих швидкостях у розріджених верствах атмосфери чисто аеродинамічним шляхом, мабуть, не вдасться, а тому потрібний якийсь автоматично керований пристрій на зразок вказаного вище.

Всі зазначені зовнішні частини треба взяти на ракету при відльоті у розібраному вигляді і потім скласти до того моменту, як орбіта пройде хоча б своєю найближчою до Землі частиною крізь атмосферу відчутної густини. Подібний до ширяка (плянера) описаної конструкції прилад (від плянера він відрізняється найбільше дуже великим кутом атаки, бу-довою хвоста і пристроєм для бічної стабілізації) матиме властивість завжди триматися у верствах атмосфери такої густини, що при даній його швидкості вертикальний складник тиснення повітря на підтримувальну поверхню дорівнюватиме позірній вазі приладу, тобто зайвині його ваги над розвива¬ною ним відосередньою силою, що становить:

(38)

Примітка. Ми припускаємо поземий рух по дузі великого кола.

У міру того, як швидкість ракети зменшуватиметься внаслідок сповільнювальної дії атмосфери, вона буде спуска¬тися в густіші верстви атмосфери і цим буде підтримуватися рівність поміж позірною вагою ракети і підіймальною силою, що її розвиває підтримувальна поверхня. Якщо ми припусти¬мо, що поворот ракети відбувається в екваторіяльній площи¬ні в напрямі на схід (У, = У -V), що навантага підтримуваль- ної поверхні дорівнює кг/м2, то згідно з формулами (15) і (38) будемо мати:

де СА —функція кута нахилу підтримувальної поверхні. Ліва частина цього рівняння являє собою позірну вагу ракети, що припадає на 1 м2 підтримувальної поверхні, а права — верти- 

кальний складник опору атмосфери, тобто підіймальну силу так само 1 м3. За цим рівнянням при Р= 200 кг/м“, Са = 0,7(а=40°) і £ = 0,1 (беремо менше з експериментально знайдених зна¬чень К як менш вигідне з огляду на відсутність даних про такі великі швидкості) і укладено графік (фіг. 7), що являє зображення финкції Н = Р(У,) за формулою (39) і (17). Циф¬рі,

ри на кривіи означають відношення Д = — , що відповідає

значенням V„ нанесеним на поземій осі.

відповідають значенням Vи нанесеним на поземій осі; Н об¬числено за значеннями А згідно з формулою (17).

Частину кривої для У2< 1000 м/сек не нанесено, бо з причин, про які мова буде далі, вона не має для нас особливого зна¬чення. Погашення швидкосте повороту опором атмосфери можливе остільки, оскільки ракета не згорить у повітрі подіб¬но до метеора при тих V і Н, які матимуть місце під час спуску згідно з формулою (39). Розвинемо цю умову: оскільки кіль¬кість теплоти, віддаваної (головно через випромінювання) підтримувальною поверхнею ракети при вищій з температур, яку вона здібна перенести, не буде меншою від тієї кількосте тепла, що його вона одержуватиме від розжарених перед нею внаслідок адіябатичного стиснення об’ємів повітря при різ¬них комбінаціях V і Н, що відповідають формулі (39). Ми не

можемо скласти собі точного уявлення про вказані явища за відсутністю точних знань про явища в пружному середовищі поблизу тіла, яке рухається, і про випромінювальну здібність газів при температурах у кілька тисяч ступенів. Тому, що інтенсивність випромінювання зростає пропорційно до 4-го ступеня абсолютної температури, поверхні ракети, що під¬падають діянню атмосфери, а саме — передусім підтриму- вальна її поверхня, повинні мати максимальну вогнетривкість, яку слід осягнути хоча б із збільшенням ваги їх квадратного метра і, значить, із зменшенням площі підтримувальної по¬верхні і збільшенням навантаги її квадратного метра Р. Най¬більш раціональною конструкцією підтримувальної хвостової і стабілізаційної поверхень є така: металева снасть, щільно вкрита дахівкою з якоїнебудь речовини максимальної вогне- тривкости, як, наприклад, графіт, реторний вугіль, вапняк, порцеляна. Дахівка має лежати збоку поверхень, звернених уперед, і захищати собою металеву снасть. Частини снасті, що безпосередньо стикаються з дахівкою, мають бути виготовлені з одного із найбільш туготопних металів, а основа її може бути з рурчастої сталі, охолоджуваної зсередини водою або водяною парою і захищеної від випромінювання затильної сторони дахівки обличкованням з порцеляни. Небезпеки знач¬ного обгоряння дахівки, що має в собі вуглець, очевидно, не¬має, бо при швидкості ракети в кілька км/сек безпосередньо стикатися з її поверхнею встигатимуть молекулі лише з дуже тонкого прилеглого до неї шару повітря. Все таки кількість повітря, яка лежатиме в описуваному контуром ракети об’ємі під час сповільнення від V, = 7000 м/сек і до до = 2000 м/сек (небезпечний проміжок), лише в кілька разів переви-щуватиме масу ракети. До того ж дуже ймовірно, що на висотах 100 >К> 50 км атмосфера дуже бідна на кисень, молекулярна вага якого більша за молекулярну вагу азоту; не¬безпечні ж швидкості матимуть місце на висотах 100>А>50.

Примітка. Небезпечний період спуску триватиме менше як 20 хвалин.

З огляду на те, що небезпечні швидкості у кілька разів перевищують швидкість звуку в повітрі, інтенсивному діянню атмосфери будуть піддані лише поверхні ракети, звернені вперед, а коло поверхень, звернених назад, буде майже абсо¬лютна порожнеча в порівнянні з густиною довколишньої ат¬мосфери. Зокрема, в цій порожнечі будуть знаходитися мета-лева снасть поверхень і вся камера пілота, якщо її відповідно

розмістити; остання лише має бути захищена від перегріву випромінюванням затильної сторони дахівки.

Приблизно порівняння можливих кількостей віддаваної і одержуваної підтримувальною поверхнею теплоти промов-ляє за те, що цілком можливий щасливий спуск ракети на Землю з погашенням швидкости повороту, починаючи з

:потужність роооти, виконуваної ра¬

кетою над атмосферою [незалежно від неточних формул (17) і (15)], досягає максимуму () коло 3 Р. 1011 ерґ/сек на 1 м2 підтримувальної поверхні при V, коло 4500 м/сек. З цієї по¬тужносте в сторону підтримувальної поверхні буде випромі-нюватися менше як половина (^ ,< 1,5 р. 1011 ерґ/сек, тоді як друга, більша частина буде випромінюватися стисненими об’ємами повітря в другу сторону — в простір, якщо при¬пустити, що за час, коли повітря пройде повз поверхні раїсети (в найбільш небезпечний період польоту цей час буде не більший як 0,002 сек.), воно випромінює частину свого тепла, що дорівнює д(), де @ — загальна кількість набутого ним під час стискання тепла, то на підтримувальну поверхню припаде не більше як

<7^ < 1,5рдг10” ерґ/сек (40)

потужносте випромінювання.

За формою Стефан-Больцмана, інтенсивність випро¬мінювання абсолютно чорного тіла дорівнює 0,57 Т* ерґ/сек на 1 м2 поверхні. Ми беремо тут абсолютно чорне тіло, бо в попередньому випадку припускали повне поглинення променів підтримувальною поверхнею; впливаючи однаково на по¬глинення і випромінювання, коефіцієнт поглинення для нас тепер ролі не відіграє. Якщо припустимо р = 200 кг/м2, що є приблизним, досить імовірним даним, і Г = 3000° =2730° Ц (значення, близьке до можливого граничного максимуму), то виявиться, що потужність випромінювання 1 м2 підтримуваль¬ної поверхні в обидві сторони могла б досягти значення 9,2-1013 егр/сек, тоді як потужність вбираної енергії буде не більша як 3■ 1013<7 ерґ/сек [формула (40)]. Судячи з того, що гази в циліндрах рушіїв внутрішнього згоряння за час порядку 0,1 сек. встигають віддавати стінкам тільки половину своєї теплоти, ми можемо бути певні, що величина ^ має значення, виражене не більше як сотими частинами одиниці. Таким чи¬ном ми одержуємо дуже великий запас, щоб зменшити Т = 3000 і збільшити навантаження поверхні р = 200. 

Ось друге обчислення температури підтримувальної поверхні: за формулою (37) для швидкосте 4,5 км/сек (бе¬ремо цю швидкість, як таку, що дає максимум роботи опору) температура адіябатично стисненого при початковій темпе¬ратурі 0° Ц повітря 7/ = 1800°. Тому, що підтримувальна по¬верхня цілком вбиратиме тепловипромінювання з одного бо¬ку, а сама випромінюватиме — обома своїми сторонами, і то¬му, що кількість випроміненого тепла має дорівнювати кіль¬кості увібраного, ми маємо рівняння

де в і Ь — коефіцієнти, пропорційні до коефіцієнтів погли¬нення розжарених газів та підтримувальної поверхні, і Т2 — шукана температура цієї поверхні. Припустивши А = Ь і під¬ставивши 7\ = 1800°, знаходимо 7^= 1500° =1227° Ц. В дій¬сності коефіцієнт поглинення у твердого тіла буде більший, ніж у газуватого, а тому Т, буде ще меншим. З попередніх обчислень виходить, що обличковання підтримувальної по¬верхні може бути виготовлене з порцелянової або корундової дахівки.

Після того, як швидкість ракети спадає до ТА =2000 м/сек, всяка небезпека перегріву відпадає [див. формулу (33) і фіг. 4]. Дальша втрата швидкосте відбувається так само аж до того моменту, коли ракета опиниться на висоті 1-2 км над рівнем земної поверхні. А що заздалегідь точно обчислити місце спуску не вдасться, і при перших польотах не можна буде сказати наперед, чи спуститься ракета на море, чи на суходіл, то безпосереднє приземлення при швид¬кості V, кількох десятків м/сек зв’язане було б з небезпекою для життя пілота; тому ракета повинна мати для завершення спуску парашут. Якщо можна мати з собою парашут досить великої площі, на ньому спускається вся ракета, а якщо па¬рашут не занадто великий, то ним користується лише пілот, а ракета приземлюється сама. Коли місце спуску приходиться на море, то ракету можна садити на воду безпосередньо з льоту. В такому разі, щоб зменшити стрімкість спуску, а зна¬чить і поштовх під час приводнення, заздалегідь на висотах 10-20 км треба зменшити кут атаки підтримувальної поверхні, повертаючи хвостовище на певний кут донизу. Швидкість приводнення (позема) цим буде збільшена, але поштовх змен¬шений. У випадку маневрування в повітрі, яке є конечним при спуску на море, хвостовище або самий хвіст треба конструю¬вати так, щоб ними можна було керувати з камери пілота. З огляду на можливість спуску на море ракета має бути за¬

безпечена всім для успішного плавання: на ній має бути віт¬рило, що надавало б їй стійкосте на воді, якщо потрібно, невеликий запас палива у вигляді скрапленого болотяного газу і легкий малопотужний мотор. З цими засобами, кори¬стуючись пасатами, ракета може дістатися до найближчої землі за не дуже довгий час, якщо раніше її не підбере який- небудь корабель. Щоб облегшити плавання, підтримувальну поверхню та ін. треба відкидати або ж розбирати й складати в камеру.

Щоб погасити опором атмосфери всю швидкість пово¬роту, вихідне положення має бути таким самим, як і в пер¬шому випадку (див. стор. 61). Будова ракети — також, згід¬но з попереднім, з додатком того, що її пітримувальна по¬верхня має змінити кут атаки від +40° до -40° і забезпечена автоматичним механізмом, що ставить її під додатнім кутом атаки, коли ракета занурюється в глибші верстви атмосфери, під нульовим, коли ракета летить паралельно з Землею, і від від’ємним — коли, віддаляючись від Землі, опиняється в рід¬ших верствах атмосфери. Цей механізм може керуватися тяглом від спеціяльної невеликої поверхні, виставленої назов¬ні перпендикулярно до руху ракети. Коли зустрічне тиснення атмосфери на цю поверхню зростає, механізм повинен діяти в одну Сторону — давати підтримувальній поверхні додатній кут атаки; коли ж це тиснення спадає, він повинен діяти в зворотну сторону. Щоб не піддавати діянню атмосфери за¬тильну сторону підтримувальної поверхні, можна замість да¬вати їй від’ємний кут атаки, змушувати перевертатися всю ракету довкола її повздовжньої осі.

Обережно, невеликими сповільненнями в точці най¬більшого віддалення вихідного еліпсу, орбіта ракети звужу¬ється, при чому точка найбільшого зближення вступає нареш¬ті в межі атмосфери відчутної густини. Цей вступ має від¬бутися на такій віддалі від земної поверхні, щоб ракета була цілковито гарантована з урахуванням можливих неточностей в керуванні нею і у визначенні даних її орбіти від перегріву при швидкості її до 11 км/сек. Від цієї вимоги залежить і ви¬бір осей вихідного еліпсу (чим більша вісь менша, тим точ-ніше може бути обчислена і тонша пересувана до Землі точка найближчого зближення — зокрема тому, що тим менше буде виявлятися збурююче діяння Місяця, зате тим більшу части¬ну Ш доведеться заздалегідь погасити чисто ракетним способом). Від моменту вступлення дільниці найбільшого зближення в розріджені верстви атмосфери ракета починає

проходити траєкторію, цілком аналогічну з траєкторією по¬передньої (зовнішньої у відношенні до атмосфери) фази по¬

ходу на колову орбіту (див. стор. 67), з тією різницею, що сповільнювачем на дільниці найбільшого зближення буде не ракетне діяння, а опір розріджених верств атмосфери, що їх ракета перетинатиме повторно кілька разів при чимраз мен¬шій великій осі її орбіти. Автоматично-змінний кут атаки під- тримувальної поверхні відіграватиме тут таку ролю: при за¬глибленні в атмосферу, коли тиснення на контрольну поверх¬ню зростатиме, кут атаки додатній, і підтримувальна поверх¬ня своїм діянням перешкоджає ракеті зближатися до Землі — стримує її в більш розріджених верствах атмосфери, ніж ті, у які б ракета в противному разі проникла. Коли ракета по¬чинає виходити з атмосфери і тиснення на контрольну по¬верхню спадає, кут атаки від’ємний і підтримувальна поверхня перешкоджає ракеті віддалятися від Землі — цим досяга¬ється вихід із атмосферних верств під меншим кутом і вступ у них і не таке глибоке заривання в атмосферу під час на¬ступного проходження дільниці найбільшого зближення. Таким чином змінним кутом атаки підтримувальної поверхні дося¬гається віддалення від Землі в найбільш розріджені верстви атмосфери дільниці найбільшого зближення, починаючи від першого вступу орбіти в межі атмосфери відчутної густини і до переходу ракети внаслідок сповільнювального діяння атмосфери на колову (власне спіральну) орбіту, що вже ціл¬ком лежить у межах атмосфери, після чого дальший спуск відбувається цілком тотожньо зі спуском при погашенні швндкости повороту опором атмосфери за першим способом. Таким чином за другим способом ми погашуємо опором ат¬мосфери не 7909 м/сек + А , а 11 185 м/сек — Р, де Р — ракетне сповільнення, витрачуване для переходу з Тс на вихідний еліпс і на введення точки найбільшого зближення вихідного еліпсу в межі атмосфери, Р — величина, яка те¬оретично може бути скільки-будь малою, практично визна¬чається точністю керування ракетою і точністю обчислення даних її орбіти. Приблизно, вважаючи грубину атмосфери за мізерну в порівнянні з радіюсом Землі

де К — радіюс Землі, Т, — віддаль від центра Землі точки найбільшого зближення (перигею) вихідного еліпсу, Т — від-повідна відстань точки найбільшого віддалення (апогею). Перший член являє собою ракетне сповільнення, потрібне для переходу з Тс на вихідний еліпс, другий член — сповіль¬нення, потрібне для введення в межі атмосфери перигею ви-хідного еліпсу. Якщо, припустимо, приблизні дані г, = 2К і г = 20К, то одержимо 0 коло 0,05 У/ 2К§ = 0,05ге/ = коло 550

м/сек. Таким чином ми зможемо погасити опором атмосфери з частину, що дорівнює 10630 м/сек, і № тоді дорівнює 12550 м/сек (див. стор. 61).

РОЗДІЛ X

МІЖПЛЯНЕТНА БАЗА І РАКЕТО-АРТИЛЕРІЙСЬКЕ

ПОСТАЧАННЯ

Швидкості, менші за половину швидкости випливання И застосовуваної хемічної групи, тобто, приблизно, швид-кості до 2500 м/сек, якщо виключити нафто-повітряну групу (див. стор 24), економніші щодо витрачання речовини і ма- теріялів (на предмети /ге,) можна розвивати артилерійським способом, але людина нездібна переносити артилерійські при¬скорення. Тим то бажано було б встановити доставу заряду і всіх предметів пасиву, які можуть переносити без шкоди для себе прискорення в кілька тисяч м/сек (при відповідному упа- кованні — все, крім прецизних приладів), у міжплянетний простір ракетно-артилерійським способом окремо від людини. Ракетно-артилерійським транспортуванням вантажів у між¬плянетний простір ми заощаджували б до 50% речовини за¬ряду. Трудність подібного способу постачання полягає в трудності розшукати в просторі таке відносно мізерне тіло, як випущена з Землі набій-ракета. На той час, коли польоти відбуватимуться більш-менш регулярно, можна запропонува¬ти описаний нижче спосіб їх організації і постачання, що дає значну економію матеріяльних засобів.

Із Землі висилається ракета великої маси з запасом ак¬тиву, щоб розвинути Ж коло 12000 м/сек. Кінцева маса МК цієї ракети внаслідок меншої вимаганоїЖ буде в У/~ГП разів більша від тієї кінцевої маси, яку могла б мати ракета тієї ж маси М0, але обчислена для польоту з поворотом на Землю без погашення швидкосте повороту спротивом атмосфери (див. стор. 21). Ця ракета стає супутником Місяця з такою по змозі більшою орбітою, щоб тільки не піддаватися небез¬пеці бути назад притягненою до себе Землею, після чого вона розгортає велику сигнальну площу з матеріялом, що має як¬найбільше відношення відбивної здатносте видимих променів до ваги його квадратного метра. Розгорнена площа може до¬сягати сотень тисяч квадратних метрів, бо при грубині мате- ріялу 0,1 мм і абсолютній щільності, що дорівнює одиниці, 1 т його дає 10 000 м2; цю площу легко зможуть відрізняти і розшукувати земні обсерваторії. Коло цієї сигнальної площі і має бути створена міжплянетна база для польотів по соняч¬ній системі. Наявність бази, незалежно від ракето-артилерій- ського постачання, дасть ту велику вигоду, що ми не повинні будемо під час кожного польоту транспортувати з Землі у міжплянетний простір і назад матеріяли, інструменти, маши¬ни і людей з камерами для них, а також не повинні будемо й кидати будь-де предмети перших категорій, щоб не витра-чатися на зворотну їх доставу на Землю. Магазин з усім цим буде на базі, а польоти з бази будь-куди і назад вимагати¬муть матеріяльних витрат у \ГЮ~ разів менших, ніж такий самий політ із Землі. Ракети з Землі в міжплянетний простір будуть висилатися лише для постачання бази і зміни через більші чи менші проміжки часу однієї бригади людей другою. Коли ж удасться наладнати ракето-артилерійське постачання, то понад те ми заощаджуємо коло 50% витрат на доставу матеріялів у міжплянетний простір на базу.

Спершу на базі мають бути:

1) люди — мінімум 3 особи з камерою для них і всім конечним для їх існування;

2) потужний телескоп (рефлектор, що може бути лег¬шим при тому самому діяметрі);

3) невелика ракета на 2 особи із запасом палива на Ж = 2000 м/сек і з двома телескопами послідовно меншої сили, але більшого поля зору, як великий телескоп бази.

Щоб запобігти хитанням бази, які можуть перешко¬джати спостереженням у великий астрономічний інструмент, масу її треба поділити на чотири частини, розмістивши їх по вершках тетраедра і злучивши між собою алюмінієвими фер¬мами (великої міцности, а значить і великої маси від цих ферм не потрібно, бо ніякі зовнішні сили на базу не діяти¬муть і сила тяжіння в ній не відчуватиметься). Сконструйо¬вана таким способом база матиме незрівнянно більший момент інерції супроти кожної осі і відповідно більшу стійкість у просторі. Якщо на людях буде тяжко позначатися тривала відсутність позірної ваги, то згодом з описаним тетраедром може бути зв’язана лише камера для спостережень у теле¬скоп; житлове ж приміщення може бути влаштоване окремо і злучене линвою завдовжки на кілька десятків метрів з проти¬вагою. Якщо цій системі надати обертальний рух довкола спільного центру ваги, то з’явиться доосереднє прискорення, яке буде відчуватися так само, як сила притягання на Землі. Щоб надати житловому приміщенню якнайбільший об’єм при тій самій масі, треба по змозі обнизити тиснення повітря все¬редині його. Для цього слід перевести досліди з перебуванням людей у повітрі меншої густини, ніж те, яким ми дихаємо, але з більшим відсотковим вмістом кисню.

Зв’язок Землі з базою здійснюється через світлові сиг¬нали — рефлектора великої сили з малим кутом розсіяння, встановленого на Землі в місці, відомому базі; сигнали цього рефлектора мають бути помітними у великий телескоп бази. Зв’язок бази з Землею може бути здійснюваний з допомогою легкого металевого дзеркала великої площі, скерованого та¬ким чином, щоб соняшне проміння відбивалося в напрямі будь-якої з обсерваторій Землі. Площа цього дзеркала не повинна бути занадто великою, щоб сигнали були помітні у великий телескоп.

Примітка. Раціональна конструкція дзеркала: тонкий дзеркальний металевий аркуш, натягнений на легку металеву дуралюмінієву снасть.

Ракето-артилерійська достава вантажів на базу пере¬водиться таким способом:

У повідомлений або заздалегідь умовлений час з гар¬мати, про яку мова буде далі, робиться з Землі постріл набоєм- ракетою із запасом постачання для бази. Політ набоя-ракети обчислюється так, щоб вона влучила в базу. Тому, що в дій¬сності така точність неможлива, шлях ракети перейде на віддалі тисяч або й сотень кілометрів від бази. Відносна швид¬кість ракети і бази в момент їх найбільшого зближення має бути найменшою, отже, момент найбільшого зближення раке¬ти до бази має збігатися з моментом найбільшого віддалення бази від Землі. Орбіта ракети відносно Місяця має бути гіпер¬болічною з якнайменшим кутом розхилу асимптот. З момен¬ту вислання ракети час від часу автоматично подається світ¬лові сигнали, за які можуть правити вибухи сумішки магнію

1 салітри. Період від сигналу до сигналу має бути такий, щоб за цей час ракета не могла вийти з поля зору великого теле-скопа бази, бо в разі утрати ним ракети знайти її знову було б неможливо інакше, як з допомогою щасливого випадку. Пе-рейшовши набій-ракета автоматично розгортає сигнальну поверхню з легкої білої тканини, аналогічну до такої самої поверхні бази. З моменту пострілу великий телескоп бази, за¬здалегідь скерований в точку, звідки має бути зроблений по¬стріл, не випускає зі свого поля зору ракету, слідкуючи за нею по її сигналах на протязі ]}, а далі — по сигнальній площі. За деякий час перед найбільшим зближенням набоя-ракети до бази, коли першу вже буде виразно видно у більший з двох інструментів, що є на базі ракети, ця остання скеровується назустріч набоя-ракети, зближається до неї і, звівши відносну швидкість до нуля, закріпляє і веде до бази, користуючись, якщо потрібно, наявними на набої-ракеті запасами палива.

Тому, що на набої-ракеті мають бути деякі прилади та механізми, в складному вигляді нездатні переносити при¬скорення в кілька десятків тисяч м/сек2, гармата для вистрілен- ня набоя-ракети повинна мати велику довжину, приблизно на

2 км. При такій довжині необхідна величина прискорення спа¬дає приблизно до 100 £. Спеціяльно обчислені механізми та¬кого прискорення витримати не можуть. За гармату може правити тунель у твердій кам’яній породі; щоб надати ру¬хові набоя-ракети строгої прямолінійности вздовж всього тунелю по квадрантах мають бути прокладені чотири ста¬ранно вивірені спрямовуючі металеві штаби, а обробка про¬міжних просторів може бути й досить грубою. Завдяки ве¬ликій довжині гармати і відповідно меншому тисненню газів у ній, ніж у сучасних артилерійських гарматах, і завдяки великому поперечному перекроєві прорив газів крізь щілину 1-2 мм, між стінками тунелю і гарматою, не буде значним у порівнянні із загальною їх кількістю.

РОЗДІЛ XI

КЕРУВАННЯ РАКЕТОЮ,

ВИМІРЮВАЛЬНІ ТА ОРІЄНТУВАЛЬНІ ПРИЛАДИ

Для керування ракетою та орієнтування команди ма¬ють бути такі прилади:

1. Покажчик позірного всередині ракети тяжіння, по¬будований за принципом пружинової ваги з почепленим тягар¬цем; вказівна стрілка безпосередньо показуватиме величину позірного тяжіння. До покажчика має бути прилаштований обертовий барабан записувати його показання. Площа, об¬межена витвореною кривою, виражатиме

X ц° ~~ ІР) =у/ — л с.

о

З цим покажчиком має бути зв’язане автоматичне керування витратою палива, щоб протягом // прискорення І0 трималося вимаганого значення, що дорівнює / ТАХ. Таких покажчиків має бути два: один на великі прискорення до І ТАХ включно, другий — на малі від 0,01 до 10 см/сек2. Перший покажчик слу¬житиме на // під час випуску і під час польоту, другий — коли орбіта ракети вступить в атмосферу під час повороту. Вимі¬рювання тим самим приладом прискорень у 1000 см/сек2 і сповільнень 0,01 см/сек2 було б недоцільним.

2. Покажчик опору атмосфери у вигляді виставленої з ракети назовні платівки, злученої тяглами з внутрішньою частиною ракети. Внаслідок тертя в шарнірах такий прилад для визначення опору атмосфери на початку вступу в неї ракети замість покажчика першого застосований бути не мо¬же, бо в нім не може мати достатньої чутливости.

3. Покажчик маси ракети, що дає свої показання за¬лежно від показань приладів, які обчислюють витрату палива. Злучивши покажчики другий і третій, ми матимемо покажчик сповільнення силою опору атмосфери. Злучивши цей останній покажчик з першим, ми матимемо покажчик власного при¬скорення ракети /0; і інтеграл запису останнього дасть ве¬личину витраченої IV.

Щоб автоматично запобігти обертанню ракети довкола її повздовжньої осі, яке може поставати внаслідок найменших, випадкових неправильностей у конструкції ракети, в ній му¬сить бути гороскоп з віссю, перпендикулярною до осі ракети. Вісь цього гороскопа має бути вільною і своїми рухами від¬носно тіла ракети керувати обертовими поверхнями, постав-леними у газовий струмінь. Щоб надати автоматичної стій¬косте або автоматичного наперед завданого обертання пов¬здовжній осі ракети, має бути другий гороскоп з віссю, рівно¬біжною до осі ракети, що керує іншими поверхнями, які обер¬таються в газовому струмені.

Для орієнтування пілота мають бути опрацьовані спе- ціяльні типи астрономічних приладів і методи якнайскоріше та якнайточніше визначати місце знаходження ракета і дані її орбіти відносно Землі. Ці визначення мають найбільшу вагу і вимагають найбільшої точносте перед погашенням швид¬косте повороту опором атмосфери. Щоб надати осям ракети більшої стійкости під час її вільного польоту в безповітряно¬му просторі, можна вжити заходів, аналогічних до вказаних на стор. 73.

РОЗДІЛ XII

ЗАГАЛЬНІ ПЕРСПЕКТИВИ

Основним чинником, що визначає перспективи завою¬вання світових просторів, принаймні в першій дослідній його фазі, є величина навантажености пасиву, тобто П, бо цією ве¬личиною визначається економічна сторона справи, яка теоре¬тично особливих труднощів не становить. Кількість витрачу- ваного під час польотів палива, отже й приблизна вартість польотів (при утилізації предметів пропорційного пасиву, див. стор. 24) пропорційні до величини (П-1). У таблиці (стор. 22) подано значення П, що відповідають повній теплопродук¬тивності різних ХЄМІЧНИХ груп І ракетним ШВИДКОСТЯМ = 22 370 м/сек і ІГ2= 14 460 м/сек. Перша швидкість відповідає польотові з Землі в міжплянетний простір і назад без пога-шення швидкосте повороту опором атмосфери, друга — то¬му ж таки польотові з погашенням останніх 7900 м/сек швид-косте повороту опором атмосфери. До відповідних дослідів ми не знаємо значень коефіцієнта корисної дії ракети і не знаємо того, які саме хемічні групи і в якому відсотковому відношенні найвигідніше застосовувати. Покищо приймемо для приблизних обчислень за середнє для всього польоту зна¬чення коефіцієнта корисної дії ракети 0,8, що є доволі ймо¬вірним, згідно з приблизними обчисленнями, яких ми тут на¬водити не будемо, і даним про роботу розжарених газів у рушіях внутрішнього згоряння. За середнє значення повної теплопродуктивности приймемо 3,3 ккал/г. При цих даних будемо мати « = 4700 м/сек ; цю приблизну величину швид¬косте випливання за відсутністю покищо можливосте мати вірогідніші її значення ми й візьмемо за основну наступних обчислень, припускаючи, що помилка при обчисленні « не пе¬ревищить у той чи інший бік множника П ^ . З огляду на вияснену нами в розд. VIII відносну незначність швидкосте Лз ми будемо припускати И/у = 12 000 м/сек, нехтуючи різ¬ницею, точне значення і навіть знак якої нам ще невідомі і яка, мабуть, буде на нашу користь. (Див. розд. VIII).

При таких даних і при обов’язковій умові утилізації предметів Т1 (в тому разі, якщо доведеться застосувати кількакомплектну систему — див розд. V) для чисто ракет¬ного польоту з Землі в міжплянетний простір з поворотом на Землю без погашання швидкосте повороту опором атмосфери ми будемо за формулою (4) мата П = 120, тобто коло 120 вагових одиниць палива на одну вагову одиницю корисної ваги, при чому значна частина першої — у вигляді плинного кисню або озону, друга частина — у вигляді плинних СНЬ С2Н2, ЗІН,,, ВН2 і одна не дуже мала частина, що дорівнює цм, у вигляді металевих (головно дуралюмінових) виробів най¬вищої якосте: це предмети Т^ Найдешевша нафтова група заряду матиме застосування також, але застосування це, ви¬гідне, не зважаючи на вимагане при ньому збільшення маси палива, значно скорчується тим, що відповідно до зростання маси палива має зростати й маса найдорожчої з витрачуваних частин ракети Т, — її пропорційний пасив. Для польоту при тих самих умовах і даних із зупинкою на Місяці «=1000; те саме із зупинкою на Марсі « = 3000 (при застосуванні тан- генціяльного типу траєкторії, продовженого до осягнення потрібної гіперболічної швидкосте відносно Землі). Останні цифри можуть бути з певною вигодою зменшені переважним застосуванням дорожчих і теплопродуктивніших груп — бор¬ної та бороводневої. Такі перспективи не можна було б назва¬ти задовільними: кожний політ вимагав би величезних мате- ріяльних витрат, до того ж зовсім відсутня була б з тієї ж економічної причини можливість брати з собою скільки-будь великі вантажі, матеріяли, машини. Навіть транспортування великого сучасного астрономічного інструмента вимагало б колосальних витрат.

Ключем до справжнього опанування світових просторів е: спершу — погашення швидкосте повороту опором атмо¬сфери (розд. IX), а потім — влаштування міжплянетної бази (розд. X) і, якщо вдасться необхідна світлова сигналізація — ракето-артилерійське постачання міжплянетної бази. Пога¬шення швидкосте повороту опором атмосфери за першим способом, зменшуючи Ш до 14 460 м/сек, у шість разів об- нижує ге для всіх польотів: із Землі в міжплянетний простір і назад П = 20; те саме із зупинкою на Місяці л = 160 і те саме із зупинкою на Марсі ге = 500 і в 12 разів зменшує ге, при пога¬шенні за другим способом, коли матимемо 1Г=12 500 м/сек і відповідно ге,= 10, гел = 80; лм = 250 . Зменшення ге при цьому може бути з вигодою сполучуване із застосуванням у більшій відносній кількості дешевої нафтової групи палива із меншою витратою як палива предметів пропорційного пасиву.

Для тих же таки польотів з міжплянетної бази ми ма¬ли б значення ге ще в 11 разів менше як ге, = 2 (поворот з бази на Землю); при значенні ге, такому близькому до одиниці, ми вже не повинні нехтувати різницею між ге і (ге-1); П-1 = 1 в даному випадку, тобто одиниця палива на одиницю корисної ваги.

Примітка. Це при погашенні швидкости повороту за першим спо¬собом; при другому ж способі погашення поворот на Землю вимагає зовсім незначної кількости палива.

лл= 15; лм = 45; достава вантажів з бази без повороту назад виходила б: на Місяць ге = 4 і на Марс П = 7.

Достава вантажів із Землі на базу чисто ракетним спо¬собом л=11; ракето-артилерійським ге = 7; при значенні ге < 20, імовірно, з більшою економічною вигодою ми могли б користуватися лише дешевою нафтовою групою; при л = 10-15 усувається конечність витрачати предмети пропор¬ційного пасиву. При таких умовах цінні вантажі — матеріяли високої якосте і машини — з доставок» на Місяць і навіть Марс коштували б трохи дорожче, як на Землі. Ми ввесь час припускали, що причалювання на Марс відбувається без по-гашення швидкости повороту опором його атмосфери. Однак, на Марсі є, мабуть, досить густа атмосфера, опір якої може бути використаний ракетою для плянеруючого спуску так само, як і в розд. IX вказано для Землі. Сила тяжіння на поверхні Марса втроє менша, а швидкість — вдвоє з лишком менша, як у Землі; отже, потужність роботи пляне- руючої ракети над атмосферою Марса в момент, коли досягає вона максимуму, буде в шість разів меншою, як при плянеру- ванні в земній атмосфері, внаслідок чого небезпека нагріву поверхень ракети зовсім виключається. Залишається тільки небезпека збоку невідомої нам будови поверхні Марса і збоку евентуальних його мешканців. При спуску на Марс з пога-шенням швидкости повороту опором його атмосфери достава вантажів на Марс коштувала б приблизно стільки ж, як і на Місяць, який густої атмосфери не має.

РОЗДІЛ XIII

ЕКСПЕРИМНТИ І ДОСЛІДЖЕННЯ

З огляду на недостатність наших знань у деяких ділян¬ках і відсутність досвіду в конструюванні ракет для великих швидкостей, перше, як починати будову чи проектування ра¬кет для польотів у міжплянетний простір, треба провести деякі наукові й технічні дослідження. З них головні:

І. Дослідження функціонування камери згоряння і соп¬ла ракети в середовищах різної густини і пружносте; ви¬найдення найліпших конструкцій камери згоряння і сопла; винайдення найвигідніших форм і довжини сопла; способів введення палива в камеру згоряння, співвідношення між се-кундною витратою, розмірами камери згоряння і поперечним перекроєм сопла.

Дослідження функціонування ракети в атмосфері малої пружносте можна робити, вивівши сопло невеликого моделю в камеру, з якої гази висмоктується помпою великої об’ємної видайности. Щоб зменшити тиснення без дальшого збільшен¬ня розмірів евакуювальної помпи в камері, треба влаштувати густу водяну душ, яка згущуватиме всі складові частини про-дуктів згоряння, крім вуглецю, а цей останній буде охолоджу¬вати, облегшуючи цим в значній мірі випомповування. Для ще більших розріджень можна вживати хемічних груп, які зовсім не дають вуглецю в продуктах згоряння; а втім, при пружності в камері, що дорівнює 0,01 ат, функціонування ра¬кети вже мало різнитиметься від функціонування в порожнечі.

II. Винайдення найліпших конструкцій для всіх пред¬метів пропорційного пасиву і способів утилізації їх як ком¬понентів палива.

III. Дослідження і налагодження продукції компонентів палива, що їх досі фабричним способом не продуковано, як, наприклад, плинних.

IV. Винайдення найліпших конструкцій камери для лю¬дей і всіх приладів для її обслуговування.

V. Винайдення найліпших конструкцій приладів авто¬матичного керування і орієнтування.

VI. Дослідження витривалости людського організму супроти механічного прискорювання і у відношенні до життя в повітрі з меншим тисненням, але з більшим вмістом кисню.

VII. Винайдення кращих метод і типів астрономічних інструментів, що швидко орієнтували б пілота щодо точки знаходження ракети і даних її орбіти. Старанне вправляння в такого роду визначуваннях пілотів у штучних умовинах. За¬мість Землі або іншого небесного тіла треба спорудити велику півкулю, біля якої по спокійній воді на стійкому плоту, що по¬вільно рухається, мають плавати пілоти в камері таких самих розмірів і будови, яка буде на ракеті.

VIII. Дослідження атмосфери на висотах до 100 км можна переводити з допомогою ракет, вистрілюваних із зви¬чайних великого розміру (морських) артилерійських гармат. По досягненні найвищої точки ракета має автоматично вики¬нути великий, по змозі, парашут з легкої білої тканини із не¬великим почепленим до нього тягарцем. Спостерігаючи з Зем¬лі, як швидко спадає цей парашут, ми зможемо визначити густину атмосфери на різних висотах. Якщо прилаштуємо до парашута замість тягарця прилад, що автоматично набирає пробу повітря, то зможемо з кожного погляду точно ви¬значити склад атмосфери на різних висотах.

IX. Дослідження нагріву поверхень рухомих тіл і опір атмосфери значної густини (р = ро). Це дослідження для мен-ших швидкостей можна провести з допомогою набоїв, а для більших — з допомогою набоїв-ракет, вистрілюваних з арти-лерійських гармат під невеликим кутом до обрію з таким роз¬рахунком, щоб вони падали у воду, звідки можна було б їх виловити. Поверхню цих ракет треба вкривати речовинами різної туготопкости, ізолювавши їх від металевого тіла ракети шаром порцеляни. З вигляду цієї поверхні ракети після від¬бутого нею польоту ми можемо судити про максимальну тем¬пературу нагріву.

X. Дослідження нагріву поверхні тіл при великих швидкостях руху в розрідженій атмосфері (до розд. IX), а також дослідження опору атмосфери при великих швидкостях і дослідження витривалости різних конструкцій, підтриму- вальних поверхень, провадиться з допомогою польотів проб¬них невеликих — до 10 т мод елів ракети. Початок траєкторії тих пробних польотів обчисляється, як ТУ для польоту в міжплянетний простір, але по досягненні висоти від 60 до 100 км (залежно від метеорологічних даних дослідження VIII) траєкторія має автоматично прийняти напрям, і по витраченні палива ракета робить плянеруючий спуск на своїй підтриму- вальній поверхні.

Під час піднесення кут атаки підтримувальної поверх¬ні — кут поміж її малою віссю і хвостищем ■— має бути невеликий і поступово зростати до повної величини (коло 40°) перед вичерпанням ракети. Щоб визначити максимальну тем-пературу нагріву поверхні ракети, можна застосувати ту саму методу, що й у дослідженні розд. IX. Для автоматизації ке¬рування в пробних ракетах мають бути обидва гіроскопи, як і в справжній ракеті (див .розд. X). Ці пробні польоти мають відбуватися з поступово зростаючим максимумом V, перед витраченням палива; для них може служити та сама ракета. Як паливо можна вживати лише нафтову групу при П< б. Після того, як максимум V досягне значення 7500 м/сек і пробний модель спускатиметься в долішні верстви атмосфери, можна, випробувавши предмети пропорційного пасиву відпо¬відних розмірів, перейти безпосередньо до польоту з людьми в міжплянетний простір з облітанням, наприклад, Місяця із невідомої нам оберненої його сторони.

ДОБРОДІЇ

Т-во Українських Інженерів Америки, Відділ Ню Йорк $890.0С Т-во Українських Інженерів Америки, Від. Філядельфія 50.0С

інж. Методій Борецький 25.ОС

інж. Роман Галібей 25.0С

інж. Володимир Гнатківський 25.00

інж. Юрій Гончаренко 25.00

інж. Михайло Гринюк 25.00

п-во Юрій і Христина Гури 25.00

інж. Євген Івашків 25.00

інж. Михайло Ільків 25.00

інж. Олександер Леськів 25.00

інж. Василь Мпсак 25.00

інж. Іван Мокрівський 25.00

інж. Юрій Огієнко 25.00

інж. Михайло Пежанський 25.00

інж. Володимир Фриз 25.00

інж. Юліян Фриз 25.00

інж. Юрій Храневич 25.00

ЗМІСТ

Передмова до українського перекладу V

Передмова до третього видання англійською мовою .... VII

Передмова до другого видання 1

З листа автора до проф. Риніна З

Передмова автора до першого видання 8

З другої передмови автора до першого видання 10

Перелік означень   12

Розділ І . Дані ракети. Основні означення 14

РозділII. Формули навантажености 15

Розділ III. Швидкість випливання. Хемічний

матеріял 18

РозділIV. Процес згоряння, конструкція камери

згоряння і сопла 24

Розділ V . Пропорційний пасив 26

РозділVI. Типи траєкторії і вимагані ракетні

швидкості 31

Розділ VII. Максимум прискорення 42

Розділ VIII. Діяння атмосфери на ракету під

час її випуску 45

РозділIX. Погашення швидкости повороту опо¬ром атмосфери 60

Розділ X . Міжплянетна база і ракето-артилерій-

ське постачання 69

РозділXI. Керування ракетою, вимірювання і

орієнтувальні прилади 73

Розділ XII. Загальні перспективи 74

Розділ XIII. Експерименти і дослідження 77

https://diasporiana.org.ua/miscellaneous/...