Существует много легенд и преданий о появлении ракет, но имя первого творца ракеты неизвестно, как неизвестны имена людей, впервые создавших колесо, порох и многое другое. Рецепт приготовления пороха (калиевая селитра, сера и уголь) был известен в Китае, Индии, арабских странах, но где он появился впервые, об этом нет документальных источников. В качестве военного средства порох начал применяться в Европе, в том числе в России, в XIV веке. Использовался он также для изготовления фейерверочных и сигнальных ракет. В 1680 г. в Москве было организовано первое ракетное заведение. В 1717 г. была разработана пороховая сигнальная ракета с высотой подъема до нескольких сот метров. В России в XIX веке большой вклад в конструирование, изготовление и применение пороховых ракет внесли выдающиеся ученые и организаторы А. Д. Засядко (1779-1837) и особенно К. И. Константинов (1818-1871).

    Первый фундаментальный труд 'О боевых ракетах', принадлежащий перу К. И. Константинова, вышел в 1864 г. В 60-70-х гг. XIX века развитие артиллерии характеризуется повсеместным переходом (в том числе и в России) к нарезным орудиям. Появление нарезных орудий привело к полному снятию боевых ракет на черном порохе с вооружения. Однако интерес к применению пороховых ракет возродился в начале XX века в связи с изобретением бездымного пороха (1884 г.). Бездымный порох по сравнению с черным дымным порохом обладает рядом существенных преимуществ: его теплотворная способность примерно 900 ккал/кг (3780 кДж/кг), а у черного пороха - 600-700 ккал/кг (2520-2940 кДж/кг). Проекты первых отечественных ракет на бездымном порохе были разработаны Н. И. Тихомировым (1859-1930) в 1894 г., но к его работам мы вернемся несколько позже.
    Здесь нельзя не упомянуть о Н. И. Кибальчиче - русском революционере, народовольце. В 1881 году Кибальчич был приговорен к смертной казни за участие в покушении на царя Александра II. В тюрьме за несколько дней до казни он разработал 'Проект воздухоплавательного аппарата', приводимого в движение ракетным двигателем. По существу, зто был проект летательного аппарата, у которого тяга ракетных двигателей служит для создания подъемной силы, поддерживающей аппарат в полете.

ОНИ БЫЛИ ПЕРВЫМИ

    История развития космонавтики и ракетной техники знает немало славных имей, но основоположником научной космонавтики считается великий русский ученый Константин Эдуардович Циолковский. Уже в 1883 г. Циолковский высказал мысль о возможности использования реактивного движения для создания межпланетных летательных аппаратов. В работе Циолковского 'Свободное пространство' рассматривается движение без силы тяжести, сопротивления воздуха и сил трения, описываются ощущения, которые ждут космонавтов в невесомости, предлагается принципиальная схема ракетного двигателя. Он пишет. 'Положим, дана бочка, наполненная сильно сжатым газом. Если отвернуть один из ее кранов, то газ непрерывной струей устремится из бойки, причем упругость газа, отталкивающая его частицы в пространство, будет также непрерывно отталкивать бочку'.
    В 1893 г. Циолковский пишет научно-фантастическую повесть 'На Луне' и вслед за ней в 1895 г. 'Грезы о Земле и небе и эффекты всемирного тяготения'. В 1903 г. Циолковский публикует научную работу 'Исследование мировых пространств реактивными приборами', в которой развивает и всесторонне обосновывает идею использования ракет для космических полетов (рис.1).

1. Проект космического аппарата, предложенный К. Э. Циолковским в 1903 г. Компонентами топлива являются жидкий кислород и жидкий волород.     2. Проект космического аппарата, предложенный К. Э. Циолковским в 1914 г. Аппарат снабжен герметической кабиной для экипажа.     3. Проект космического аппарата, предложенный К. Э. Циолковским в 1915 г.     4. Жидкостной ракетный двигатель Голларлл (1926 г.). Компоненты топлива - жидкий кислород/керосин.     5. Проект ЖРД, предложенный Г. Обертом в 1926 г.

ПЕРВЫЕ ПРОЕКТЫ РАКЕТНЫХ АППАРАТОВ

    В ряде работ и, в частности, в работе 'Космические ракетные поезда', опубликованной в 1929 г., К. Э. Циолковским изложены основы теории ракеты и ракетного двигателя на жидком топливе. Расчеты, выполненные Циолковским, показали, что осуществление космического полета основано на реальных возможностях и является делом недалекого будущего. В письме к редактору журнала 'Вестник воздухоплавания' Константин Эдуардович писал: '...Человечество не останется вечно на Земле, но, в погоне за светом и пространством, сначала робко проникнет за пределы атмосферы, а затем завоюет себе все околоземное пространство". Достойным продолжателем идей Циолковского, энтузиастом межпланетных полетов был Фридрих Артурович Цандер (1887-1933). 'Вперед на Марс!' - вот слова, выражающие цель жизни Цандера.
    В 1924 г. в журнале 'Техника и жизнь' появилась первая печатная работа Ф. А. Цандера 'Перелеты на другие планеты'. В этой статье он изложил свою идею - сочетание ракеты с самолетом с последующим сжиганием металлических частей самолета. В декабре 1930 года Ф. А. Цандер начал работать в Институте авиационного моторостроения (ЦИАМ), в 1931 г. приступил к постройке воздушно-реактивного двигателя ОР-1, а затем к постройке жидкостного ракетного двигателя ОР-2. Двигатель ОР-1 развивал силу тяги до 1,5 Н. Он работал на бензине и сжатом воздухе, т. е. был воздушно-реактивным. Двигатель ОР-2 был более мощным. Развиваемая им сила тяги достигала 500 Н. Топливом был по-прежнему бензин, а окислителем - жидкий кислород. В 1932 г. была издана книга Цандера 'Проблема полета при помощи реактивных аппаратов'.
    Следует сказать также о талантливом изобретателе, ученом и механике Ю. В. Кондратюке (1897-1941). Он исследовал вопросы нагрева ракеты при полете ее в плотных слоях атмосферы, применения крыльев для взлета ракеты. В 1929 г. вышла книга Ю. В. Кондратюка 'Завоевание межзвездных пространств', часть разделов которой была написана еще в 1916 г. Основные проблемы и физические принципы межпланетных полетов Ю. В. Кондратюк изложил в труде 'Тем, кто будет читать, чтобы строить'. Работа над рукописью была начата в 1916 г. и закончена в 1919 г. В этой работе Ю. В. Кондратюк вывел основное уравнение движения ракеты оригинальным методом, отличавшимся от тех, которыми пользовались другие авторы. Дал принципиальную схему и описание четырехступенчатой ракеты, работающей на кислородно-водородном топливе. Весьма яркой и интересной является идея Ю. В. Кондратюка, также получившая ныне применение, использования гравитационного поля небесных тел как для разгона, так и для торможения космических объектов.
    Начав с экспериментальных работ с небольшими пороховыми моделями ракетных снарядов в 1894 г., Николай Иванович Тихомиров затем сосредоточился на разработке своего оригинального изобретения - самодвижущихся мин. Проект Н. И. Тихомирова был признан имеющим государственное значение. В 1921 г. ученому было выделено здание в Москве, организована лаборатория, предусмотрено денежное обеспечение. Перед ним стояла задача разработки совершенных боевых ракетных снарядов на бездымном порохе. Помощники Н. И. Тихомирова - В. А. Артемьев (1885-1962), Г. Э. Лангемак (1898-1938), Б. С. Петропавловский (1898-1933) - внесли большой вклад в создание совершенных пороховых снарядов в нашей стране. В 1928 г. лаборатория Н. И. Тихомирова была расширена и получила наименование газодинамической лаборатории (ГДЛ). В результате глубоких исследований к 1930 г. в ГДЛ была солидная база для разработки реактивных снарядов (PC) различных калибров.
    Еще одно направление деятельности ГДЛ появилось с мая 1929 г., когда туда из Ленинградского университета пришел работать молодой ученый Валентин Петрович Глушко (1908-1989). Под его руководством начались работы по разработке электроракетных двигателей, а потом и ЖРД. Непрерывно росла результативность работы ГДЛ, и, соответственно, расширялся ее штат. Если в 1929 г. он состоял всего из 10 человек, то к началу 1933 г. увеличился до 200 человек.
    Первым в нашей стране ЖРД, созданным группой В. П. Глушко в 1930-1931 гг., был двигатель ОРМ-1. Испытания двигателя были проведены на компонентах: жидкий кислород/бензин; двигатель развивал силу тяги около 200 Н. Важную роль в развитии отечественной ракетной техники сыграла группа изучения реактивного движения (ГИРД), созданная осенью 1931 года как общественная организация при Бюро воздушной техники Осоавихима. Возглавил ее Ф. А. Цандер. В апреле 1932 года ЦС Осоавиахима выделил для ГИРДа помещение в подвала дома ? 19 по Садово-Спасской улице в Москве и оказал финансовую помощь. В мае 1932 г. начальником ГИРДа и председателем его технического совета становится С. П. Королев. В ГИРДе проектировались, изготавливались и проходили испытания ракеты и двигатели к ним. Было разработано пять ракет - 05, 07, 09 (конструкции М. К. Тихонравова), 10 (конструкции Ф. А. Цандера) и 06 (конструкции С. П. Королева).
    Первый полет ракеты ГИРД-09 был осуществлен в августе 1933 года. Длина ракеты 2,4 метра, стартовая масса 19 кг, причем на долю топлива приходилось 5 кг. Двигатель развивал силу тяги до 320 Н (рис. 2).

ЭКСПЕРЕМЕНТАЛЬНЫЕ РАКЕТЫ РНИИ

КРЫЛАТАЯ РАКЕТА РНИИ - Объект 212

    Первой экспериментальной советской ракетой с ЖРД была ракета ГИРД-10 (двигатель работал на жидком кислороде и этиловом спирте). Стартовая масса ракеты 29,5 кг, из них 8,3 кг приходилось на топливо. Тяга двигателя 0,7-0,8 кН. Первый пуск ракеты, которым руководил С. П. Королев, состоялся 25 ноября 1933 года на полигоне в Нахабине. Хотя в полете нарушилось крепление двигателя и ракета упала в 150 м от места старта, это не омрачило радости ее создателей, ведь был сделан еще один шаг в овладении ракетной техникой.
    Осенью 1933 года на базе ГДЛ и ГИРД было решено создать в Москве Реактивный научно-исследовательский институт. Начальником института был назначен И. Т. Клейменов, а заместителем по научной части С. П. Королев. Выдающимся событием того времени было создание двигателя ОРМ-65 конструкции В. П. Глушко с регулируемой тягой от 500 до 1750 Н для установки его на крылатой ракете 212. 29 января и 8 марта 1939 года состоялись два полета ракеты 212. В РНИИ были разработаны и успешно испытаны в полете ракеты РДД-604 и РАС-521 конструкции Л. С. Душкина. Эти ракеты имели комбинированный двигатель КРД-600, в камеру которого закладывались шашки бездымного пороха. При включении двигателя сначала сгорало твердое топливо. К концу горения в камеру поступали азотная кислота и керосин, в результате чего двигатель переходил с режима ТТРД на режим ЖРД. Ракета РДД-604 несла полезный груз до 30 кг. Ракета запускалась под углом 55њ к горизонту с помощью станка, направляющие которого имели длину 8,5 м.
    Ракета РАС-521 предназначалась для стрельбы с самолета по наземным целям. По конструкции она аналогична ракете 604. Расчетная дальность полета до 30 км. В январе 1934 года в Москве в системе Осоавиахима была организована реактивная секция. Секция входила в стратосферный комитет ЦС Осоавиахима. В реактивной секции ЦС Осоавиахима спроектировали 6 ракет и 3 из них построили. Это ракета А. И. Полярного с кислородно-спиртовым ЖРД, имевшая первоначально индекс Р-1, а затем получившая наименование "Осоавиахим", ракета конструкции А. Ф. Нистратова и И. А. Меркулова (Р-2) с ЖРД, работавшим на трехкомпонентном топливе (жидкий кислород, спирт, вода), именовавшаяся трехкомионентной ракетой ТР-2, а также двухступенчатая ракета ВР-3 конструкции И. А. Меркулова. Краткие сведения о первых отечественных ракетах с ЖРД и ВРД приведены в таблице.
    Соединение планера с ракетным двигателем С. П. Королев рассматривал как предварительный этап на пути к созданию ракетных летательных аппаратов. С этой целью на планере 'СК-9', созданном С. П. Королевым, был установлен ЖРД ОРМ-65. В течение 1937-1938 гг. было проведено около 30 огневых наземных испытаний двигателя. В 1938 г. (после ареста В. П. Глушко) двигатель ОРМ-65 был заменен двигателем РДА-1-150 с силой тяги 1500 Н, разработанным в РНИИ под руководством Л. С. Душкина.

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ ПЛАНЕР РП-318-1 с двигателем РДА-1-150

    Летные испытания планера с ракетным двигателем (ракетопланера), получившим новое обозначение РП-318, были поручены летчику-планеристу В. П. Федорову. В феврале 1940 года ракетопланер был забуксирован в воздух. Когда буксировщик набрал высоту 2 км, Федоров отцепился и начал планирующий полет. Через несколько минут он включил двигатель. Израсходовав весь запас топлива, летчик благополучно приземлился на аэродроме. Это был первый в СССР полет человека на летательном аппарате с ЖРД.
    Одним из важнейших направлений в деятельности РНИИ была разработка эффективных пороховых реактивных снарядов РС-82 и РС-132 и пусковых установок к ним для применения в полевой артиллерии и авиации. Руководство этими работами вначале осуществлялось И. Т. Клейменовым, Г. Э. Лангемаком, затем А. Г. Костиковым. Таким образом, в предвоенные годы в стенах РНИИ на уровне экспериментальных образцов были разработаны различные образцы ЖРД и ракетных снарядов. Однако в конце 1937 г. РНИИ лишился своих руководителсй, а в последующие два года - и еще ряда опытных и высококвалифицированных сотрудников. Тяжелая участь постигла И. Т. Клейменова, Г Э. Лангемака, неоправданно подверглись репрессиям С. П. Королев, В. П. Глушко и некоторые другие ученые и конструкторы. Это, безусловно, сказалось на дальнейшей деятельности РНИИ. Тем не менее коллектив института продолжал плодотворно трудиться и достиг значительных успехов под руководством М. В. Келдыша.

Наименование, конструктор, год постройки	Организация	тип двигателя, конструктор	Стартовая масса, кг	Дата первого запуска
'ГИРД-09', М. К. Тихонравов	ГИРД	ГИРД-09, М. К. Тихонравов	19	Август 1933
'ГИРД-10', Ф. А. Цандер	ГИРД	ЖРД-10, Ф. А. Цандер	29,5	Ноябрь 1933
'АвиаВНИТО'*	АвиаВНИТО	ЖРД 12к, Л. С. Душкин	97	Апрель 1937
'Р-06' (Осоавиахим)	КБ-7	ЖРД М-9, А. И. Полярный	10	1937
'212', крылатая, С П. Королев, 1936	РНИИ	ОРМ-65, В. П. Глушко	210	Январь 1939
'216' (06/П1), крылатая, Е. С. Шетинков, 1937	РНИИ	02, Ф. А. Цандер	80	Март 1939
'ВР-3', двухступенчатая, И. А. Меркулов, 1938	PC СКОАХ**	ТТРД-ПВРД	8,3	Март 1939
'АвиаВНИТО' - Авиационное отделение Всесоюзного научно-технического общества PC СКОАХ - Реактивная секция Стратосферного комитета Осоавиахима
ПЕРВЫЕ ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РАКЕТЫ С ЖРД и ВРД

    Шел трудный 1942 год. С. П. Королев был переведен в опытное конструкторское бюро в городе Казани. Здесь он занимался установкой ЖРД конструкции В. П. Глушко на боевые самолеты и их летными испытаниями. Руководителем КБ был В. П. Глушко, который в результате многолетнего напряженного труда создал жидкостной ракетный двигатель РД-1. Двигатель работал на азотной кислоте и тракторном керосине. Расходуя 90 кг топлива в минуту, РД-1 развивал тягу около 3000 Н. Первоначально РД-1 был установлен на известном бомбардировщике Пе-2 Петлякова, а затем на истребителе Ла-7 С. А. Лавочкина, Як-3 А. С. Яковлева, Су-6 и Су-7 П. О. Сухого. Принять участие в боевых действиях эти самолеты не успели, гитлеровцы к тому времени прекратили свои попытки прорваться к Москве. Им уже было не до того.
    В августе 1946 г. на авиационном заводе в Тушино был продемонстрирован в полете самолет 120Р конструкции С. А. Лавочкина с работающим ЖРД конструкции В. П. Глушко. В декабре 1937 года ракетные снаряды РС-82 принимаются на вооружение истребителей И-15 и И-16. Впервые ракетное оружие было применено в боевой обстановке в августе 1939 года - в период конфликта с Японией в районе реки Халхин-Гол. Боевая эффективность нового ракетного оружия была проверена в июле 1941 года на Западном фронте. Войска противника, подвергшиеся огневому шквалу 'катюш', были полностью деморализованы.

Зарубежные исследователи ракетной техники

    Роберт Годдард (Goddard) пионер ракетно-космической техники. В 1912-1913 гг. Годдард разрабатывал теорию движения ракеты, а с 1915 г. занимался стендовыми экспериментами с твердотопливными ракетами. В 1920 г. в Вашингтоне была издана фундаментальная работа Годдарда 'Метод достижения предельных высот'. Эту работу но нраву следует отнести к числу классических в истории ракетно-космической науки и техники.
    В 1921 г. Годдард перешел к экспериментам с ЖРД. используя в качестве окислителя жидкий кислород, а в качестве горючего различные углеводороды. Первый запуск ЖРД на стенде состоялся в марте 1922 г. Первый успешный полет ракеты с ЖРД, созданной Годдардом, был осуществлен 16 марта 1926 года. Ракета со стартовой массой 4,2 кг достигла высоты 12,5 м и пролетела 56 м. Годдард дал свой вывод дифференциального уравнения движения ракеты и приближенный метод его решения, определил минимальную стартовую массу ракеты для подъема одного фунта полезного груза на разные высоты, дал свой метод определения КПД ракеты и теоретически обосновал все выгоды многоступенчатых ракет.
    Годдард строит, испытывает и запускает жидкостные ракеты до конца 1941 г. Последние годы жизни он работает по военным контрактам. Умер Годдард после операции в августе 1945 года.
    Герман Оберт (Oberth) - немецкий ученый и экспериментатор в области ракетной техники, один из пионеров теоретической космонавтики. Родился в Румынии в 1894 г. Уже первая книга Оберта 'Ракета в космическое пространство' (1923 г.) убедительно продемонстрировала глубину и ширину его теоретических исследований. Дальнейшее развитие идеи Германа Оберта получили в книге 'Пути осуществления космического полета' (1929 г.), в которой, в частности, был рассмотрен вопрос о возможности использования при межпланетных перелетах энергии солнечного излучения.
    В 1957 г. вышла из печати книга Оберта 'Люди в космосе'. В этой работе Оберт вновь возвращается к использованию энергии излучения Солнца с помощью огромных зеркал, развертываемых в космосе. Оберт разрабатывает несколько проектов космических ракет. Он сразу отказывается от твердого топлива в пользу жидкостных двигателей, предлагая для них спирт, углеводороды и жидкие газы: водород и кислород.
    Роберт Эно Пельтри (Einaut Pelterie) - французский ученый, инженер и изобретатель, один из пионеров ракетно-космической техники. Получив широкое образование в области естественных и точных наук, Эно Пельтри (1881-1957) в начале своей деятельности увлекся авиационной техникой. В 1906-1907 гг. он спроектировал и построил один из первых монопланов и первый в мире моноплан трубчатой металлоконструкции.
    В космонавтику Роберт Эно Пельтри пришел вполне логично: если бензиновый мотор в вакууме работать не может, следовательно, нужен другой двигатель, и Эно Пельтри приходит к ракете. В начале XX века происходит подлинная революция в физике: Макс Планк создает теорию квантов, Альберт Эйнштейн - теорию относительности, Нильс Бор объясняет строение атома, а Эрнест Резерфорд расщепляет его. Силы, скрытые в атоме, завораживают воображение. Одним из первых, кто обратил внимание на возможность использования энергии атома в космической технике, был Роберт Эно Пельтри.
    В 1930 г. Роберт Эно Пельтри опубликовал в Париже первый том капитального труда 'Астронавтика' (второй том вышел в 1935 г.). В этом двухтомнике Эно Пельтри суммирует все, что имеет отношение к космическим полетам. Это был наиболее полный свод космических знаний того времени. У него была печальная история. Не признанный на родине, он уезжает в Швейцарию. Умер Роберт Эно Пельтри в декабре 1957 года.

КАК УСТРОЕНА РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ

    Ракета - это летательный аппарат, движущийся за счет реактивной силы, возникающей при выбрасывании газов из двигателя. Но на этом принципе летают и самолеты, которые называются реактивными, а не ракетами. В отличие от самолета, ракета несет в себе не только горючее, но и окислитель для его сжигания (кислород, фтор). Необязательно на борту иметь кислород в чистом виде. Он может находиться в соединении с другими элементами, например в виде азотной кислоты или пероксида водорода.
    Наличие на борту ракеты горючего и окислителя придаст ей необыкновенную возможность - полную независимость от высоты полета. У реактивных двигателей есть свой 'потолок', выше которого они неспособны создавать необходимую силу тяги, так как в разреженном воздухе не хватает кислорода для сжигания горючего. А ракетные двигатели не имеют ограничений по высоте, так как для создания тяги используют окислитель, находящийся на борту ракеты. Современная космическая ракета представляет собой сложное сооружение, состоящее из тысяч деталей, каждая из которых выполняет предназначенную ей роль.
    Сердцем космической ракеты является двигательная установка. Двигательная установка - это силовой агрегат, обеспечивающий разгон ракеты до заданной скорости, но ракете необходимо не только сообщить скорость, она должна во время полета управляться. Система управления космическим летательным аппаратом имеет свои 'органы' восприятия окружающей среды. Эти средства делают его полностью автономным. Наибольшее распространение получили системы, основанные на инерционных методах управления, т. е. на измерении линейных ускорений приборами, использующими свойство инерции материального тела (отсюда название 'инерциальные').
    Идея инерциального метода управления была высказана еще в 1932 г. Большой практический вклад в создание отечественных систем управления был сделан коллективом ученых и специалистов, руководимых Н. А. Пилюгиным (1908-1982). Современные системы управления способны выводить ракеты-носители на любые траектории и орбиты, приводить их точно к цели, осуществлять сближение и стыковку, производить посадку на небесные тела, управлять процессом возвращения к Земле, в том числе осуществлять беспилотную посадку крылатых кораблей. Если двигательная установка называется сердцем ракеты, то система управления - ее голова и нервы. Помимо двигательной установки и системы управления полетом, в состав ракеты входит полезный груз - то, ради чего и запускается ракета. Характер полезного груза может быть различным в зависимости от назначения ракеты.
    Но как вывести полезный груз на орбиту? Для этого потребуется большой запас топлива (горючего и окислителя), а значит, и ограниченное время работы двигателя. Выведение каждого лишнего килограмма массы космического аппарата на низкую околоземную орбиту требует при современном уровне технического совершенства средств выведения затрат 30-40 кг массы на Земле. Большие массоэнергетические затраты необходимы также для перевода космических аппаратов с низких околоземных орбит на высокие орбиты и на траектории полета к планетам Солнечной системы. Так, перевод одного килограмма массы с опорной круговой орбиты наклонением 51,0њ и высотой 200 км на геостационарную орбиту (наклонение 0њ, высота около 36 тыс. км) требует затрат около 7 кг массы.
    Ракета-носитель стартует вертикально вверх. Вертикальный взлет упрощает проектирование и изготовление пусковой установки. Выбирая место старта, обычно учитывают несколько факторов: поблизости должны располагаться транспортные магистрали, по которым ракета или ее части доставляются к месту старта, но в то же время к космодрому должны прилегать 'зоны отчуждения', куда могут падать, не принося вреда, отработанные ступени ракеты-носителя. Важны также энергетический и географический факторы. Известно, что при запуске в восточном направлении скорость ракеты-носителя складывается со скоростью вращения Земли, чем ближе космодром к экватору, тем экономичней вывод космического аппарата на орбиту.
    Более 90 лет назад (1903 г.) К. Э. Циолковский установил зависимость конечной скорости, которую может достичь ракета, от массы находящегося на ее борту топлива и скорости истечения продуктов ее сгорания (газов) из ракетного двигателя. При приближенных расчетах он исходил из того, что сила тяжести и сопротивление воздушной среды отсутствуют. Найденную зависимость Циолковский выразил формулой:
    V_k = u * ln M₀/M_k (1)
    где V_k - конечная скорость ракеты, т. е. та скорость, которую приобретает ракета после сгорания всего запасенного в ней топлива при условии разгона ее в 'свободном' космическом пространстве, u - скорость истечения газов из ракетного двигателя, М₀ - начальная масса ракеты (стартовая масса), включающая массу конструкции, запаса топлива и полезного груза, М_к - конечная масса ракеты, т. е. масса ракеты после израсходования топлива.
    Очевидно, что начальная масса ракеты равна:
    M₀=M_k + M_топл
    где М_топл - масса топлива. Отношение М_топл/MR = z называется числом Циолковского. Далее формула (1) примет такой вид:
    V_k = u*ln(M_k + M_топл)/M_k = u*ln(1 + M_топл/M_k) (2)
    Очевидно, что чем больше сгорело топлива, тем больше и, естественно, конечная скорость ракеты. Конечную скорость ракеты V_k обычно называют характеристикой или идеальной скоростью, подчеркивая тем самым, что хотя в действительности она и не достигается, однако в некоторых идеальных условиях ее все же можно было бы получить. Заметим, что речь идет не об абсолютном запасе топлива, а об отношении массы топлива к массе полезного груза и конструкции ракеты. Отсюда следует: чтобы ракета смогла достичь возможно большей скорости полета, ее создатели должны стремиться сделать ракету как можно легче, чтобы возможно большая доля начальной массы приходилась на топливо и полезный груз.
    С учетом силы притяжения и сопротивления воздушной среды конечная скорость ракеты определяется выражением:
    V_k = А * u * 2,3 * lg M₀/M_k, (3)
    где А - некоторый коэффициент, больший единицы. ln = 2,3 * lg N (N - некоторое число).
    У современных ракет относительная масса топлива достигает 90% ее начальной массы. Если 90% массы ракеты приходится на топливо, то это значит, что на все остальное, а именно на полезный груз, органы управления двигателя, баки и все прочие элементы конструкции, приходится только 10% полной массы. Следовательно, оболочка ракеты должна быть очень легкой и вместе с тем достаточно прочной, чтобы выдержать возникающие в полете нагрузки. Нетрудно подсчитать максимально возможную скорость полета ракеты. Возьмем для примера отношение масс, равное десяти, при скорости истечения газов 3000 - 3500 м/с. Максимально достижимая скорость соответственно будет 8,5 и 10,35 км/с.
    Сила тяги двигателя связана со скоростью истечения газов формулой:
    F = u * m_c, (4)
    где F - сила тяги (Н), u - скорость истечения газов (м/с), m_c - масса, расходуемая в единицу времени (секундный расход массы) (кг/с).
    Таким образом, увеличение скорости истечения газов и увеличение скорости расходования рабочего тела повышают силу тяги. Совершенство двигателя и эффективность его работы характеризуются удельным импульсом тяги I_УД. Удельный импульс тяги - величина, которая определяется отношением силы тяги к массе топлива, расходуемого в секунду ( в системе СИ):
    I_УД = F_тяги/Р_е = м/с (5)
    в технической системе единиц:
    I_УД = F_тяги/Р_с = с. (6)
    Полученные секунды никак не связаны с временем работы ракетного двигателя.
    Скорость истечения газов из сопла ракетного двигателя зависит от их температуры и молекулярной массы. Чем выше температура, тем больше скорость. Напротив, продукты сгорания должны иметь как можно меньшую молекулярную массу: с ее уменьшением скорость истечения возрастает. С этой точки зрения наилучшим горючим считают жидкий водород. Он обладает большой теплотой сгорания (обеспечивает высокую температуру продуктов сгорания) и самой низкой молекулярной массой из всех веществ на Земле.
    Так, если скорость истечения газов взять равной 3500 м/с, тогда двигатель, в котором в каждую секунду сгорает, допустим, 100 кг топлива, разовьет силу тяги F = 100 кг/с х 3500 м/с - 350 000 Н. При этом удельный импульс тяги составит 3500 Н*с/кг.
    Так как сила тяги современных ракетных двигателей огромна (сотни и тысячи Ньютонов), то и запасы топлива необходимы большие. Циолковский нашел простое, гениальное решение, казалось, неразрешимой задачи - организовать полет так, чтобы уже в полете освобождаться от тех частей ракеты, которые стали ненужными. По идее Циолковского, ракета должна состоять из ряда связанных самостоятельных ракет. Этот ракетный поезд работает следующим образом. При взлете включаются двигатели самой мощной I ступени, которая уносит вес сооружение на большую высоту и сообщает ему большую скорость. Когда все топливо в этой ступени будет израсходовано, она сбрасывается и в то же время начинают работать двигатели II ступени, которые продолжают увеличивать скорость всего поезда, пока и во II ступени не кончится топливо. После этого она также отделяется и включается двигатель III ступени, который сообщает оставшейся части ракеты заданную скорость и выводит ее на расчетную высоту.
    Для многоступенчатой ракеты формула Циолковского примет следующий вид:
    V_n = n * u * ln(1+z), (7)
    где п - число ступеней ракеты.

1 - пуск     2 - отделение боковых блоков (первой ступени)     3 - сброс створок головного обтекателя     4 - отделение центрального блока (второй ступени)     5 - сброс створок хвостового отсека     6 - отделение третьей ступени     7 - запуск двигательной установки четвертой ступени     8 - выключение двигательной установки четвертой ступени, отделение КА

СХЕМА ВЫВЕДЕНИЯ ИСКУССТВЕННОГО СПУТНИКА ЗЕМЛИ НА ОРБИТУ

    Если же учитывать действие сил тяжести и сопротивления воздуха, то окончательная формула для скорости, которую приобретает многоступенчатая ракета, будет:
    V_n = A * n * u * ln(l + z). (8)
    Рассмотрим теперь характерные особенности составных частей ракеты. Принято считать низкими орбиты со средней высотой, меньше 5875 км. На этих орбитах спутники имеют периоды обращения вокруг Земли меньше 225 минут. Высокие орбиты - средняя высота больше 5875 км. Переходные орбиты - это орбиты с высокими апогеем и низким перигеем для вывода объекта на геофункциональную орбиту. Идеальная геостационарная орбита имеет радиус 42164 км (средняя высота - 35785 км) и лежит в экваториальной плоскости. Полный оборот находящийся на этой высоте спутник совершает за 23 часа 56 минут 4 секунды (1436 мин.). Геосинхронная орбита в отличие от геостационарной может иметь любое наклонение.

1-2 - участок выведении КА на опорную орбиту двумя (тремя) ступенями     2-3 - полет по опорной Орбите до узла     3-4 - работа двигателя первой ступени - выход на орбиту фазирования     4-5 - полет по орбите фазирования     5-6 - работа двигателя третьей ступени - выход на переходную эллиптическую Орбиту     6-7 - пассивный полет по переходной орбите до апогея     7-8 - работа двшателя третьей ступени - выход на стационарную орбиту

СХЕМА ВЫВЕДЕНИЯ ИСКУССТВЕННОГО СПУТНИКА ЗЕМЛИ НА ОРБИТУ

    На круговой орбите высотой в 200 км время жизни неуправляемого спутника равно нескольким дням, а на орбите высотой 600 км - от 25 до 30 лет. На высотах около 1000 км - двум тысячелетиям.