Понятие реактивного движения

 

 

 

Оглавление

 

 

 

 

 

 

Введение

Интерес к реактивному движению у меня возник в связи с исследованиями учеными Луны, планет солнечной системы и более отдаленных космических объектов. Такие исследования можно проводить при помощи ракет, движение которых объясняется законами механики. Поэтому я решил изготовить модель ракеты из подручных материалов, произвести запуск модели, исследовать параметры движения ракеты и ее основные технические характеристики.

Ведь уже много тысяч лет назад, глядя на ночное небо, человек мечтал о полете к звездам. Великая честь открыть людям дорогу к этим звездам выпала на долю нашего соотечественника К. Э. Циолковского. Уже в 1883 г. он дал описание корабля с реактивным двигателем.  А уже в 1903 году Циолковский впервые в мире предоставил возможность конструировать схему жидкостной̆ ракеты. Ему принадлежит также идея применения многоступенчатых ракет.

Создателем советской ракетно-космической техники, обеспечившей̆ стратегический̆ приоритет и сделавшей̆ СССР передовой ракетно-космической державой, является С.П. Королев. Он был ключевойфигурой в освоении человеком космоса. Благодаря его идеям был осуществлён запуск первого искусственного спутника Земли и первого космонавта Юрия Гагарина. Кроме космонавтики, реактивные двигатели так же успешно применяются и в авиастроении. История авиации характеризуется непрекращающейся борьбой за повышение скорости полета самолетов. Первый официально зарегистрированный мировой рекорд скорости, установленный в 1906 году, составлял всего 41,3 километра в час. К 1910 году скорость лучших самолетов возросла до 110 километров в час. Построенный на Русско-Балтийском заводе еще в начальный период первой мировой войны самолет-истребитель РБВЗ-16 обладал максимальной скоростью полета – 153 километра в час. А к началу второй мировой войны уже не отдельные машины – тысячи самолетов летали со скоростями, превышавшими 500 километров в час.

Из механики известно, что мощность, необходимая для обеспечения движения самолета, равна произведению силы тяги на его скорость. Таким образом, мощность растет пропорционально кубу скорости. Следовательно, чтобы увеличить скорость полета винтомоторного самолета в два раза необходимо повысить мощность его двигателей в восемь раз. Это ведет к возрастанию веса силовой установки и к значительному увеличению расхода горючего. Как показывают расчеты, для удвоения скорости самолета, ведущего к увеличению его веса и размеров, нужно повысить мощность поршневого двигателя в 15-20 раз.

Но начиная со скорости полета 700-800 километров в час и по мере приближения ее к скорости звука, сопротивление воздуха увеличивается еще более резко. Кроме того, коэффициент полезного действия воздушного винта достаточно высок лишь при скоростях полета, не превышающих 700-800 километров в час. С дальнейшим ростом скорости он резко снижается. Поэтому, несмотря на все старания авиаконструкторов, даже у лучших самолетов-истребителей с поршневыми моторами мощностью 2500-3000 лошадиных сил максимальная скорость горизонтального полета не превышала 800 километров в час.

Как видим, для освоения больших высот и дальнейшего увеличения скорости был нужен новый авиационный двигатель, тяга и мощность которого с увеличением скорости полета не падали бы, а возрастали.

И такой двигатель был создан. Это – авиационный реактивный двигатель. Он был значительно мощнее и легче громоздких винтомоторных установок. Использование этого двигателя, в конце концов, позволило авиации перешагнуть звуковой барьер.

Реактивное двигателестроение открыло новые возможности в авиации: полёты на скоростях, превышающих скорость звука, и создание самолётов с огромной грузоподъемностью. Первым отечественным серийным реактивным самолётом был истребитель Як- 15 (1946 г), разработанный̆ в рекордные сроки на базе планера Як-3 и адаптации трофейного двигателя Jumo-004. А уже через год прошёл государственные испытания первый, полностью оригинальный, отечественныйтурбореактивный̆ двигатель ТР-1, разработанный̆ в КБ А. М. Люльки.

 

Понятие реактивного движения

Реактивное движение - это движение тела, возникающее при отделении некоторой его части с определенной скоростью относительно тела, например при истечении продуктов сгорания из сопла реактивного летательного аппарата. При этом появляется так называемая реактивная сила, сообщающая телу ускорение.

Главная особенность реактивной силы состоит в том, что она возникает без какого-либо взаимодействия с внешними телами. Происходит лишь взаимодействие между ракетой и вытекающей из нее струей вещества, поэтому принцип реактивного движения находит широкое практическое применение в авиации и космонавтике. В космическом пространстве нет среды, с которой тело могло бы взаимодействовать и тем самым изменять направление и модуль своей скорости, поэтому для космических полетов могут быть использованы только реактивные летательные аппараты, т. е. ракеты.

Реактивное движение используется людьми. Оно давно и прочно вошло в нашу жизнь, и занимает большое место в современной̆ технике: космической, военной̆, на транспорте. Вообразим себе, например, что мы поставили на легкую тележку станковый пехотный пулемет. Тогда при непрекращающейся стрельбе из пулемета она покатится под влиянием толчков отдачи в сторону, противоположную направлению стрельбы.На таком принципе и основано действие реактивного двигателя. Источником движения в реактивном двигателе служит реакция или отдача газовой струи.

 Проявления реактивного  движения (отдачу) приходится учитывать  при конструировании оружия, в  спорте: при катании на коньках, метании ядра и т.д. Во время праздничного фейерверка мало кто задумывается, что такая красота невозможна без реактивного движения. Движение многих моллюсков, осьминогов, кальмаров, каракатиц, медуз является реактивным.

Реактивные двигатели и их особенности

Основной признак реактивного двигателя любого устройства и системы – сила реакции потока газов, получающих ускорение в двигателе и выходящих с большой скоростью в атмосферу. Сила реакции газов передается через корпус двигателя самолету, ракеты и используется как тяговая сила. Такая особенность принципиально отличает реактивные двигатели от других типов двигателей. В реактивном двигателе сила тяги получается непосредственно на поверхностях элементов самого двигателя. В этом случае реактивный двигатель органически соединяет в себе и двигатель и движитель, поэтому его называют двигателем прямой реакции. По роду рабочего процесса, виду топлива и схеме устройства реактивные двигатели можно разделить на несколько типов, показанных на рис.4.

 

 Прежде всего, они разделяются на ракетные и воздушно-реактивные двигатели. В ракетных двигателях горючее и окислитель, необходимые для работы двигателя и образующие рабочее тело,  транспортируются на летательном аппарате вместе с двигателем. В воздушно-реактивных двигателях рабочее тело – атмосферный воздух, кислород его используется в качестве окислителя при сжигании топлива в двигателе.

Воздушно-реактивный̆ двигатель (ВРД) — реактивный̆ двигатель, развивающий̆ тягу за счёт реактивной̆ струи рабочего тела, истекающего из сопла двигателя. С этой точки зрения ВРД подобен ракетному двигателю (РД), но отличается от последнего тем, что большую часть рабочего тела он забирает из окружающей среды — атмосферы, в том числе и окислитель, необходимый̆ для горения топлива. В качестве окислителя в ВРД используется кислород, содержащийся в воздухе. Благодаря этому ВРД обладает преимуществом в сравнении с ракетным двигателем. При полётах в атмосфере: если летательный̆ аппарат, оборудованный ракетным двигателем должен транспортировать как горючее, так и окислитель, масса которого больше массы горючего в 2-8 раз, в зависимости от вида горючего, то аппарат, оснащённый ВРД должен иметь на борту только запас горючего. Следовательно, при одной и той же массе топлива аппарат с ВРД энергетически в несколько раз более обеспечен, чем аппарат с ракетным двигателем, и на активном участке полёта может преодолеть в несколько раз большее расстояние (иногда — в десятки раз).

Ракетные двигатели— тепловой двигатель внутреннего сгорания. В нем химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию газовой струи, выходящей из двигателя, а получающаяся за счет этого сила реакции непосредственно используется как движущая сила – сила тяги. Реактивный̆ двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель — единственный̆ практически освоенный̆ для вывода полезной̆ нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в условиях безвоздушного космического пространства тип двигателя. Другие типы двигателей, пригодные для применения в космосе (например, солнечный̆ парус, космический̆ лифт) пока еще не вышли из стадии теоретической̆ или экспериментальной̆ отработки. Сила тяги в ракетном двигателе возникает в результате преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела.

По роду применяемого топлива ракетные двигатели в свою очередь делятся на двигатели твердого топлива и двигатели жидкого топлива, или, как их обычно называют, жидкостные ракетные двигатели, или жидкостно-реактивные двигатели – ЖРД.

Ракетные двигатели твердого топлива. Принципиальная схема двигателя показана на рис. 5. Внутри камеры сгорания размещено твердое топливо– специальные сорта пороха, спрессованного в виде шашек. При хранении и работе двигателя для удержания шашек в камере и предотвращения выбрасывания их в несгоревшем виде устанавливается диафрагма. Порох воспламеняется или от пиропатрона или от накаливаемой электрическим током металлической нити. В процессе сгорания пороха в камере образуютсягазы, повышаются в связи с этим температураидавлениеих. Температура газов достигает величины порядка 2000°С, а давление для разных двигателей колеблется в пределах до сотен атмосфер. Газы вытекают через сопло в атмосферу с большой скоростью, доходящей до 2000 м/с. При этом возникает реактивная сила, то есть сила, действующая противоположно направлению струи вытекающих газов.

 

Рис. 5. Принципиальная схема ракетного двигателя твердого топлива: 
1 – камера сгорания; 2 – реактивное сопло; 3 – пороховые шашки; 4 — диафрагма; 5 – пиропатронвоспламенитель

 

Подобное же явление наблюдаетсяи при выстреле из огнестрельного оружия. Отдача собственно и есть проявление реактивной силы. Эта сила по своей величине тем больше, чем значительнее масса газов и чем выше скорость истеченияихизреактивногосопла. 
Длительность работы двигателя определяется временем сгорания пороха и не превышает нескольких секунд. В последнее время за границей стали появляться пороховые двигатели, работающие 20-25 с. Камеры сгорания таких двигателей покрываются специальной огнеупорной керамикой, предохраняющей материал стенок ее от коробления при чрезмерном прогреве. Пороховые двигатели при малых размерах могут создавать, хотя и кратковременно, но большую тягу. Простота конструкции и удобство работы с порохом – важные эксплуатационные факторы. Указанные обстоятельства привели к значительному развитию пороховых ракет и широкому их распространению. Пороховые ракеты получили массовое распространение в артиллерии в качестве ракетных, снарядов. Ракетными пороховыми снарядами снабжаются и самолеты F-86, F-89, F-84 и др. Применение специальных (медленно и устойчиво горящих при низких давлениях 30-50 атм.) порохов позволило использовать пороховые двигатели в авиации в качестве стартовых ускорителей, облегчающих взлет тяжелых, перегруженных самолетов В-47 и В-66. Ракетные двигатели твердого топлива прочно вошли в технику, и следует ожидать дальнейшего их развития и распространения.

Жидкостный ракетный двигатель. В основе лежит принцип создания силы тяги за счет вытеканияизсоплапродуктовсгоранияжидкоготоплива. Принцип работы ЖРД ничем по существу не отличается от принципа работы порохового двигателя. На рис. 6 приведена принципиальная схема устройства жидкостного ракетного двигателя.

Рис. 6. Принципиальная схема жидкостного ракетного двигателя: 
1 – камера сгорания; 2 – головка камеры; 3 – трубопровод для подачи топлива в пусковые форсунки; 4 – воспламенитель (пусковая свеча); 5 – трубопровод для подачи окислителя; 6 – трубопровод для подачи горючего (оно же охладитель камеры); 7 – вкладыш (разъемный); 8 – реактивное сопло; 9 – рубашка камеры

 

Жидкостная ракетная установка состоит из системы баков, где размещаются жидкие окислитель и горючее, системы подачи горючего и окислителя и камеры двигателя. Камера двигателя разделяется на головку, через которую топливо из системы подачи поступает в ее рабочую часть, собственно камеру сгорания и реактивное сопло. В осуществлении термодинамического процесса ЖРД существенно отличается от ракетных двигателей твердого топлива и от других типов реактивных двигателей. Преобразование химической энергии топливавработу,сообщаемую двигателю летательного аппарата, осуществляется за счет протекания отдельных процессов, происходящих в ЖРД и его агрегатах. Носитель химической энергии, поступающей в двигатель, – топливо, состоящее, как правило, из горючего и окислителя. Химическая энергия топлива превращается в тепловую энергию вследствие протекания химического процесса – реакции сгорания топлива. Однако, процессу сгорания должен предшествовать ряд подготовительных процессов, необходимых  для наилучшего преобразования химической энергии в тепловую и тепла в работу расширения. К этим процессам относятся: сжатие, то есть повышение давления топлива, которое необходимо для его распыла и осуществления последующего расширения продуктов сгорания; подача компонентов в камеру сгорания; распыл компонентов топлива и их воспламенение.

 

Реактивное движение как следствие закона сохранения импульса

При истечении продуктов сгорания топлива они за счет давления в камере сгорания приобретают некоторую скорость относительно ракеты и, следовательно, некоторый импульс. Поэтому в соответствиисзаконом сохранения импульса сама ракета получает такой же по модулю импульс, но направленный в противоположную сторону.

Масса ракеты с течением времени убывает. Ракета в полете является телом переменной массы. Для расчета ее движения удобно применить закон сохранения импульса.

Характеристикой эффективности ракетного двигателя является удельный̆ импульс— отношение количества движения, получаемого ракетным двигателем, к массовому расходу рабочего тела. Удельный̆ импульс имеет размерность м/c, то есть размерность скорости. Для идеального ракетного двигателя удельный̆ импульс численноравенскорости истечения рабочего тела из сопла. Закон сохранения импульса позволяет оценить скорость ракеты. Предположим сначала, что весь газ, образующийся при сгорании топлива, выбрасывается из ракеты сразу, а не постепенно, как это происходит в действительности. Обозначим массу газа через mг, а скорость газа через vг. Массу и скорость оболочки обозначим соответственно mобиvоб. Направим координатную ось вдоль направления движения оболочки, тогда проекции скоростейгазаиоболочкипомодулюбудутравнымодулямвекторов,нознакиихпротивоположны. Так как сумма импульсов оболочки и газа должна быть равна нулю, то нулю должна быть равна и сумма их проекций: mгvг -mобvоб =0, или mгvг =mобvоб. Отсюда находим скорость оболочки: vоб =mгvг /mоб.. Из формулы видно, что скорость оболочки тем больше, чем больше скорость выбрасываемого газа и чем больше отношение массы газа к массе оболочки. Следовательно, чтобы увеличить скорость движения ракеты, нужно взять массу топлива вомногоразбольшемассыполезногогруза.Мы считали, что весь газ выбрасывается из ракеты мгновенно. На самом деле он вытекает постепенно, хотя довольно быстро. Это значит, что после выброса какой-то части газа оболочке приходится “возить” с собой еще не вылетевшую часть топлива. Кроме того, мы не учли, что на ракету действуют сила тяжести и сила сопротивления воздуха. Все это приводит к тому, что отношение массы топлива к массе оболочки много больше, чем мы получили. Для межпланетных полетов (с возвращением на Землю) масса топлива должна быть в тысячи раз больше массы оболочки.

 

Движение тела с переменной массой. Уравнение Мещерского

Основное уравнение движения тела переменной массы при любом законе изменения массы и при любой относительной скорости выбрасываемых частиц. Было получено В. И. Мещерским в 1897 г. Уравнение получается из закона сохранения импульса(ЗСИ) в изолированной системе для тела с переменной массой. Согласно ЗСИ:

, где:

М- масса тела;

- массавыбрасываемыхгазов;

- начальная скорость;

- приращение скорости;

- скорость истечения продуктов горения;

 

- секундный расход горючего;

Раскрыв скобки, получим:

 

Слагаемым можно пренебречь по сравнению с остальными, так как оно содержит произведение двух малых величин. После приведения подобных членов будем иметь:

 

или

 

По форме это уравнение напоминает второй закон Ньютона, однако, масса тела М здесь меняется во времени из-за потери вещества.

Размерность величины: []=.

Поэтому - => уравнение (1) можно записать так:

(2).

     Величина = -носит название реактивной силы. Она появляется вследствие истечения газов из ракеты, приложена к ракете и направлена противоположно скорости газов относительно ракеты. Реактивная сила определяется лишь скоростью истечения газов относительно ракеты и расходом топлива. Существенно, что она не зависит от деталей устройства двигателя. Важно лишь, чтобы двигатель обеспечивал истечение газов из ракеты со скоростью при расходе топлива .

Если на ракету действуют внешние силы, то ее движение определяется реактивной силой и суммой внешних сил. В этом случае уравнение запишется так:

 

В случае запуска ракеты с поверхности земли в вертикальном положении на ракету действует сила тяжести .

Формула Циолковского

Решением дифференциального уравнения Мещерского является формула К.Э. Циолковского:

 

Она справедлива в случае отсутствия внешних сил. 

Отношениеназывается числом Циолковского, и часто обозначается буквой z.

Скорость, рассчитанная по формуле Циолковского, носит название характеристической или идеальной скорости. Такую скорость теоретически имела бы ракета при запуске и реактивном разгоне, если бы другие тела не оказывали на неё никакого влияния.

Как видно из формулы, характеристическая скорость не зависит от времени разгона, а определяется на основе учёта только двух величин: числа Циолковского z и скорости истечения u. Для достижения больших скоростей необходимо повышать скорость истечения и увеличивать число Циолковского. Так как число z стоит под знаком логарифма, то увеличение u даёт более ощутимый результат, чем увеличение z в то же количество раз. К тому же большое число Циолковского означает, что конечной скорости достигает лишь небольшая часть первоначальной массы ракеты. Естественно, такой подход к проблеме увеличения конечной скорости не совсем рационален, ведь надо стремиться выводить в космос большие массы, при помощи ракет с возможно меньшими массами. Поэтому конструкторы стремятся, прежде всего, к увеличению скоростей истечения продуктов сгорания из ракет.

 

Сборка

В качестве двигателя использована капсула с горючим веществом (сера и порох). Для корпуса ракеты использована труба из пластика (длинной 200мм, диаметром 30мм). Капсула фиксируется в корпусе при помощи центрирующих колец. На корпус устанавливается обтекатель из пластика. Стабилизаторы изготовлены из плотной бумаги. Для фиксации капсулы в продольном направлении в трубу впрессован фиксатор из пробки. Камера сгорания (капсула) имеет длину 80мм, внутренний диаметр 14мм, заканчивается она цилиндрическим соплом диаметром 4мм и длинной 10мм. В сопло камеры сгорания вставлен фитиль.

 

Сборка модели ракеты производится следующим образом:

На капсулу надеваются центрирующие кольца, она вставляется в корпус и фиксируется пробкой.Затем на корпус устанавливается обтекатель и крепится при помощи клея. Стабилизаторы (4шт.) вставляются в предварительно сделанные прорези в хвостовой части корпуса модели. К корпусу ракеты при помощи скотча прикрепляется направляющий стержень из дерева.

 

Запуск

Направляющий стержень вставляется в пусковую трубу, закрепленную в тисках в вертикальном положении. Тиски устанавливаются на металлическую решетку с ножками. Подготавливаем электронный секундомер. Затем поджигаем фитиль, включаем секундомер в момент взлета (t0). Далее отмечаем момент полного сгорания горючего(t1), момент достижения максимальной высоты(t2) и момент падения корпуса ракеты на землю(t3).  Электронный секундомер измеряет не моменты времени, а промежутки времени.

 

Расчеты

Вся траектория полета ракеты делится на участки:

1. Разгонный участок (h1, t1-t0), движение равномерно ускоренное.
2. Участок торможения (h2, t2-t1), движение равномерно замедленное.
3. Участок свободного падения (h3, t3-t2).

 

Процесс горения порохового заряда – сложный процесс, поэтому для выполнения расчетов, делаем следующие упрощающие предположения:

-расход топлива происходит равномерно, т. е . = сonst.

-следовательно, реактивная сила постоянная.

-поэтому ускорение ракеты  на участке 1 равномерно ускоренное: а == const.

Направим ось OX вертикально вверх. На участке 1 реактивная сила, скорость и ускорение направлены вверх, а сила тяжести вниз. На участке 2 скорость направлена вверх, сила тяжести направлена вниз, скорость меняется от v1до 0, реактивная сила отсутствует. На участке 3 происходит свободное падение, сила тяжести направлена вниз.

Средства измерения

Масса измеряется при помощи электронных весов с точностью измерения ±1г. Общая масса ракеты вместе с направляющим стержнем M=115г. Масса капсулы с зарядом 22г. Масса горючего определятся следующим образом: после эксперимента измеряем массу пустой капсулы. Она равна 11г. Следовательно, масса горючего m=11г. Масса ракеты без горючего M-m=104г.

Время измеряется при помощи электронного секундомера с точностью 0,01с. Однако, точность измерения зависит от физиологической реакции включения и выключения секундомера. Эта реакция может быть как опережающая, так и запаздывающая. По времени она на порядок превышает точность измерения секундомером. Мы оцениваем погрешность измерения времени ±0,2с.

Порядок расчета:

Для расчета мы пользуемся уравнением Мещерского для движения тел с переменной массой в гравитационном поле земли в проекции на ось OX.

M(t)=,

где M(t) - переменная масса ракеты, =а – ускорение на разгонном участке, =.

В момент выключения двигателя M(t)=. Поэтому это уравнение можно записать так:

 a=-

Откуда следует, что реактивная сила:

 

В этой формуле массы M и   известны. Нам нужно определить ускорение a=.

=- измеряется секундомером., где скорость корпуса ракеты в момент времени . Эту скорость мы определяем из того, что за время =Скорость ракеты уменьшается от до 0. =0= =>

.

Итак, сначала мы вычисляем: , затем a==и после этого находим реактивную силу.

Вычисляем скорость истечения продуктов горения:

u=,

где –секундный расход топлива на разгонном участке.

Вычисляем суммарный импульс:

 ;

Вычисляем удельный импульс:

=;

Вычисляем тягу двигателя:

T=.

 

Результаты измерений:	Вычисления:
= 3.5 ±0.2с.	= 10= 16
= 1.6 ±0.2с.	a ==
= 2.9 ±0.2с.	= = 3.1
M = 115кг.	= 1.52Н
кг.	u = = = 484
m = 11кг.	5.32Н
	= =
	T = = Н

 

 

                                                                     T =

 

Погрешности измерений

1. Погрешности прямых измерений:

		M=(115±1)
.		= (104 ±1)
с.
с.
с.

 

2. Погрешности косвенных измерений:

  Относительные  погрешности косвенных измерений  рассчитываются по формулам, приведенным  в учебнике «Физика 10» в разделе  Лабораторные работы.

m=M-, =

= = m = (11)кг

        = =

= = + = ± 0.6

 

() = () + (а) = 0.01 + 0.13 ,	= ±0.2Н
() = (m) + () = 0.2 + 0.06
() = () + () = 0.14 + 0.26
() = () + () = 0.14 + 0.06	±1.1
() = () + () = 0.2 + 0.2	= ±194
(T) = (m) + () + () = 0.2 + 0.4

 

 

Таблица результатов

Физические величины	Единицы измерения(СИ)	Результаты расчетов А	Абсолютная погрешность	Относительная погрешность %
Реактивная сила	Н	1.5	0.2	14
Удельный расход топлива		3.1	0.8	26
u Скорость истечения газов		484	194	40
Суммарный импульс	Н	5.32	1.1	20
Удельный импульс		484	194	40
Т Тяга двигателя	Н	1.52	1.0	66

 

 

 

 

 

 

Выводы

В результате проведенного эксперимента и обработки результатов достигнута цель, поставленная в начале работы. Решены все поставленные задачи и получены численные значениявсех искомых характеристик модели ракетного двигателя: реактивную силу(), удельный расход топлива() скорость истечения газов(u), удельный() и суммарный импульс(), силу тяги(Т).

Как и следовало ожидать, результаты измерений определены с большими погрешностями. Они обусловлены погрешностями измерений временных промежутков и массы горючего .

Значимость проектной работы заключается в демонстрации возможности изготовления модели ракеты и простыми измерениями масс и временных промежутков изучать характеристики реактивного движения. Проектная работа может представлять интерес для физических кружков и любителей физики. 

 

 

 

 

Использованная литература

Г.Я. Мякишев «Механика»

А.Н Матвеев «Механика и теория относительности»

А.С. Енохович «Справочник по физике»

http://perotexnika.ucoz.ru/news/kak_sdelat_raketu_v_domashnikh_uslovijakh/2012-06-01-6 http://www.sky-blog.net/nauka/Raketa-v-domashnikh-usloviyakh.htm