 |
|
 |
|
|
|
|
Ракетный полет в стратосфере
|
На рис. 27 представлена в простейшем виде схема жидкостного ракетного двигателя, работающего на жидком кислороде и бензине. Жидкий кислород находится в медных баках, имеющих грушевидную форму. Баки имеют двойные стенки, между которыми создан вакуум. Горловина бака служит одновременно седлом для посадки головки с клапаном, закрывающим бак герметически. Клапан удерживается в прижатом состоянии посредством пружины, которая может быть по желанию отрегулирована на нужное давление. Таким образом если по каким-то причинам давление в баке превзойдет заданную величину, то клапан отожмет пружину, выпустит избыток газов и, как только давление уменьшится, снова герметически закроет бак. Клапан помимо пружины снабжен еще рычагом, благодаря которому возможно независимо от давления в баке, нажав этот рычаг, открыть горловину и следовательно быстро спустить давление до нуля. Возможность такой манипуляции весьма существенна, так как позволяет управляющему мотором в случае каких-либо неполадок в работе очень быстро освободить баки от давления, открыв свободный доступ испаряющимся газам в атмосферу и тем самым предупредить возможный взрыв. Заливка в бак кислорода производится через горловину, для чего вся головка вместе с клапаном снимается. Подача кислорода в камеру сгорания происходит при помощи негорючего газа, подаваемого в бак под некоторым давлением. Газ выжимает жидкий кислород и по трубке, доходящей почти до самого дна бака, подает его в трубопровод. Аналогично с описанным и устройство бензинового бака, с той только разницей, что бак имеет одинарную стенку. Из баков компоненты (кислород и бензин) подаются каждый по своему трубопроводу в моторные агрегаты. Кислород в жидком виде поступает в жиклеры испарителей, а бензин – в жиклер, установленный непосредственно на камере сгорания. В испаритель кислород попадает в распыленном виде, проходя его, испаряется и затем через обратный клапан проходит в камеру сгорания. Испаритель имеет двойные стенки, между которыми циркулирует теплая вода. Для того чтобы в случае сильной вспышки в камере сгорания взрывная волна не попала в бак, на пути прохождения кислорода после испарителя установлен обратный клапан. Он представляет трубку с двигающимся в ней сердечником. В зависимости от направления движения газов сердечник будет прижат к одной из крышек клапана. При этом в одном направлении газы могут проходить свободно, а в обратном им будет препятствовать сердечник, перекроющий отверстие трубопровода и прижимаемый к нему давлением газов. Камера сгорания представляет цилиндр, имеющий двойные стенки. Пары кислорода омывают внутреннюю трубу и через овальные прорезы попадают внутрь камеры непосредственно около жиклера, распыляющего бензин. В этом же месте помещена свеча электрического зажигания, посредством которой и производится воспламенение смеси. Огромные температуры, получающиеся в камере сгорания жидкостных ракетных двигателей, являются причиной того, что не удается добиться сколько-нибудь продолжительной их работы. После нескольких секунд работы самые огнестойкие металлы начинают плавиться и камера сгорания мгновенно превращается в бесформенный ком железа. Поэтому особенно сложной проблемой в ракетном двигателе является проблема охлаждения. Приведенная на рис. 21 система охлаждения внутренней рубашки камеры парами кислорода применялась во время многочисленных опытов проф. Обертом, которому после многих лет работы удалось добиться продолжительности работы своих камер без разрушения все же не более чем в течение 5 – 7 минут. Несомненно, что одним из главнейших затруднений на пути развития ракетной техники является вопрос о нахождении таких огнестойких материалов, которые, будучи применены для изготовления камер сгорания, выдерживали бы температуры свыше 3000º в течение продолжительного времени. Подача компонентов топлива в камеру, как уже говорилось, осуществляется посредством создания избыточного давления нейтрального газа. Для этой цели применяется азот, который посредством специального устройства поддерживает давление подачи (в баках) постоянным в течение всего времени работы двигателя до полного опорожнения баков. Азотный компенсатор представляет собой сосуд с жидким азотом. В него входит другой цилиндрический сосуд, в который все время подается горячая вода, подогревающаяся при прохождении через кожух сопла. Одновременно эта же вода охлаждает сопло. Если давление в системе начинает падать, то находящийся на левой стороне азотного компенсатора, в маленьком цилиндре, поршенек начинает ползти вверх и посредством рычага погружает сосуд с горячей водой глубже в азотный бачок. Благодаря этому азот испаряется более интенсивно и давление в трубопроводах и баках системы снова повышается. В случае если почему-либо давление слишком велико, то поршенек отжимается газами книзу, приподнимает воду и тем самым уменьшает испарение азота и снижает давление. На случай, если давление будет расти слишком быстро, азотный компенсатор снабжен автоматически действующим предохранительным клапаном, а также рычагом для быстрого спуска давления. Количественное регулирование подачи компонентов, т. е. пропорция горючей смеси, осуществляется в процессе работы двигателя посредством управления жиклерами, подающими кислород в испарители и бензин в камеру сгорания. Управление двигателем сосредоточено на специальной доске, где размещены и контрольные приборы. Оба кислородных жиклера управляются одновременно и от одного сектора. Другой сектор служит для управления бензиновым жиклером. Рядом на доске находятся рукоятки управления запорными кранами бензиновой и кислородной проводки, а также рычаги для открытия клапанов бензинового и кислородных баков. Помимо регулирования подачи путем управления жиклерами немаловажным условием является достижение во всей системе двигателя равномерного давления. Для наблюдений за этим на доске управления расположены манометры, показывающие давление в каждом из баков в отдельности, в азотном компенсаторе и в камере сгорания. Понятно, что давление в баках во время установившейся работы двигателя больше, чем в камере сгорания. Если вдруг давление подачи станет меньшим, чем рабочее давление в камере, то подача прекратится и двигатель перестанет работать. Необходимо отметить, что надежное и удобное управление всеми устройствами двигателя, а также безоотказно работающая контрольная и измерительная аппаратура н приборы, быстро сигнализирующие экспериментатору о величине давления, температурах и пр., являются обязательным условием и залогом успешности работы.
Запуск двигателя в ход производится следующим образом; сперва создается нужное давление в баках с окислителем и горючим, затем открываются краны и жиклеры и образовавшаяся в камере смесь воспламеняется электрической искрой.
Интенсивность работы двигателя (сила тяги) может быть изменена по желанию в ту или другую сторону посредством управления жиклерами, а также изменением давления подачи. Характерным для любого ракетного двигателя является то, что привычное для нас определение мощности в данном случае неприменимо. Интенсивность работы ракетного двигателя характеризуется другой величиной, а именно развиваемой им силой тяги. Для того чтобы замерить силу тяги авиационного мотора, надо привести в движение воздушный винт. Ракетный же двигатель сообщенную ему тепловую энергию отдает непосредственно в виде силы реакции. Тяга ракетного двигателя может быть легко замерена, если соединить камеру сгорания например с динамометром.
Иногда применяют и другой способ. Неподалеку от сопла ставится экран, соединенный посредством коромысла с чашкой весов (рис. 28). Струя вытекающих из сопла газов ударяется об экран, отклоняет его и тем самым приводит в движение весы. Положив на чашку весов гири таким образом, чтобы вернуть экран в исходное положение, можно узнать силу тяги двигателя.
Принцип действия такого измерителя реактивной силы будет ясен, если вернуться к описанной выше схеме (рис. 6) работы ракетного двигатели. Давление на боковые стенки камеры сгорания взаимно уравновесится, а давление на днище (реактивная сила) равно давлению вытекающих через сопло газов и воспринимается экраном весов. Кстати сказать, распространено неверное мнение о том, что выходящие из сопла газы отталкиваются от окружающего воздуха, благодаря чему ракета и может двигаться. Такое представление вызвано полным непониманием принципа действия ракетного мотора, который сообщает силу тяги летательному аппарату по совершенно иной причине, как это и было указано при описании схемы на рис. 6 (глава III).
Для испытания описанного выше двигателя был выбран бесхвостого типа планер (рис. 29, 30 и 31), имевший форму треугольника. Крыло деревянной конструкции из 3 частей, толстого профиля посредине образовывало утолщение, в котором расположено место пилота. В центроплане же установлены камеры сгорания, баки, испарители и вся проводка двигателя. Для крепления баков к крылу между лонжеронами установлены дюралевые шахты, а сами баки могли быть по желанию пилота сброшены. Управление планером осуществлялось ручкой и педалями. Рули направления и кили находились на концах крыла, причем при нажиме педали руль отклонялся только с одной стороны (с той же стороны, в которую надо было сделать разворот). К задней кромке крыла на кронштейнах подвешены: концов крыла – элероны, а в центре – рули высоты. Данные планера следующие: Размах 12,1 м Таблица 2 Полетные данные планера с ракетными двигателями
Таблица 2 показывает, насколько тяжело решается задача полета с жидкостным мотором в таком простейшем виде. В случае тяги 50 кг полет происходит фактически с большим трудом. Для взлета требуется продолжительный разбег, а набор высоты происходит очень медленно и до ничтожного потолка в 810 м. Немногим лучше обстоит дело, если форсировать работу двигателя и снимать 100 кг тяги. 6 этом случае, для того чтобы лететь со скоростью 120 км/час, требуется расходовать около 200 г/сек горючей смеси, что составит за 1 минуту 12 кг и за 1 час – 720 кг (считая скорость все время неизменной), т. е. фактически с такой нагрузкой планер не сможет оторваться от земли. Если же установить обыкновенный авиационный мотор, например «АБС», мощностью только в 24 л. с., то при скорости 100 км/час самолет сможет Свободно летать свыше 3 часов, а практический потолок его составит около 3000 м. Рассматривая весовые характеристики аппаратов с жидкостными ракетными двигателями и не ограничиваясь только приведенным в качестве примера бесхвостым планером, а исследуя вопрос несколько более подробно, нужно признать, что по состоянию ракетной техники на сегодняшний день полет человека на самолете с жидкостным мотором пока еще может быть отнесен только к области фантастики. Понятно, что при этом следует различать два понятия; принципиально не вызывающий сомнений и, вообще говоря, возможный подъем человека при помощи жидкостного ракетного летательного аппарата (РЛА) на некоторую высоту от земли и пока еще не осуществимый полет в течение более или менее продолжительного промежутка времени и по заданному маршруту. В последнем случае подразумевается исключительно высотный полет, так как в плотных слоях атмосферы, у земли, невозможно достичь настолько больших скоростей полета, чтобы получить достаточную полезную отдачу двигателя.
Посмотрим, из чего будет складываться полетный вес высотного самолета с жидкостным ракетным двигателем. Во-первых – экипаж. Здесь речь может итти об 1, 2 или даже 3 человеках. Вес экипажа является величиной вполне определенной и составляет от 100 до 300 кг (включая сюда парашюты, теплую одежду и пр.). Далее – жизненный запас. Сюда войдут все установки, приборы и приспособления для поддержания жизненных условий экипажа при его работе на высоте. Затем – кабина, которая будет очевидно герметической; будем считать, что вес ее составит около 300 кг. И наконец конструкция РЛА, которая должна в основном отвечать трем задачам: допускать 1) взлет и набор высоты в низших слоях, в тропосфере; 2) полет с большими скоростями в стратосфере и 3) планирование и посадку. В нашу задачу не входит изложение здесь конкретного проекта того или иного типа РЛА, но из сказанного выше можно сделать вывод, что такой аппарат вряд ли будет легче по весу, чем известные нам некоторые авиационные конструкции. Вес аппарата с экипажем, оборудованием, приборами и пр. (только без горючего) будет измеряться не десятками, не 2–3 сотнями килограммов, а тысячей и может парой тысяч килограммов. Каковы будут условия взлета такого аппарата? Опять-таки, продолжая наши рассуждения, можно сказать, что независимо от способа, которым будет произведен взлет, он будет происходить, по крайней мере в первой своей части, достаточно медленно. Это нужно потому, что организм человека не переносит больших ускорений. Кроме того низшие, более плотные, слои атмосферы выгодно пройти с небольшими скоростями, так как в противном случае пришлось бы преодолевать весьма значительное сопротивление воздуха, которое, как мы видели, начиная с некоторой скорости, растет необычайно быстро. Мы видим, что ракетные самолеты в период взлета и набора высоты весьма далеки от тех сказочных скоростей, которые обычно так охотно им приписываются. В таком случае можно притти к заключению, что порядок цифр веса РЛА не будет особенно сильно отличаться от таких же величин для соответствующих самолетов. При этом следует помнить, что все время речь идет о весе аппарата, не считая веса горючего для ракетного двигателя. Условия взлета, как мы видели, до некоторого момента также будут аналогичны условиям, присущим вообще самолету. Следовательно и потребные для полета тяги двигателей будут порядка, близкого к самолетным. Посмотрим, каковы в этом случае получаются расходы топлив. Как известно, состав смеси описанного нами типа ракетного двигателя, работающего на жидком топливе и окислителе, составляется в пропорции около 1:4. Теплотворная способность смеси будет около 2000 калорий и теоретическая величина тяги, снимаемой с 1 кг расхода смеси, равняется около 200 кг. Таблица 3. Расходы по тягам
В таблице 3 приведены величины расходов по тягам в 1 секунду, 1 минуту и 1 час. Величины тяг двигателей взяты чисто условно и в данном случае равны 100, 500 и 1500 кг. В пределах этих величин или комбинируя двигатели попарно и т. д., возможно как раз и будет находиться потребная для полета нашего аппарата сила тяги. __________________ 1 Из доклада автора на I Всесоюзной конференции по изучению стратосферы 5 апреля 1934 г.
|
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
|
|