 |
|
 |
|
|
|
|
Ракетный полет в стратосфере
|
К сожалению цифры, приведенные в таблице, не обещают ничего хорошего (на практике они еще хуже). Если к весу нашего аппарата приложить вес топлива, даже в самом скромном количестве, то такой самолет не сможет сам себя поднять. Это обстоятельство следует серьезно учесть при всевозможных работах в данном направлении. Правда необходимо оговориться, что метод оценки осуществимости полета по продолжительности для ракетных аппаратов будет не совсем правильным. Порядок скоростей, так сказать, практически выгодного ракетного аппарата будет значительно отличным от тех величин, которые мы получаем у самолетов. Кроме того значительная часть пути будет пройдена аппаратом на планировании, т. е. без мотора, причем дальность планирования возрастет за счет инерции. Далее при установившемся полете на высоте потребуется незначительная тяга для полета, для чего будет нужен ничтожный расход горючего. Таким образом общий баланс веса и в частности та его доля, которая падает на горючее, если вести расчет, исходя из пройденного пути (пусть даже в короткий промежуток времени), могут оказаться намного утешительнее, чем в разобранном нами примере. Но несомненно, что проблема уменьшения расхода на единицу тяги еще долгое время будет стоять перед ракетчиками в качестве первоочередной задачи. У ракетного двигателя под величиной веса следует понимать вес только камеры сгорания с соплом. Все остальное может быть отнесено к питанию, т. е. бакам, проводке и пр. Таким образом сам по себе вес двигателя очень невелик, а вес агрегатов питания зависит от ряда факторов, например емкости, схемы расположения, применяемого материала и пр. Одной из существенных причин, значительно влияющих на вес баков и всей системы питания, является способ подачи топлива в камеру сгорания. В описанном нами двигателе подача происходит под давлением, под которым и находятся вся проводка, арматура и баки. Это значительно увеличивает вес установки, так как приходится упрочнять баки, для того чтобы они выдержали нужное давление. Такая система хотя и является наиболее простой и легко осуществимой, но как правило, особенно при емких баках, получается довольно тяжелой. Кроме того, поскольку вся арматура, трубопроводы, все соединения и баки находятся под давлением, требуется очень тщательная сборка и пригонка всех частей, так как в противном случае из-за негерметичности какого-нибудь места нельзя будет поднять давление в системе. У некоторых двигателей давление подачи достигает весьма значительных величин (60 – 80 атм) и поэтому вес всей моторной установки получается большим. Для того чтобы избегнуть этого, могут быть применены насосы или инжектирующие устройства. Баки с окислителем и горючим свободно соединяются с атмосферой, а топливо в камеру сгорания подается одним из указанных способов под соответствующим давлением. В этом случае баки делаются тонкостенными и рассчитываются только на то, чтобы выдержать вес заключенной в них жидкости, а все соединения трубопроводов должны быть достаточно плотными во избежание протекания. Под повышенным давлением находятся сам насос, камера сгорания и соединяющая их проводка. В смысле эксплоатации такая схема питания много проще, а главное безопаснее, так как горючие компоненты не имеют избыточного давления и продукты испарения их могут быть отведены непосредственно в атмосферу. На практике вследствие целого ряда различных затруднений и в частности большого потребного секундного расхода жидкости система подачи при помощи насосов получила малое распространение, хотя работы в этом направлении ведутся и повидимому могут дать положительные результаты. Если обратиться к рассмотрению других типов ракетных летательных аппаратов, предназначенных для достижения больших высот, а именно к аппаратам, не несущим людей, т. е. живой нагрузки, то, применяя для них в качестве движителя жидкостные ракетные моторы, можно ожидать получения несколько более благоприятных результатов по сравнению с самолетами. Причины этого кроются в том, что таким ракетам можно сообщить значительно большие ускорения и быстрее достичь больших скоростей полета, на которых, как известно, коэфициент полезного действия двигателя увеличивается. Кроме того целый ряд сложнейших вопросов, присущих самолету и налагающих известные ограничения, в данном случае отсутствует. Сюда могут быть отнесены управление РЛА как самолетом, его взлет и посадка, получение ускорений в допустимых пределах и многое другое. Понятно, что конструкция ракет получается гораздо более простой, легче осуществимой и выгодной. Достижение высот в 20–50–100 км при помощи например бескрылых ракет с жидкостным мотором является делом вполне реальным. Сегодня эти высоты еще ие взяты, но это несомненно не замедлит последовать. Достаточным подтверждением этому могут быть ведущиеся в настоящее время усиленная работа и многочисленные эксперименты в этой области. Известны проекты подъема ракет на большие высоты для производства различных наблюдений, для чего в качестве полезного груза берутся регистрирующие приборы. Продолжительность полета такой ракеты с мотором может составить в зависимости от высоты подъема и других факторов 30 – 100 секунд. В первые же моменты полета ракета пробивает нижние Слои атмосферы, развивая огромнейшие скорости в несколько сот метров в секунду, а после выгорания топлива продолжает подъем, двигаясь по инерции. Достигнув верхней точки, ракета при помощи каких-то приспособлений спускается на землю. Учитывая изложенные обстоятельства и на основании расчетов, базирующихся на реальных технических и производственных возможностях, надо сказать, что жидкостная ракета может выполнить целый ряд заданий науки, стремящейся к изучению стратосферы. При этом надо оговориться, что приведенные для иллюстрации цифры ни в коем случае не являются предельными и, вообще говоря, теоретически ракета потолка не имеет.
Из рассмотрения диаграммы строения стратосферы, изображенной на рис. 3, видно, какое исключительное значение имеет ракета как средство исследования стратосферы. Все иные способы, применяющиеся для полета или подъема приборов, захватывают лишь начало ее и безусловно не смогут дать в большинстве случаев достаточно исчерпывающих результатов. Наряду с большими техническими трудностями, которые необходимо преодолеть для осуществления полета ракеты на большую высоту и затем ее благополучного спуска на землю, имеется целый ряд немаловажных побочных вопросов. Главнейшие из них – это создание специальной совершенно новой регистрирующей и сигнализирующей аппаратуры для производства тех или иных наблюдений в условиях нахождения прибора внутри ракеты, затем устройство такого приспособления, которое позволило бы ракете совершать спуск на землю достаточно медленно, так как в противном случае сохранение в целости приборов или хотя бы произведенных ими записей будет невозможно. Понятно, что в империалистических странах ракета меньше всего будет использована для научных и исследовательских целей. Ее главной задачей будет военное применение, причем значительная высота и дальность ее полета как раз и являются для этой цели наиболее ценными качествами. С конца прошедшего десятилетия работы над РЛА на жидком топливе усиленно велись во многих странах. В Германии серия опытов была поставлена с небольшими опытными образцами ракет Мирак (Minimum rakete Mirak). Первая ракета Mirak-I1 (рис. 32) была сделана из алюминия и имела три части: верхнюю с баком – для жидкого кислорода, нижнюю – для бензина и среднюю – камеру сгорания. Последняя имела конусообразную форму и была изготовлена из сплавов меди без всякой облицовки внутри. 2 бака были сделаны из дюраля: верхний заключал в себе около 1 л кислорода, а нижний – около ½ л бензина. Кислород подавался в камеру сгорания давлением своих же паров, которые быстро образовывались благодаря испарению при закрытии бака герметически. Бензин подавался давлением углекислоты, вследствие чего удалось избежать применения насоса, который в данном случае был бы невыгодным. Вес ракеты с горючим составлял около 3 кг. Опыты, произведенные с нею на весах, дали подъемную силу в 4,5 кг; иными словами, если бы ракета во время опытов не была привязана, она улетела бы. _______________________ 1 По данным проф. Н. А. Рынина.
Предполагалось, что кислород нуждается в некотором подогревании, для того чтобы он развил достаточное давление; камера же сгорания наоборот требует охлаждения. По этим соображениям камера сгорания была вдвинута в бак с кислородом. Однако это устройство оказалось неудовлетворительным: кислород чрезмерно нагревался, в то время как его согревать совсем не следовало, а охлаждение камеры было недостаточно. Коническая форма последней оказалась плохой, так как углы ее нижней части мешали быстрому выходу газов и сильно понижали силу тяги. Кроме того оказалось необходимым увеличить объем посредине и вверху камеры для лучшего образования смеси н горения. В результате в баке с кислородом развивалось настолько сильное давление, что бак разрывался, и это показало, что ракета нуждается в предохранительном клапане.
Тогда была построена следующая ракета, Мирак-II (рис. 33), имевшая клапан, отрегулированный таким образом, что он открывался при таком давлении, которое еще выдерживали стенки бака. Бак для бензина и его приспособления остались прежними, камера же сгорания подверглась коренному изменению. Она по-прежнему осталась в баке с кислородом, но была сделана из стальной оболочки, обертывающей керамиковую рубашку, которая препятствовала свободной передаче тепла кислороду и предохраняла камеру от прогорания. Форма камеры была цилиндрической и соответственно большего объема, чем у первой ракеты.
Причинами взрывов Мирак-I был кислородный бак. а Мирак-II – камера сгорания, которая вследствие непрочности керамики начала размягчаться; высокая температура сообщилась кислороду, в результате чего и произошел взрыв всей ракеты. Опыты производились в глубоком овраге, на дне которого была установлена небольшая стальная башня. С обеих сторон ее помещались баки с горючим, прикрытые землей. Краны баков открывались издалека при помощи проволочных тяг. Станок для испытания двигателя на месте состоял из стального рычага длиной около 300 мм, с осью вращения посредине. На одном конце его устанавливался испытуемый ракетный мотор, а другой конец упирался в измеритель силы с часовым механизмом, вращающим барабан с зачерненной бумагой. Стрелка, укрепленная на рычаге, чертила диаграмму изменения силы тяги двигателя. При соответствующей тарировке прибора можно было на основании диаграммы прочесть величину реактивной силы в любой момент работы. В первые моменты работы мотор немного брызгал и давал перебои, но затем по мере его нагревания работа становилась устойчивой, пламя выходило из сопла на расстояние 1 – 1½ м в виде ровной желтой струи и сопровождалось сильным свистом. Далее длина пламени укорачивалась, цвет его переходил в голубоватый и шум усиливался. Минута работы казалась присутствовавшим на опытах необычайно долгим временем. Во время опытов на станке камера помещалась в небольшой жестяный бак с проточной водой. При работе не более 1½ минут вода в баке из замерзшего состояния переходила в кипяток, но медная рубашка мотора не плавилась, а лишь слегка окислялась. Когда следовало остановить горение, то сначала выключался кислород, а затем бензин. В обратном случае чистый кислород, встречая раскаленный металл, мог бы его расплавить или вырезать. В полете подобные небольшие моторы должны были бы работать не более 30 – 40 секунд, в течение которых перегрев камеры не мог бы быть чрезмерным. Во время опытов на станке маленькие моторы работали по 5 минут при охлаждении рубашки камеры водой. При более продолжительной работе, до 10 минут, они с силой взрывались или прогорали, что указывало на значительный перегрев. Наблюдения за опытами вследствие большой опасности велись с большими предосторожностями из-за надежного прикрытия и при помощи системы зеркал.
Ракета Мирак-III (рис. 34) была изменена в части устройства бака с бензином, формы и положения мотора. Вместо 1 нижнего бака было устроено 2, взаимно уравновешивающих друг друга. В одном из них помещался бензин, а в другом – азот под давлением. Трубка соединяла оба бака так, что газ, оказывая давление на бензин, при открытии клапана нагнетал его в камеру сгорания. Азот был применен вместо углекислоты, потому что он оказался более надежным и давал сразу требуемое давление. Камера имела цилиндрическую форму с шаровидными концами. Изготовлена она была из дюраля с внутренней прокладкой из меди. Критическое (наиболее узкое) сечение сопла было сделано несколько большим, само сопло – длиннее, чем у прежних двигателей и изнутри по всей длине выложено медью толщиной около 2 мм. При опытах иногда наблюдалось интересное явление. В то время как давление в камере достигало от 12 до 20 атм, давление подачи было меньшим и двигатель продолжал работать. Возможно, что это объясняется токами газа в камере, образующими подсасывание около входного отверстия трубки, подводящей в камеру горючее, а может быть – явлением детонации. Сила тяги двигателя, около 10 кг, и продолжительность действия, 32 секунды, при расходе кислорода по объему в 4 раза более, чем бензина. Ракета должна была подняться на высоту до 5000 м, и хотя эта высота и невелика, но необходимо помнить, что данная ракета, как говорит ее название, представляет минимальную ракету, а при сравнительно небольшом ее увеличении и установке другого мотора можно рассчитывать на достижение весьма значительной высоты. На рис. 35 изображена схема большой составной ракеты Оберта1, заключающей в себе одну ракету, работающую на спирте, и вторую, использующую в качестве горючего жидкий водород. В нижних слоях атмосферы, где плотность воздуха велика, предположено применить спиртовую ракету, скорость извержения газов которой и скорость полета относительно малы. В более же высоких слоях, где плотность незначительна, следует применять меньшую водородную ракету, у которой скорость истечения газов и скорость полета больше. ______________________ 1 Для сокращения подробное описание ее нами не приводится.
Назначение аппарата – исследование высоты, состава и температуры земной атмосферы, определение закона сопротивления воздуха при разных высотах и скоростях, а также исследование работы самой ракеты.
Для облегчения старта предусмотрена еще вспомогательная ракета, а также есть проект отправки ракеты с некоторой высоты, на которую она поднимается при помощи дирижабля. Таким образом начало подъема по расчетам будет на высоте 7700 м; из них 5500 м проходится дирижаблем и 2200 м – при помощи вспомогательной ракеты. Общая высота подъема спиртовой ракеты по расчетам Оберта должна достигать 56 км. Верхняя часть представляет как бы шапку над обеими ракетами и удерживается от раскрытия пружинами. Когда в спиртовой ракете горючее истощится, связь между верхушкой и корпусом прерывается, верхушка раскрывается, распадаясь на две части, и из внутренности спиртовой ракеты вылетает водородная ракета. Бак с кислородом находится под давлением около 20 атм, причем имеется устройство, при помощи которого поддерживается соответствие расходов горючего и кислорода. Водородная ракета начинает свой полет с высоты 56 км, достигая в течение 8 секунд высоты 84000 м. Дальнейший полет происходит по инерции, причем, сбросив движущую часть водородной ракеты, головка ее с приборами должна достигнуть высоты в тысячу девятьсот шестьдесят километров. Скорости полета при этом будут следующие: по окончании горения вспомогательной ракеты в течение 8 секунд – 500 м/сек, по окончании горения спиртовой на высоте 56 км (через 40 секунд) – 3000 м/сек и наибольшая развиваемая скорость – 5100 м/сек (еще через 8 секунд). Продолжительность полета от момента старта до возвращения оболочки на землю будет около 35 минут, ускорение на взлете – около 10g. Не вдаваясь в глубокую критику данного проекта, достижения которого на практике будут возможно меньшими, а трудности – большими, чем это в своем кратком изложении дает проф. Оберт, необходимо отметить, что идея устройства составной ракеты для достижения большой высоты принципиально заслуживает внимания. Если система ракет будет технически грамотно и рационально разработана и осуществлена, то при наличии надежного мотора достижение таких огромных высот является вполне реальной и разрешимой задачей. Если достижением столь огромных высот не задаваться, а поставить себе задачей подъем приборов до 100 км, что, как говорил на I Всесоюзной конференции по изучению стратосферы академик Иоффе, уже даст очень многое для изучения тех же космических лучей н пр., то понятно такие сложные устройства, как описанная составная ракета, не потребуются. Организация исследований стратосферы именно и может быть простой и доступной только благодаря ракетам и уже на таких высотах, куда ни шар-зонд, ни стратостат подняться не смогут. Работа в этом направлении несомненно может дать плодотворные результаты. Полет же в стратосферу человека, при помощи аппаратов, снабженных жидкостными ракетными двигателями, в настоящее время, по ряду указанных выше причин, еще невозможен.
|
|
|
|