На главную сайта   Все о Ружанах


С.П. Королев

Ракетный полет в стратосфере


Государственное военное издательство
Москва, 1934

Наш адрес: ruzhany@narod.ru

Глава VII
Воздушные ракетные двигатели и аппараты

Полет на высоте возможен при условии, что он будет происходить со значительной скоростью, тем большей, чем меньше будет плотность окружающего воздуха.

Если обратиться к рассмотрению скоростей, то, начиная с определенной величины, вредное сопротивление, мешающее полету самолета, с увеличением скорости у земли очень быстро возрастает, а при полете на высоте благодаря малой плотности воздуха имеет значительно меньшую величину.

Для каждой данной скорости имеются такое значение плотности и следовательно соответствующая ей высота полета, при которой сопротивление будет минимальным.

Таким образом высота и скорость тесно связаны между собой условием наименьшего сопротивления самолета при полете на высоте, и основным принципом последнего является приспособление высоты к скорости, с тем чтобы достичь минимума сопротивлении, а значит наименьшей затраты мощности, горючего и пр. Некоторые цифры, характеризующие эту зависимость, были приведены в таблице 1.


Рис. 36. Ракета Оберта – приспособление для ее взлета и парашют для спуска обратно на землю.

Всякое представление о высотном полете (может быть не всегда обоснованное и правильное) неразрывно связывается с возможностью достижения громаднейших скоростей.

Из предыдущего изложения видно, что применение для этих целей ракетных аппаратов ограничено целым рядом условий, на сегодняшний день практически исключающих возможность полета человека (ракетного самолета).

Причина этого в основном одна – скорость, которую наш аппарат, несущий на себе человека, не может достаточно быстро развить до нужной величины. Следствием этого являются малые коэфициенты полезного действия ракетных двигателей, громаднейшие расходы топлива, потребного для полета и так перегружающего аппарат, что он не может оторваться от земли.

Создавшееся положение заставило техническую мысль, неустанно работавшую над проблемой ракетного полета в стратосфере, искать какое-то иное решение задачи. В частности если обратиться к топливам, которые применяются для жидкостных ракет, то все, так сказать, «зло» происходит оттого, что для образования горючей смеси необходимо возить с собой большое количество тяжелого жидкого кислорода. Естественной поэтому была мысль об использовании кислорода воздуха, подобно тому как это делается у обычных авиационных моторов.


Рис. 37. Заливка кислорода в ракету.

Ракетные аппараты при своем полете должны развивать громаднейшие скорости, и следовательно благодаря этому представляется возможным использовать получающийся скоростной напор, для того чтобы подвести нужное количество кислорода в камеру двигателя. Тем самым отпадает необходимость в специальном жидком окислителе, который помимо своего большого удельного веса должен браться, как это мы видели из предыдущего, в количестве, в несколько раз превышающем количество горючего. Таким образом идея воздушных ракетных моторов заключается в том, чтобы производить работу последних на смеси, образующейся во время полета со значительной скоростью из некоторого горючего компонента и кислорода воздуха, засасываемого в камеру сгорания мотора. Вот что по этому поводу говорит итальянский исследователь инженер Дж. А. Крокко:

 
Рис. 38. Жидкостная ракета
конструкции инж. М. К. Тихонравова.

«Речь идет о том, чтобы при движении захватывать окружающий воздух, сжимать его под давлением, достаточным для создания хорошего коэфициента полезного действия мотора, затем, подавая туда же распыленное топливо, сжигать его при постоянном давлении и наконец дать возможность расширяться продуктам сгорания для достижения ими скорости, превышающей скорость засасываемого воздуха. Произведение массы воздуха, проходящего в данный промежуток времени, на этот выигрыш скорости и даст необходимую движущую силу нашему аппарату».

В работе с воздушными ракетными двигателями имеет большое значение ряд специфических моментов.

Первый из них – предварительный разгон аппарата, необходимый для того, чтобы двигатель начал работать. При этом, как указывалось выше, величина начальной скорости, на которой может быть получено достаточное количество кислорода для двигателя, равняется около 100 м/сек. Достижение такой скорости обычными методами авиационной техники на сегодня принципиально хотя и возможно, но по ряду причин будет неудобным. Повидимому потребуется устройство специального разгона ори помощи жидкостного ракетного двигателя или нескольких ракет на твердом топливе.

Вообще ожидать большого внешнего сходства между самолетом и ракетным летательным аппаратом с воздушным мотором не приходится, так как основные параметры машины (размах, удлинение и пр.), далее схема расположения моторного агрегата и устройство для него приемников большого сечения для воздуха, который затем попадает в камеру сгорания, агрегаты для разгона и пр. – все это, будучи собрано в одно целое, представит совершенно иную картину.


Рис. 39. Взлет ракеты
Т. Тихонравова.
 

Говоря о приспособлениях для засасывания и подачи воздуха в мотор, необходимо отметить, что сечения этих отверстий или, что то же, размеры самих воздушных ракетных двигателей в случае, если потребуется получить большую силу тяги, будут достигать довольно значительных величин. Как показали опыты, это обстоятельство ухудшает аэродинамику аппарата, повышая его вредное сопротивление, т. е. опять-таки требуется увеличение силы тяги. В целом задача сводится к получению такого выгодного соотношения между этими величинами, чтобы аппарат мог лететь.

Крокко в своих работах теоретически доказал возможность осуществления подобного аэродинамического тела, в котором имелся бы просвет для засасывания внешнего воздуха при температуре и давлении, соответствующих скорости, и совершалось бы вытекание струи в противоположном направлении после перегрева. Скорость вытекания струи будет больше, чем скорость засасывания (вследствие подогрева), в результате чего и получается реактивное усилие, которое может нейтрализовать сопротивление тела и превратить его в тело движущееся.

Если обратиться к расходам топлив воздушных ракетных моторов, то получается более благоприятная картина. Расход топлива (таблица 4) примерно в 3 раза меньше, чем у жидкостных двигателей на ту же силу тяги. Даже при наличии каких-то вспомогательных устройств, расходующих топливо для сообщения аппарату начальной скорости, общий весовой балланс будет в этом случае так же значительно лучшим.

Таблица 4

Время →

Тяга ↓
Воздушные ракетные моторы
в 1 сек. в 1 мин. в 1 час
100 кг 0,14 кг 8,4 кг 500 кг
500 –"– 0,70 –"– 42,0 –"– 2520 –"–
1500 –"– 2,0 –"– 120,0 –"– 7500 –"–

 


Рис. 40. Схема воздушного ракетного мотора Лорена.

Необходимо указать, что воздушные ракетные двигатели должны иметь ограниченную высоту применения, потому что тяга их изменяется пропорционально плотности окружающего воздуха. Практически это будет 30 – 35 км. Однако по сравнению с высотными винтомоторными группами, у которых мощность также падает с уменьшением плотности, преимущество останется за ракетными моторами помимо несколько большего потолка, еще и потому, что последние могут обеспечить на высоте значительно большие скорости полета, а у аппаратов с высотной винтомоторной группой, как уже указывалось, пределом достижимого будет скорость до 700 км/час.


Рис. 41. Схема воздушного ракетного мотора с дутьем.

Ренэ Лорен предложил ряд схем воздушных ракетных моторов и устройств для их испытания.


Рис. 42. Схема ракеты с воздушным реактивным мотором.

На рис. 40 изображена первоначальная схема трубы Лорена, имеющей профилированный внутренний канал Схема действия этого двигателя аналогична показанному иа рис. 10. Если его поместить в воздушный поток большой скорости, то он будет работать в стационарных условиях. На рис. 41 изображена такая схема. Здесь b – компрессор, нагнетающий воздух, А – камера сгорания, В – приспособление для воспламенения образующейся смеси горючего и воздуха и Т – сопло, через которое происходит истечение продуктов сгорания. Следует отметить, что для успешной постановки более или менее значительных опытов потребуется воздушный компрессор большой производительности. На рис. 42 показана схема двигателя, у которого воздух поступает в помещенную в носовой части аппарата полость М и далее в камеру. Истечение продуктов сгорания происходит через сопла, расположенные по окружности на боковой поверхности ракеты. В полости М должно происходить сжатие воздушной струи вследствие большой скорости полета, после чего она попадает в камеру.


Рис. 43. Схема двигателя Мело.

Идея использования подсасываемого воздуха была предложена не только для образования горючей смеси в камере двигателя. Французский инженер Мело изобрёл керосиновый двигатель прямой реакции, в котором энергия газа превращается непосредственно в энергию отдачи без помощи каких-либо промежуточных устройств. На рис. 43 изображена схема двигателя Мело. После воспламенения газ вырывается через узкое отверстие с громадными скоростями. Для того, чтобы повысить коэфициент полезного действия необходимо увеличить вырывающуюся массу при помощи прибавки к ней массы подсасываемого воздуха. Этим и объясняется присутствие в схеме 4 инжекторов. Газы, образовавшиеся в двигателе, проходят через трубки и встречают приток подсасываемого воздуха в 4 инжекторах, каждый раз все больших размеров.


Рис. 44. Схема воздушного нагнетателя.

На рис. 44 изображена схема прибора, работающего по круговому циклу, исследованному инженером Ф. А. Цандер1. Через трубу Н движется газ (продукты сгорания двигателя) под большим давлением. Этот газ расширяется в раструбе и сжимается опять до давления наружного воздуха в обратном конусе Л. Через отверстие О он уходит наружу. Присасываемый воздух движется в промежутке между наружным кожухом А и трубой Н. На протяжении от B до С воздух подогревается ребрами, причем труба Н также может иметь форму подогревающей спирали или радиатора. От С до Д воздух расширяется, а затем опять сжимается и выходит через Е. Устройство К представляет маленькую трубку, взамен которой можно сделать просто отверстие в стенке внутренней трубы, которая в период пуска в ход служит в качестве воздушного насоса, который она заменяет, для установления низкого давления в месте Д.Р – охлаждающие ребра или охлаждающая среда, как например жидкий воздух или вода.

_______________________

1 Ф. Цандер. Проблема полета при помощи реактивных аппаратов, 1932 г.

 

Описанное устройство может дать большое давление сжатого воздуха, причем в том случае, когда он выпускается через Е, в направлении, обратном полету, можно использовать его реактивную силу, а если его отвести в сторону, через трубку Е, то он может быть применен для других целей.


Рис. 45. Траектория полета.

В заключение приведем траекторию полета аппарата, рассчитанного инженером Крокко. В качестве двигателя в данном случае взят воздушный реактивный мотор, а сам аппарат принимался в виде тела, имеющего наилучшие аэродинамические формы. Полетный вес в момент старта равен 1000 кг, из которых 40%, т. е. 400 кг, занимает горючее, а остальные 600 кг относятся к конструкции и полезной нагрузке. Взлет происходит в предположении, что начальная скорость в 80 м/сек (288 км/час) сообщается аппарату каким-то посторонним источником силы или приспособлением и что для этого взятое в полет горючее не расходуется.

На рис. 45 изображена в масштабе траектория полета аппарата с наибольшей скоростью 1000 м/сек (кривая I). То же для большей ясности чертежа показано в искаженном масштабе в виде кривой II. Кривая III показывает расход горючего от момента включения воздушного ракетного мотора до его остановки и перехода на планирование. Высота полета выбрана наивыгоднейшей для данной скорости. Точки траектории соединены с соответствующими точками на кривой расходов таким образом, что в каждый момент известны величина достигнутой аппаратом скорости и количество израсходованного горючего. Полет рассчитан так, что, набирая высоту и все увеличивая скорость полета, аппарат, израсходовав около 300 кг топлива, достигает высоты немного более 30 км, затем плавно переходит на горизонтальный полет со скоростью 1000 м/сек, который и продолжает до полного выгорания горючего. Дальность первого участка полета на наборе высоты составляет около 200 км. Горизонтальный участок достигает протяжения в 1000 км, а дальность планирования – 600 км. Продолжительность всего полета будет около 43,5 минуты, что дает среднюю скорость примерно в 690 м/сек или 2500 км/час.

Надо сказать, что отношение веса горючего к общему полетному весу в этом примере теоретически получилось вполне удовлетворительным. И даже больше того, если произвести сравнение с обычным самолетом, то результаты будут не в пользу последнего. Так в нашем примере ракетный аппарат расходует 400 кг топлива и проходит дистанцию 1800 м в 43½ минуты.

Самолет весом в 1000 кг с мотором в 200 л. с., имеющий значительную путевую скорость в 200 км/час, пройдет ту же дистанцию в течение 9 часов полета и израсходует также около 400 кг топлива.

Понятно, что за самолетом остается только временное преимущество, а именно в том, что в настоящий момент полет его есть дело простое и реальное, а полет ракетного аппарата принадлежит к области будущего.

Если же предположить, что все весьма многочисленные трудности на пути осуществления такой работы будут успешно преодолены, то задача такого полета может быть реально осуществлена.

В заключение можно сказать, что применение воздушных ракетных моторов для полетов человека в стратосфере (в комбинации с другими типами двигателей, служащих для разгона), несомненно имеет перед собой интересные перспективы.


Яндекс.Метрика