Проф. Н. А. РЫНИН

МЕЖПЛАНЕТНЫЕ СООБЩЕНИЯ:
РАКЕТЫ И ДВИГАТЕЛИ ПРЯМОЙ РЕАКЦИИ
(История, теория и техника)

Издательство П.П. Сойкин 1929

Наш адрес: ruzhany@narod.ru

g) Реактивный самолет А. Горохова.

Инженер А. Горохов в своей статье «Механический полет будущего» описывает составленный им проект реактивного аппарата для полета в атмосфере. Движение аппарата достигается реакцией выбрасываемых из него газообразных продуктов горения жидкого топлива (бензин, спирт, керосин, нефть и т. п.), пары которых смешиваются в камерах сгорания с атмосферным воздухом и затем воспламеняются.

К аппарату, для поддержания в воздухе, проделаны крылья. Скорость аппарата более 350 km/h.

Корпус аппарата (черт. 88) представляет собою форму наименьшего сопротивления воздуха и снабжен двумя весьма малых размеров поддерживающими поверхностями SS, работающими в струях выбрасываемого из отверстий корпуса газа.

Отверстия эти (О, О) расположены по обеим сторонам корпуса по три.

На хвосте аппарата имеется оперение, играющее роль рулей высоты и направления.

Корпус и крылья делаются из стали; внутри корпус имеет вид сквозной фермы.

Двигатель состоит из двух, симметрично расположенных, камер сжатия и горения JJ, в которых воздух нагнетается двумя компрессорами V, V, приводимыми в движение мотором М. В компрессоры атмосферный воздух засасывается через отверстия DD через трубы LL. Продукты горения извергаются через дюзы ТТ в атмосферу. Впуск воздуха в камеры горения производится при помощи двух золотников НН, приводимых в движение мотором М. В период сжатия в камеры горения JJ жидкое топливо вбрызгивается при помощи особого насоса.

Черт. 88. Реактивный самолет Горохова.

Выпуск продуктов горения производится другой парой золотников Е,Е, приводимых в движение (равно как и вбрызгивающий насос) тем же мотором М.

Углы наклона дюз ТТ к траэктории полета могут быть изменяемы передвижением камер JJ относительно золотниковых коробок ЕЕ.

Процесс работы двигателя состоит в следующем: компрессор V сжимает воздух в камере J, и впускные золотники Н закрываются, после чего с воздухом смешивается жидкое топливо и происходит сгорание смеси. После сгорания открываются выпускные золотники Е, и продукты горения устремляются в атмосферу. Затем открываются золотники Н, и при всех открытых золотниках происходит промывка воздухом камер.

Затем закрываются золотники Е, происходит сжатие, и весь описанный процесс повторяется снова.

Для взлета может служить тележка А (черт. 89), пользуясь которой аппарат, скатываясь с уклона, приобретал бы скорость, необходимую для правильного действия пропеллера.

Возможно также применить для взлета и катапульты.

Для спуска может служить мягкая почва Б, в которую аппарат будет зарываться своим корпусом вместе с крыльями, плавно ослабляя этим толчек. Машинное отделение, как наиболее тяжелая часть, углубится в землю, помещение же для пассажиров будет продолжать двигаться еще на некоторую длину относительно всего корпуса, так как оно имеет с ним упругую связь. Эта связь устроена следующим образом; каюта С может передвигаться по особым направляющим. Силы инерции каюты при спуске превращаются амортизатором в трение жидкости. Амортизатор состоит из цилиндра К с поршнем Р, соединенным штоком f с каютою С. (черт. 88). При спуске камера увлекает за собой поршень, заставляя последний перегонять жидкость из цилиндра по трубе t через кран R, регулирующий степень амортизации.

Черт. 89. Взлет и спуск по Горохову.

Наблюдение за направлением полета производится при помощи зеркал 1, 2, 3, 4.

Описанный аппарат, однако, представляет следующие недостатки;

Во-первых, в том виде, как он предложен автором, он пригоден только для полетов в земной атмосфере, так как для работы его мотора и горючего необходим воздух, засасываемый снаружи. Для приспособления же его к межпланетным полетам, потребуется взять с собой запасы кислорода. Далее, опасен спуск прямо в холм из мягкой земли.

Автор не дает расчета амортизаторов, но можно apriori сказать, что они будут недостаточны, и удар не только будет вреден для пассажиров, но и разобьет весь аппарат.

Кроме того, не предвидено управление боковой устойчивостью и, наконец, нет расчета вообще полета, т. е. каков должен быть вес аппарата, груза, топлива и двигателя, чтобы он мог лететь силою прямой реакции.

Отдача пропеллера с прямой реакцией.

Инженер А. Горохов в своей статье «Механический полет будущего» дает следующий приблизительный расчет работы двигателя внутреннего сгорания, газообразные продукты взрыва которого, вырываясь из камеры сгорания, действуют прямой реакцией, на подобие ракет, а не двигают поршень, работающий на вал и винт (черт. 90).

М о т о р    с    п р о п е л л е р о м.
Подается пропеллеру .  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .	1/4	Подается на поршень	1/3
Работа трения  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .	1/12
Потери на нагрев газов  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .	1/6	Потери при выпуске газа	1/3
Потери на живой силе газов   .  .  .  .  .  .  .  .	1/6
Потери на нагрев стенок камеры взрыва.  .	1/2

М о т о р    с    п р я м о й    р е а к ц и е й.
Механическая работа газа   .  .  .  .  .  .  .  .	==	Полезной работе реакции	1/4
Потери трения  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .  .	1/12
Потери на нагрев продуктов выпуска   .  .	1/6
Энергия (живая сила выпуск. газов)  .  .  .	==	Полезной работе реакции	1/6
Потери на нагрев стенок камер .  .  .  .  .  .	1/6
Утилизация части этой потери  .  .  .  .  .  .	==	Полезной работе реакции	1/6

В таблице показано сравнение использования энергии топлива в двух моторах: вверху – мотора с пропеллером и внизу – с прямой реакцией. Мотор с пропеллером утилизирует лишь 25% (¹/₄) энергии топлива, даваемой к винту. При отдаче же последнего в 50% ¹) коэффициент полезного действия мотора будет лишь – 0,25 • 0,50 = 12%.

При свободном же выпуске продуктов горения из мотора с прямой реакцией утилизация топлива будет лучше, так как расширение газообразных продуктов будет ближе к адиабатическому, чем в первом случае, и потому потеря теплоты через стенки уменьшится.

¹) Ныне этот коэффициент значительно выше и может быть принят 0,80.

Назовем тепловую энергию топлива через Е. Тогда в моторе с прямой реакцией в живую силу отброшенных газов превратятся: 1) вся энергия, соответствующая эффективной работе мотора, равная ¹/₄ Е, 2) половина теплоты, потерянной через стенки, т. е. ¹/₆ Е и 3) живая сила выпуска, равного ¹/₆ Е, а всего 0,58 Е.

Таким образом отдача будет 58%.

Горохов считает наивыгоднейшей скоростью полета ту, которая равна половине скорости истечения газов (550 m/sec.), т. е. в 275 m/sec тогда и получится упомянутая отдача в 58%.

При других, меньших, скоростях полета и отдача будет соответственно меньше. Например, при скорости полета 100 m/sec отдача будет

Черт.90-92.К теории Горохова.

Rene Lorin в своей статье: «Etude sur la propulsion des aeroplanes a grande vitesse» послужившей основанием расчетов А. Горохова, дает несколько иной расчет. Полагая коэффициент отдачи винта 0,80, он получает коэффициент полезного действия группы мотор-винт 0,25 • 0,80 = 0,20. Далее он сравнивает двигатель с прямой реакцией при скорости истечения газов в 250 m/sec с двигателем винт – мотор, дающим скорость передвижения 25 m/sec.

Так как из условия, что работа двигателя

A = F • V

т. е. равна тяге на скорость, следует, что чем больше мотор дает скорость, тем меньше он разовьет тягу, то тяга реактивного двигателя будет меньше тяги винтомоторного в отношении скоростей их 25 / 250 = 0,1 и больше в отношении их отдач 0,58 / 0,20 = 2,9, т. е. в результате тяга реактивного двигателя составит 0,1 • 2,9 = 0,29 тяги винтомоторного.

Пока скорости передвижения сравнительно невелики, преимущество в смысле тяги на стороне винто-моторного двигателя. Но по мере увеличения скорости, тяга винта убывает и довольно быстро. Между тем, как в реактивном двигателе тяга почти постоянна, так как скорость передвижения мала по сравнению со скоростью извержения газов.

Произведем на частном примере подсчет тяги, которую мог бы дать пропеллер прямой реакции, изображенный на черт. 90. Он состоит из цилиндра С, поршня Р, коленчатого вала V и двух клапанов К и К', при чем выпускной клапан снабжен насадкой (а), через которую вырываются газы, производя работу реакции.

Кривошипный механизм, показанный на чертеже, служит лишь для заряжения цилиндра свежей смесью газа и приведение в движение клапанов впуска и выпуска, открывающихся в нужный момент через каждые два оборота коленчатого вала, т. е. работа происходит в 4 такта, как в 4-х-тактном двигателе внутреннего сгорания.
При емкости цилиндра в 50 dm³ и при 1500 оборотах в минуту, объем всасываемого газа в секунду будет:

Его вес . . . . 625 • 1,263 = 808,225 g.

Его масса . . 808,125 / 9,81 = 82,3 g/мacc.

Если давление при взрыве будет 6 – 8 atm; и давление в момент открытия выпускного клапана 4–5 atm., то скорость непрерывного истечения, согласно опыта, приблизительно равна 550 m/sec.

Для нахождения усилия тяги определяем количество движения

m • v = 82,3 • 550 = 45,265 kg/m

Предполагая в этом случае истечение газа непрерывным, мы не принимали в расчет реакцию на атмосферу. Такая тяга получилась бы при полете в безвоздушном пространстве, например, в межпланетном. При движении же в атмосфере, воздух служит не только опорой, но и источником топлива для пропеллера, так как его кислород, смешиваясь с углеводородом горючих веществ, дает теплоту для механической работы.

Ренэ Лорен рекомендует наклонить ось воронки (a) к траектории полета dd (черт. 91) под некоторым углом, и, если истечение газа из выпускного клапана происходит с перерывами, то выходящий поток газа каждый раз встречает новые слои воздуха, обладающие большей или меньшей инерцией покоя. На черт. 91 заштрихованная площадь представляет столб газа, откидываемого двигателем. Благодаря наклону оси двигателя а относительно траектории движения dd, тяга F разлагается на поддерживающую силу f' и силу, движущую горизонтально, f. Поддерживающая поверхность S работает в струях отбрасываемого газа dd bc.

Есть основание полагать в этом случае, что полная масса газа, приведенного в движение потоком, будет в 4 раза более массы, всасываемой в двигатель, и тогда можно рассматривать истечение со скоростью, равной половине 550 m/sec.

Количество движения будет:

m • v = 82,3 • 275 • 4 = 90 530 kg•m.

Для определения расхода топлива рассмотрим действующую живую силу:

Отдача первоначальной энергии топлива в живую силу свободного выпуска была принята нами в 58%; поэтому необходимо иметь топливо, дающее:

¹) Здесь Горохов делает арифметическую ошибку, получая вместо 21461 число 18750.

Обыкновенный бензиновый мотор, сжигая то же самое количество горючего при отдаче 25% дал бы механическую работу:

Таким образом при моторе в 71,5 HP мы получим тягу в 90 kg. т. e. 1,26 kg на 1 силу, тогда как автомобиль дает 1 kg на силу при скорости 200 km\h, а при большей скорости даст еще меньше.

На черт. 92 показано сравнение отдач двигателей с пропеллером (кривая OВ) и с прямой реакцией (кривая ОА) при разных скоростях передвижения. По оси абсцисс отложены скорости в m/sec, а по оси ординат отдачи в %.

Черт. 93. Реактивный аэроплан Эсно Пельтри.

DB и ЕА изображают изменение силы тяги для пропеллера (DB) и реактивного аппарата (ЕА)

В 1911 году (10 июня) в Бельгии был взят патент доктором Бингом (Bing) за № 236377 на реактивный двигатель. В этом патенте, по мнению Эсно Пельтри, изложены идеи устройства ракет, весьма похожих на опубликованные позднее в 1915 г, Годдаром. Назначение аппарата – исследование верхних слоев атмосферы при помощи реактивного двигателя, причем Бинг предвидел истечение газов по трем осям координат для автоматической управляемости аппарата.

Р. Эсно Пельтри еще в 1911 году предвидел возможность устройство реактивного аэроплана (черт. 93).