1. Стабилизация стрелы
Ракета рассматривается нами как твердое тело, в котором все приложенные силы можно привести к одной точке. Буквой L и выражением «центр сопротивления» обозначается точка, на которую действует результирующая всех сил сопротивления воздуха; буквой S — центр инерции или центр тяжести, а буквой Р и выражением «центр реактивной силы» — воображаемая точка, в которой приложена сила, по величине и действию подобная реактивной силе (тяге).
Если положить на тетиву лука жесткий, но легкий стержень (например, трубку) и выстрелить, то он не сохранит свое направление, а опишет в воздухе неопределенные петли. Такую же кривую стержень опишет, если его сбросить с большой высоты.
Аэродинамика объясняет эти явления (в этих случаях можно пренебречь действием ускорения силы тяжести) следующим образом. Центр инерции S лежит по середине стержня (фиг. 41) (на фигуре стержень в делях наглядности показан преувеличенно коротким и толстым). Когда ось стержня совпадает с направлением полета, тогда центр сопротивления L лежит в первой пятой части стержня и перемещается по пунктирной линии вниз по мере увеличения угла между направлениями оси стержня и полета. Силы, побуждающие стрелу лететь вперед, можно считать приложенными к точке S, а силы противодействия — к точке L. Стержень, как это видно на рисунке, под действием пары находится в неустойчивом положении и приходит во вращение. Для того чтобы этого избежать, необходимо:
a) расположить центр тяжести выше центра сопротивления; это достигается утяжелением передней части стержня путем укрепления тяжелой металлической головки и куска твердого дерева (фиг. 42,а);
b) или расположить центр сопротивления ниже центра тяжести; это достигается тем, что хвост снабжается специальным легким стабилизатором (фиг. 42,b).
При стрельбе стрелой в безвоздушном пространстве ее наклон будет совсем случайным, так как здесь сопротивление воздуха отсутствует. Она будет следовать полученному при выстреле вращению с определенным числом оборотов; если же стрела не получит вращательного импульса, то независимо от формы и распределения массы она будет лететь по направлению оси.
При стрельбе в атмосфере, но при отсутствии сил тяжести, стрела будет лететь по прямой и направление ее оси не будет изменяться.
При стрельбе в атмосфере и при действии сил тяжести стрела тоже полетит так, что направление ее оси будет совпадать с направлением полета, поэтому вначале головка будет направлена вверх, а в конце полета — вниз.
2. Стабилизация ракеты
Полет ракеты при неработающем двигателе подобен полету стрелы, а полет во время работы двигателя изменяется возникающими добавочными факторами.
Если ракета абсолютно жесткая и если можно предположить, что результирующая реактивной силы приложена в одной точке, то наши рассуждения относительно полета стрелы не требуют поправок. Реактивная сила только усилит движение в направлении оси.
Но при истечении газов из сопла и при вращении ракеты в направлении стрелки (фиг. 43) поток газа как бы ударяет в бок сопла (стрелка а) и противодействует вращению. Однако это давление на стенку сейчас же прекращается, как только прекращается вращательное движение ракеты*. Таким образом давление газов на стенки сопла действует в некотором смысле стабилизирующе, т. е. противодействует вращению.
С другой стороны, газы никогда не истекают из сопла равномерно. Это вызывает
появление газодинамического вращающегося импульса. Таким образом даже при полете
ракеты в безвоздушном пространстве необходимо предусмотреть специальные
стабилизирующие устройства.
Несмотря на это, между условиями полета жесткой ракеты и стрелы нет существенной разницы. Поэтому мы такую ракету назовем «стреловидной». Если такая ракета летит наклонно, то силой тяжести она отклоняется параллельно самой себе и сходит с направления полета. На фиг. 44 показаны силы, возникающие, когда ось ракеты не совпадает с направлением скорости. В этом случае сопротивление встречного воздуха не действует на ракету в аксиальном направлении. При этом аэродинамическая сила, приложенная к стабилизатору, больше, чем сила, приложенная к головной части. Вследствие этого ракета будет постепенно поворачиваться (как и стрела), пока не полетит круто вниз; конечно, это будет в том случае, когда на нее еще будет действовать земная атмосфера.
Если какая-либо внешняя сила внезапно повернула бы ракету, то тотчас же возник бы противодействующий момент от стабилизаторов, который стал бы направлять ось ракеты по направлению полета. Но само направление полета будет со временем наклоняться вниз, и воспрепятствовать этому можно лишь специальными механизмами управления.
Полет ракеты отличается от полета стрелы в основном лишь тогда, когда ракета не представляет собой жесткой системы, и когда она до израсходования горючего летит с ускорением. Такая ракета может подниматься вертикально, если к концу на-правляющего стержня W прицепить цепь или даже тяжелое тело G (фиг. 45).
Тело G может при этом весить даже больше ракеты. Ракета с хвостом, показанная на фиг. 45, состоит из головки К, жестного направляющего стержня W, гибкой связи В и хвостовой тяжести G. Если ракета с хвостом летит наклонно и встречный поток действует на нее под углом и если хвостовой груз тяжелее головки К, то (фиг. 46) появляется вращающий момент, который стремится направить ракету вертикально*. При этом, если верхняя жесткая часть, неожиданно поворачиваясь, выходит из заданного направления полета, то она возвращается обратно в свое положение (фиг. 47).
Исходя из этого, можно предположить, что не исключена возможность конструирования ракеты с хвостом. Такая ракета при внезапном отклонении передней части будет реагировать как стрела, а при медленных отклонениях — в противоположном направлении (особенно если сам хвост имеет стреловидную форму, но больше и тяжелее головки). Можно надеяться, что эти явления будут также наблюдаться и у некоторых специально выполненных пороховых ракет, у которых в качестве упругого хвоста могут служить ивовые прутья. Однако этого нельзя утверждать окончательно до проведения соответствующих экспериментальных исследований.
Если приведенные предположения подтвердятся, то это весьма серьезно упростит конструирование метеорологических регистрирующих ракет, подобных по конструкции модели С, потому что в этом случае можно будет отказаться от сложного и дорогостоящего активного гироскопического управления.
3. Активное управление
Управление стреловидной ракетой должно быть активным, если продолжительность работы ее двигателя больше нескольких секунд.
Это активное управление может выполняться автоматически, если снабдить ракету гироскопическим устройством, регулирующим положение рулей.
Гироскоп, ось которого устанавливается независимо от положения ракеты, будет стремиться и при колебаниях ракеты удержать положение своей оси в пространстве.
Аппаратура управления модели Е и моделей, больших В, может быть выполнена примерно по схеме, изображенной на фиг. 48. Гироскоп К вращается в горизонтальной безвоздушной оболочке Н, которая может сама вращаться на оси g1g2; поворот вокруг этой оси вызывает электрический ток. Ось g1g2сама висит в кольце, которое в свою очередь может вращаться вокруг оси g3g4 и, при наклонном положении также вызывать электрический ток. Эти токи служат для изменения положения плоскостей стабилизаторов (рулей). Ход процесса управления может при этом регистрироваться. Электромотор М служит для вращения гироскопа.
Для модели В, поднимающейся вертикально вверх, требуется только один такой
гироскоп, а для моделей, поднимающихся вверх наклонно, требуются два гироскопа,
оси которых перпендикулярны друг другу.
Изменения подаваемого электрического тока достигаются тем, что провода, находящиеся у g2 и g3, в зависимости от положения оси гироскопа или кольца входят больше или меньше в трубку со ртутью (фиг. 49,а). Внешние силы, действующие на гироскоп, будут, конечно, минимальными, и гироскоп едва ли будет совершать прецессионное движение.
Может быть также предусмотрено другое устройство (фиг. 49,b), когда ток направляется через проволоку а низкой проводимости, жестко связанную с ракетой, откуда снимается медной шинкой b, соединенной с гироскопом. При таком устройстве сопротивление трения и прецессионное движение будут более значительными. Сопротивление трения может быть скомпенсировано устройством подвижной шинки с, которая в зависимости от того, куда вращается гироскоп, включает электрический ток того или другого направления. Этот ток мог бы путем должных устройств компенсировать сопротивление трения*.
4. Газовые стабилизаторы
Наружные стабилизаторы, как, например, показанные на фиг. 44, могут действовать только в атмосфере. В безвоздушном пространстве могут быть использованы лишь стабилизаторы, находящиеся в струе ракетного двигателя.
На вопрос о том, не сгорят ли подобные рули, можно ответить следующее. Рулевые поверхности следует делать из жароупорных материалов; рули помещать не в центре струи, а на ее границах; может быть потребуется охлаждение рулей.
5. Регулирование скорости
Как уже было указано выше, ускорение можно измерить непосредственно по опорному ускорению.
В простых, отвесно поднимающихся ракетах, например, модели С, можно зарегистрировать величину опорного ускорения.
Для этого следует подвесить на эластичной пружине груз и регистрировать его положения при помощи карандаша, соприкасающегося с валом, который вращается от часового механизма. По возвращении ракеты на Землю из записанной кривой ускорений легко получить кривую скоростей, а отсюда — и высоту. Здесь возникает ошибка из-за того, что траектория ракеты отклоняется от вертикали так, что при подобном измерении вычисляется не высота, а траектория. Для исключения этой ошибки нужно укрепить указатель ускорения на свободном гироскопе. Если последний установлен строго горизонтально, то мы получим только вертикальную компоненту ускорения. Для определения скорости нужно, конечно, из этого ускорения вычесть ускорение силы тяжести, которое в первом приближении можно принять равным 9,81 м/сек². Когда достигнутая высота определена, ее можно уточнить, изменив должным образом величину ускорения силы тяжести. При полете ракет большого радиуса действия, а также ракет с экипажем необходимо учесть не только вертикальную составляющую ускорения, но и ускорения в направлении С-Ю и В-3. Кроме того, данные указателя ускорения необходимо не только регистрировать, но и использовать для осуществления автоматического управления ракетой. Для этой цели следует соединить с гироскопом при помощи карданного подвеса три перпендикулярных друг к другу ртутных указателя ускорений (см. фиг. 25). Эти указатели будут регулировать электрические токи, пропорциональные ускорению в соответствующем направлении. Токи могут одновременно действовать и на соответствующие регистрирующие приборы (счетчики), которые вычерчивают линию ускорения на полоске равномерно движущейся бумаги. Показания счетчика будут пропорциональны скорости. Если такой счетчик будет возбуждать ток, сила которого пропорциональна скорости, то второй подобный счетчик таким же образом может интегрировать и показывать пройденный путь. Разумеется, счетчики и источники тока не должны быть подвешены к гироскопическому аппарату, а должны быть лишь соединены с ртутными указателями тонкими легкими проволочками. Таким образом регистрируются координаты пути х, у, z.
Дальнейшее усовершенствование прибора позволит создать аппарат, дающий точные указания, где находится ракета.
Точность направления ракет дальнего действия
Упомянутые установки могут служить и для автоматического управления ракетами, обеспечивая высокую точность полета ракет. В этом случае механизмы управления должны обеспечить подъем ракеты по прямой под определенным углом, а не по синэргической кривой. Установку, обеспечивающую подъем по синэргической кривой, можно также построить, но для небольших ракет она оказалась бы слишком тяжелой и сложной.
Перед подъемом по наклонной прямой указатели ускорения должны быть установлены так, чтобы одна из пространственных координат х, у, z точно совпадала с направлением Движения,а две другие были перпендикулярны первой. Если в полете соответствующие указатели будут давать отсчет пути, отличный от нуля, то возбуждаемый ток должен воздействовать на руль так, чтобы ракета снова вернулась в нулевое положение.
При помощи описанной установки можно довольно точно регулировать и спуск ракеты, снабженной несущими поверхностями. Кроме того, в ракетах дальнего действия можно сравнивать каким-либо путем токи, пропорциональные скорости и высоте. Эти токи можно использовать для открывания и закрывания кранов на трубопроводах от резервуаров с топливом к двигателю. Таким образом, если на какой-либо высоте скорость еще не достигла требуемой величины, можно было бы усилить импульс, а если скорость для данной высоты слишком велика, — уменьшить его и, наконец, прекратить совсем, если требуемая скорость достигнута. Если такой регулятор построить, то ракета, находясь на какой-либо высоте, будет лететь вперед с вполне определенной скоростью и в определенном направлении.
Для использования таких устройств в ракетах имеется ряд благоприятных предпосылок, которых нет у самолетов и торпед. Действительно, подъем жидкостных ракет совершается без толчков и работа двигателей ракет, летящих без экипажа, длится всего 2 мин., так что аппараты за такой малый срок не могут притти в расстройство.
При возвращении ракеты на Землю вследствие движения атмосферы могут возникнуть отклонения от курса. Величина их зависит в сильной степени от способа приземления. В случае приземления при помощи парашюта они меньше, чем этого можно было ожидать. Во-первых, спуск с высоты 100 км длится немногим дольше спуска с 10 км, так как верхние слои воздуха оказывают весьма малое сопротивление полету ракеты и проходятся ею очень быстро; во-вторых, движение воздуха в этих верхних слоях чрезвычайно равномерно. Эти движения можно учесть, подняв вверх несколько метеорологических ракет, и в соответствии с полученными результатами внести поправки в расчеты полета ракеты. Из сказанного можно заключить, что даже при спуске с парашютом рассеивание не превысит 5 км.
Еще меньшими будут отклонения ракетного снаряда, так как верхнюю часть атмосферы он пролетает меньше, чем за 15 сек., и он во всяком случае больше и тяжелее почтовой ракеты.