Глава XV
ВОЗМОЖНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ЖИДКОМ ТОПЛИВЕ В ЗЕМНЫХ УСЛОВИЯХ
Принятые обозначения
|
|
1. Ракеты, поднимающиеся вертикально вверх
Регистрирующая ракета служит для исследования верхних слоев атмосферы.
Ускорение такой ракеты незначительно, ракета может поднимать чувствительные точные приборы. Небольшие регистрирующие ракеты, поднимающиеся вертикально вверх до границ земной атмосферы, позволяют производить различные измерения.
При помощи акселерометров получают диаграмму зависимости между опорным ускорением и временем как при подъеме, так и при спуске ракеты, а отсюда интегрированием можно определить скорость в какой-либо момент движения. Далее можно определить высоту, достигаемую за это время.
При этом показания акселерометра контролируются, так как его показания во время подъема и спуска должны дать одни и те же значения достигнутой высоты. Дополнительный контроль может быть достигнут наблюдением за ракетой во время полета посредством оптических приборов и регистрацией угла наблюдения.
Рассматриваемые нами простые регистрирующие ракеты могут помочь в разрешении ряда неясных еще вопросов, например, вопросов о слое Хэвисайда, о различных коротковолновых слагающих солнечной радиации или звездного света и т.д.
Поскольку легче послать в какое-либо определенное место ракету, чем регистрирующий зонд, то при помощи ракет можно исследовать неразрешенные вопросы об образовании гроз, о возникновении барометрических максимумов, минимумов и т.д.
В качестве поднимающейся вертикально вверх регистрирующей ракеты может, конечно, служить не только модель «B»; аппараты меньших размеров, как, например, модели «A» и «C», еще лучше приспособлены для этой цели.
Разведывательные ракеты, поднимающиеся на высоту 30 — 40 км, можно снабдить кинокамерой, чтобы фотографировать местность под ними. В случае войны такая ракета может заменить привязной аэростат, обладая к тому же тем преимуществом, что ее нельзя сбить артиллерийским огнем.
2. Ракеты дальнего действия
Такие ракеты можно снабдить фотографической камерой и направить в полет над
неисследованными, трудно доступными областями для их фотографирования. Таким
образом можно сделать многое для исследования центральной Африки, высокогорного
Тибета, полярных стран, Гренландии и т.д.
Полученные фотографии могли бы служить исследовательским экспедициям в
качестве карт.
Ракеты дальнего действия без людей могут быть использованы для перевозки
спешной почты. Такая ракета может, например, долететь от Берлина до Нью-Йорка
менее, чем за полчаса. Ракета дальнего действия может быть также использована в
качестве снаряда.
3. Ракетный самолет
Специалистам, работающим в области авиатехники, известно, что мощность,
размеры и вес самолетов с винтами уже сейчас быстро приближаются к своим
пределам*.
Скорости самолетов еще могут быть повышены, если производить полеты в более
высоких и разреженных слоях атмосферы. Но для таких самолетов обычный воздушный
винт не подходит. Таким образом становится очевидным, что для самолетов, которые
должны достичь скорости более 550 км/час, нужны другие движущие средства.
Подобным движущим средством может явиться описанный в этой книге ракетный
двигатель на жидком топливе*.
Полет ракетного самолета определяется следующим.
1. Он может лететь гораздо быстрее, чем самолет с пропеллером.
2. Он, вообще говоря, должен лететь быстрее, так как только в этом случае он
может дать сколько-нибудь приемлемое использование горючего.
3. Ракетный самолет должен поэтому стремиться быстро приобрести большую
скорость.
4. Основную часть полета он должен проводить на значительной высоте, так как
большие скорости могут быть достигнуты только в разреженном воздухе.
5. Ракетный самолет должен поэтому подниматься по очень крутой кривой
(подобной изображенным на фиг. 37 и 75 траекториям) и быстро достигать требуемой
высоты.
6. Ракетные двигатели должны иметь такую мощность, чтобы обеспечить тягу,
равную двух- или трехкратному полному весу самолета. Отсюда вытекает, между
прочим, одно большое преимущество ракетного самолета по сравнению с обычными
самолетами: ракетный самолет может подниматься и опускаться вертикально.
7. Старт и приземление не следует копировать у обычных самолетов. Очевидно,
что раньше или позже должен наступить скачкообразный переход от наклонного
подъема к вертикальному. Можно предположить, что небольшие самолеты будут
стартовать при помощи устройств, состоящих из стоек с колесами (фиг. 71). На
одной какой-либо паре колес могут быть укреплены рули высоты. Во время полета
стойки с колесами должны быть отведены назад (фиг. 72).
В случае, когда такой старт неосуществим, подъем должен происходить из
стартового туннеля (фиг. 73). Старт больших самолетов целесообразнее всего
производить из воды. Рули высоты со стойками должны быть в этом случае опущены
при помощи прикрепленных к ним тяг (фиг. 74); эти тяги необходимы еще и потому,
что только благодаря им может быть обеспечено вертикальное положение аппарата,
когда двигатели начинают работать неодновременно. Когда все двигатели запущены,
самолет вместе с тягами поднимается из воды и затем тяги сбрасываются.
При посадке самолет вследствие своего малого веса будет планировать уже при
меньших скоростях, и приземление может произойти обычным способом.
Полет должен происходить примерно по траектории, схематически изображенной на
фиг. 75.
Участок A — крутой подъем по кривой, аналогичной ракетным траекториям.
На высоте 20 — 40 км кривая переходит в горизонтальную линию. Ускорение на
кривой должно быть возможно больше. В конце этого отрезка пути достигается
скорость порядка скорости истечения с.
Участок В — горизонтальный полет со скоростью, близкой к скорости
истечения с*.
Участок С — выключение двигателя и спуск планирующим полетом.
Участок D — вторичный запуск двигателя и посадка.
В качестве горючего может применяться бензин, керосин или спирт, а в качестве
окислителя — жидкий кислород. Если бы мы хотели добиться сгорания горючего в
присутствии атмосферного воздуха, то при малой плотности воздуха и большом
количестве расходуемого горючего насосы для подачи воздуха должны бы быть
слишком велики и тяжелы*.
При расчете потребления горючего необходимо руководствоваться примерно
следующими принципами.
На отрезке А ускорение вначале равно 10 м/сек². Для очень больших
самолетов оно может быть даже несколько выше. Для рассматриваемых самолетов оно
не может быть больше, так как скорость не должна превышать значения
v (см. гл. V). На высоте 10 км сопротивление воздуха
действует наиболее неблагоприятным образом. Здесь самолет имеет скорость 550
м/сек, а направление полета наклонено к горизонтали под углом 50°. При таком
подъеме на преодоление сопротивления воздуха и силы тяжести расходуется 4/10
всей идеальной скорости. Если в конце этого отрезка скорость должна бытья
v1 = с, то
vX = 1,67с.
При этом должно быть m0 =
4,5m1* [см. формулу (6)].
Место старта отстоит от конечного пункта этого участка траектории на 50 — 150
км. Для полета на этом отрезке справедливы формулы (135) — (159).
С остатком горючего ракетный самолет летит по участку с постоянной скоростью
v, равной с. Здесь преодолеваете» лишь лобовое
сопротивление. В то же время ракетный самолет остается на высоте, на которой
соотношение между лобовым-сопротивлением и подъемной силой при скорости с км/сек
наиболее благоприятно.
Поскольку масса самолета постепенно уменьшается, самолет поднимается во все
более высокие воздушные слои, но этот подъем на несколько километров не может
играть заметной роли при большой длине всего участка В.
Так как тяга р составляет 1/5 веса, то по теореме импульсов
Отсюда следует:
или
Длину участка В найдем, приняв
B = (t2 -
t1)c
Расчеты участка С облегчаются тем, что при выключенных двигателях
удобно воспользоваться законом сохранения энергии. В начале участка С
ракетный самолет имеет кинетическую энергию K2 = 0,5m2c² и потенциальную энергию P2 = m2gh2, где
h2 — высота самолета над
поверхностью земли. Вся энергия самолета равна
E2 = K2 + P2 (193)
Как уже было указано выше, при правильном управлений самолет всегда будет
лететь в том воздушном слое, который наиболее целесообразен при данной его
скорости. Если р — потребная сила тяги, С — путь,
проходимый по инерции за счет энергии E2, то, очевидно,
E2 =
pC
Если примем, что
|
|
то получим:
Продолжительность полета на этом участке можно вычислить следующим образом.
Очевидно, что
dE= — pvdt. (195)
Далее, согласно (193)
dE = dK + dP = m2vdv + m2gdh (196)
и
v2βk = m2g (197)
где k — константа, зависящая от конструкции самолета, а Р — плотность воздуха. Отсюда следует:
lnβ = ln(m2g/k) - 2lnv
Если обозначить через β0 плотность воздуха на поверхности Земли, то из (34) получим:
Отсюда дифференцированием получим:
Исключая dE и dh при помощи (195) и (196), найдем:
Если, примем скорость истечения с = 1500 м/сек, максимально достижимое соотношение масс m0/m2 = 7,2 и p = 1/5m2g, то найдем, что
m0/m1 = 4,5 ; m1/m2 = 1,6
При полете на максимальное расстояние длины участков будут:
А = 100 км; B = 450 км; С = 800 км
Максимально достижимое расстояние составит таким образом
A + B + C = 1350 км.
Для продолжительности полета мы получим:
t1 - t0 = 250 сек; t2 - t1 = 300 сек
Если примем v3 = 50 м/сек, то найдем, что t3 - t2 = 2250 сек. Для v3 = 30 м/сек t3 - t2 = 3350 сек. Таким образом этот полет продолжался бы около часа.
Как уже было упомянуто, полет на участке траектории В противоречит правилу о работе двигателя при максимально возможной скорости полета. Примем, что в точке {1) фиг. 75 полет продолжается с максимальным ускорением. Это ускорение может быть весьма значительным, так как при большой скорости полета самолет даже при незначительном угле подъема быстро достигает большой высоты, а при увеличении высоты на 10 — 11 км значение v увеличивается почти вдвое. Ускорение должно быть ограничено, исходя только из условий воздействия его на пассажиров.
Примем, что ускорение составляет 30 м/сек², а различные замедляющие влияния равны 2 м/сек². В этом случае bX2 = 32 м/сек². Так как vX2 = 750 м/сек, то v2 — v1 = 660 м/сек.
Таким образом
v2 = 2 160 м/сек
и
Участок пути
Самолет должен подняться еще на 9 — 10 км, чтобы при новой скорости и меньшей массе все еще лететь при наиболее благоприятных условиях. Если, например, точка 1 в предыдущем примере находится на высоте 50 км, то точка 2 лежит на высоте около 60 км. Потенциальная энергия в этом случае составляет
P2 = 600 000 · m2 кгм.
Кинетическая энергия
и из (194) найдем:
Вся длина пути составит (с точностью до 100 км) А + В + С = = 200 + 50 + 1450 = 1700 км.
Очевидно, что в разбираемом случае ракетный самолет с тем же количеством горючего летит дальше, а вычисленный выше путь он проходит за более короткое время. Здесь нелишне заметить, что мы не знаем, как велико будет при таких больших скоростях нагревание самолета из-за трения о воздух, и можем ли мы регулировать этот процесс. Небольшое нагревание было бы даже благоприятно, так как при этом:
а) стало бы ненужным искусственное нагревание пассажирской кабины на больших высотах;
б) пар охлаждающей воды дал бы добавочную реактивную силу, если его заставить истекать из сопла; особенно благоприятно при этом, что вода на рассматриваемой высоте может кипеть при комнатной температуре.
Дальность полета увеличивается пропорционально квадрату скорости истечения и пропорционально соотношению подъемной, силы к лобовому сопротивлению. Применяя керосин, получим скорости истечения порядка 1800 м/сек и дальность полета около 2450 км. Применяя бензин или этиловый спирт, получим скорость истечения до 2000 м[сек и дальность полета до 3000 км.
Если требуется лететь на возможно большее расстояние, то, повидимому, лучше всего использовать аппарат из двух реактивных самолетов (фиг. 76,а), из которых больший, находящийся сзади (фиг. 76,с), берет на себя роль стартовой ракеты, пе-добно спиртовой ракете в модели «B». Когда горючее большого самолета израсходовано, пилот, находящийся в месте, отмеченном буквой Н, ведет его планирующим полетом на посадку, тогда как передний самолет b летит дальше один.
На фиг. 77,а показана одна из сторон основного самолета, с которого удалено верхнее покрытие, а крайнее сопло разрезано посередине. На фиг. 77,b показан боковой разрез этого же механизма, где р — насосные камеры; они имеют здесь форму цилиндрических трубок и служат одновременно для усиления передней кромки; О — камеры сгорания; W — собирающие или подводящие трубопроводы; F — сопла, расширяющиеся сначала в поперечном направлении до пересечения образующих, затем — в вертикальном направлении. Все сопла выходят в трехгранную призматическую камеру, в которую входит передняя грань вспомогательного самолета.
Применяемый здесь большой угол раствора сопла может вызвать возражения. Однако мы считаем, что это не снизит реактивную силу.
Если бы сопла работали в безвоздушном пространстве, то скорость истечения снизилась бы на 10 — 20% по сравнению с 7-градусными соплами. Но здесь газы выходят в возникающую за самолетом область вакуума, на границах которой они задерживаются. Эти границы как бы служат стенками для вытекающих газов (фиг. 78).
Последнее слово будет, конечно, за экспериментом, и если такие сопла не оправдают наших надежд, то останется еще решение, намеченное на фиг. 79. Здесь два сопла расположены одно над другим.
Описанный самолет мог бы вполне перелететь через Атлантический океан, и если в основном самолете применять наряду с ацетиленом или бензином также жидкий водород, который в верхних слоях земной атмосферы является более выгодным, чем в нижних, то такому самолету будет доступен любой пункт на Земле, так как он может достичь круговой скорости.
Если мы не хотим лететь на такое большое расстояние, какое может в наиболее благоприятном случае покрыть неделимый ракетный самолет, то в первую очередь надо укоротить участок B (см. фиг. 75). При полном отсутствии этого участка m0/m1 =4,5 и дальность полёта для c = 1500 м/сек приблизительно равна 1000 км.
Еще меньше будет дальность полета, если скорость ракеты не приближать к величине v = с.
Преимущества ракетного самолета:
1) большая скорость полета;
2) огромная рабочая мощность двигателя по сравнению с его весом;
3) возможность благодаря значительной удельной мощности двигателя дать большую нагрузку на несущие поверхности;
4) полет на большой высоте, где неравномерности движения воздуха играют меньшую роль, и, кроме того, ракетный самолет в случае войны становится недостижимым для вражеского оружия (а благодаря своей скорости — также для вражеских ракетных самолетов);
5) значительная независимость полета от погоды;
6) ракетный самолет может держаться силой тяги и имеет возможность вертикального подъема.
Недостатки ракетного самолета:
1) необходимость герметически закрывать кабину пилота;
2) высокая стоимость полета;
3) большое опорное ускорение (20 м/сек²) при вертикальном подъеме;
4) в месте подъема и, конечно, также в месте нормального приземления должен добываться жидкий кислород.
В конечном счете можно сказать, что ракетный самолет не представляет переходной ступени от самолета к средству межпланетного сообщения. Это — многообещающее в будущем родственное изобретение.
Кроме того, переход к ракетному двигателю на жидком топливе рационален лишь на очень больших скоростях. Между областями применения обычных винтомоторных установок и ракетных двигателей на жидком топливе находится большая область применения различных схем воздушно-реактивных двигателей. — Прим. ред.