Главная страница >  Хронология 

Оберт Г. «Пути осуществления космических полетов»

ВОЗМОЖНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ РАКЕТ

ЧАСТЬ ТРЕТЬЯ

.

Глава XV

Подобным движущим средством может явиться описанный в этой книге ракетный двигатель на жидком топливе .

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.

Он может лететь гораздо быстрее, чем самолет с пропеллером.

Полет ракетного самолета определяется следующим.

Ракетный самолет должен поэтому стремиться быстро приобрести большую скорость.

Он, вообще говоря, должен лететь быстрее, так как только в этом случае он может дать сколько-нибудь приемлемое использование горючего.

Ракетный самолет должен поэтому подниматься по очень крутой кривой (подобной изображенным на фиг. 37 и 75 траекториям) и быстро достигать требуемой высоты.

Основную часть полета он должен проводить на значительной высоте, так как большие скорости могут быть достигнуты только в разреженном воздухе.

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).

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.

При посадке самолет вследствие своего малого веса будет планировать уже при меньших скоростях, и приземление может произойти обычным способом.

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.

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.

Полет должен происходить примерно по траектории, схематически изображенной на фиг. 75.

Участок С — выключение двигателя и спуск планирующим полетом.

Участок В — горизонтальный полет со скоростью, близкой к скорости истечения с .

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 .

Участок D — вторичный запуск двигателя и посадка.

На отрезке А ускорение вначале равно 10 м/сек . 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 расчете потребления горючего необходимо руководствоваться примерно следующими принципами.

Место старта отстоит от конечного пункта этого участка траектории на 50 — 150 км. Для полета на этом отрезке справедливы формулы (135) — (159).

При этом должно быть m0 = 4,5m1 [см. формулу (6)].

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.

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.

Отсюда следует:

Так как тяга р составляет 1/5 веса, то по теореме импульсов

Длину участка В найдем, приняв B = (t2 - t1)c

или

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

Расчеты участка С облегчаются тем, что при выключенных двигателях удобно воспользоваться законом сохранения энергии. В начале участка С ракетный самолет имеет кинетическую энергию K2 = 0,5m2c и потенциальную энергию P2 = m2gh2, где h2 — высота самолета над поверхностью земли. Вся энергия самолета равна E2 = K2 + P2 (193)

то получим:

Если примем, что

Очевидно, что dE= — pvdt. (195)

Продолжительность полета на этом участке можно вычислить следующим образом.

и v2 k = m2g (197)

Далее, согласно (193) dE = dK + dP = m2vdv + m2gdh (196)

Если обозначить через 0 плотность воздуха на поверхности Земли, то из (34) получим:

где k — константа, зависящая от конструкции самолета, а Р — плотность воздуха. Отсюда следует: ln = ln(m2g/k) - 2lnv

Исключая dE и dh при помощи (195) и (196), найдем:

Отсюда дифференцированием получим:

При полете на максимальное расстояние длины участков будут: А = 100 км; B = 450 км; С = 800 км

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

Для продолжительности полета мы получим: t1 - t0 = 250 сек; t2 - t1 = 300 сек

Максимально достижимое расстояние составит таким образом A + B + C = 1350 км.

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.

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.

Таким образом v2 = 2 160 м/сек

Примем, что ускорение составляет 30 м/сек , а различные замедляющие влияния равны 2 м/сек . В этом случае bX2 = 32 м/сек . Так как vX2 = 750 м/сек, то v2 — v1 = 660 м/сек.

Участок пути

и

Кинетическая энергия

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.

Вся длина пути составит (с точностью до 100 км) А + В + С = = 200 + 50 + 1450 = 1700 км.

и из (194) найдем:

а) стало бы ненужным искусственное нагревание пассажирской кабины на больших высотах;

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:

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.

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.

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.

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.

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).

Применяемый здесь большой угол раствора сопла может вызвать возражения. Однако мы считаем, что это не снизит реактивную силу.

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.

Последнее слово будет, конечно, за экспериментом, и если такие сопла не оправдают наших надежд, то останется еще решение, намеченное на фиг. 7 Здесь два сопла расположены одно над другим.

Еще меньше будет дальность полета, если скорость ракеты не приближать к величине v = с.

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.

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.

Преимущества ракетного самолета:

1) необходимость герметически закрывать кабину пилота; 2) высокая стоимость полета; 3) большое опорное ускорение (20 м/сек ) при вертикальном подъеме; 4) в месте подъема и, конечно, также в месте нормального приземления должен добываться жидкий кислород.

Недостатки ракетного самолета:





Далее:
Коммерция в космосе.
Глава I. Первые шаги звездоплавания..
Восемь лет спустя.
НА ТЮРИНГИЮ.
«Аполлон» летит к «Скайлэбу».
Биологические часы.
.
Глава II. Достижение небесных светил..
Январь 1961.


Главная страница >  Хронология