Ракета-двигатель

Инженер М. КИСЕНКО

Завоевание авиацией стратосферы даст возможность осуществлять полеты с огромными скоростями при небольших сравнительно мощностях, так как благодаря разреженности воздуха сопротивление его движению самолета будет незначительно. Полет же самолета возможен при самых незначительных плотностях атмосферы, т. е. на очень больших высотах. Но для того, чтобы у крыльев самолета была подъемная сила, самолет должен лететь с большой скоростью, иначе он «провалится», и скорость должна быть тем большей, чем больше разрежение воздуха.

Следовательно, проблема высоты и скорости полета, по существу, одно и то же, так как нельзя летать высоко, не летая быстро, и нельзя летать быстро, не летая высоко (вследствие большого сопротивления воздуха в нижних, плотных слоях атмосферы).

Высотная авиация обещает целый ряд тактических и экономических преимуществ по сравнению с обычной авиацией.

Так, сами по себе полеты с большими скоростями при небольших мощностях являются преимуществом высотной авиации.

Например, самолет с мотором мощностью 400 л. с. на высоте 18 км развивает скорость до 400 км/час. Для получения той же скорости при полете того же самолета у земли вследствие огромного сопротивления воздуха потребовался бы мотор мощностью 2500 л. с. Если взять самолет с мотором мощностью 400 л. с., который у земли летает со скоростью 275 км/час, и перенести его, сохранив каким-либо образом мощность мотора постоянной, на высоту около 13 км, то скорость полета возрастет до 425 км/час.

Самолет, летящий на высоте 9—11 км, с земли уже не виден и не слышен, а также недосягаем дли зенитной артиллерии. Такой самолет может совершенно незаметно заходить на большой высоте в глубокий тыл противника и после поражения намеченных целей уходить от преследований благодаря огромной скорости полета. Борьба с таким самолетом известными в настоящее время средствами ПВО почти невозможна.

Туман, осадки, облачность, мешающие полетам, бывают только в нижних слоях атмосферы (тропосфера). Поэтому огромным преимуществом высотного полета является то, что он возможен в любое время года.

В настоящее время еще трудно определить все те возможности, которые откроются при полетах в стратосфере.

Одно лишь очевидно: роль высотного самолета в будущей войне будет огромна. Поэтому нет ничего удивительного, что во всех капиталистических странах лихорадочно работают над созданием высотных самолетов-стратопланов.

Однако решение проблемы стратосферных полетов встречает пока что трудно преодолимое препятствие. Дело в том, что на большой высоте, в разреженном воздухе, не хватает кислорода для обеспечения полноты сгорания топлива в цилиндрах мотора. Поэтому мощность обычного авиационного мотора с увеличением высоты полета резко падает. Так, например, у мотора мощностью 750 л. с. при подъеме на 11—12 км вследствие неполного сгорания мощность снижается до 140 л. с., такой мощности недостаточно для полета на этой высоте даже небольшого самолета.

Если установить на самолете насосы и турбокомпрессоры для нагнетания воздуха в цилиндры мотора, то можно довести высотность до 17—19 км. Эта высота является пределом для современного мотора.

Но, кроме предела для высотности самолета, устанавливаемого мотором, необходимо считаться также и с винтом (пропеллером). Обыкновенный винт при условии сохранения мотором постоянной мощности не может быть использован на высоте больше 13—14 км из-за малой плотности воздуха. Для самолетов, летающих в стратосфере, должны применяться винты с переменным шагом, т. е. пропеллеры, у которых угол наклона лопастей может регулироваться в зависимости от условий полета. Но даже винт с переменным шагом не может обеспечить полета выше 27 км. Таким образом, если бы и удалось добиться безупречной работы мотора на любой высоте (что невозможно из-за разреженности воздуха), все-таки подняться выше 27 км на обычном винтомоторном самолете нельзя.

Действительным пределом высоты подъема современного самолета следует считать предел, устанавливаемый его мотором, т. е. 17—19 км.

Для того чтобы создать перспективы и раздвинуть ставшие узкими границы увеличения высоты и скорости полета, уже в настоящее время необходимо поставить вопрос о новом моторе, способном обеспечить высотность большую, чем та, которую может дать обычный авиамотор.

Таким мотором может быть воздушно-ракетный двигатель.

Еще в 1913 г. французом Рене Лореном была предложена простейшая схема воздушно-ракетного двигателя. Двигатель Рене Лорена представляет собой трубу, имеющую хорошо обтекаемую форму, внутри которой проходит сквозной канал.

При полете такой грубы наружный воздух входит через переднее отверстие в сквозной канал. Благодаря большой скорости полета аппарата воздух, поступивший в переднюю часть двигателя, сжимается. При движении сжатого воздуха в канале произойдет смешение его с горючим, которое подается в канал специальной форсункой. Этот воздух подогревается выделившимся при сгорании топлива теплом, благодаря чему повышается давление в задней по направлению движения части канала. Выброс нагретого воздуха и продуктов сгорания из аппарата происходит через сопло.

Воздушно-ракетный двигатель Рене Лорена, предложенный в 1913 г. Наружный воздух входит в канал через переднее отверстие, где происходит сжатие его и смешение с горючим. Этот воздух подогревается выделившимся при сгорании топлива теплом, и давление в камере сгорания повышается. Благодаря этому продукты сгорания и нагретый воздух выбрасываются из сопла со скоростью большей, чем скорость засасывания воздуха в двигатель. Это и создает реактивную силу, за счет которой аппарат движется вперед.

Скорость вылета газов из сопла вследствие повышения давления в камере больше, чем скорость засасывания воздуха в двигатель, т. е. больше, чем скорость полета аппарата. Это и создает реактивную силу, за счет которой аппарат двигается вперед.

Если обозначить скорость полета аппарата, или, что то же, скорость входа воздуха в переднее отверстие двигателя, через \(V_1\), скорость вылета продуктов сгорания из сопла — через \(V_2\) и величину массы воздуха, протекающего через аппарат в 1 секунду, — через \(m\), то реактивная сила такого двигателя будет равна \(R=m(V_2-V_1)\).

Из формулы видно, что чем больше масса воздуха, протекающего в единицу времени через внутренний канал аппарата, тем больше реактивная сила, т. е. сила тяги воздушно-ракетного двигателя. Следовательно, для увеличения силы тяги необходимо либо увеличивать сечение канала, либо увеличивать скорость полета аппарата (\(V_1\)), что равносильно увеличению высоты полета.

Этот воздушно-ракетный мотор снабжен компрессором, увеличивающим количество и давление засасываемого воздуха: а — компрессор; б — камера сгорания; в — устройство для воспламенения горючей смеси; г — сопло, через которое происходит выброс продуктов сгорания.

Существует другая схема воздушно ракетного двигателя, имеющая некоторые преимущества по сравнению с только что описанной. По этой схеме, двигатель снабжен специальным клапаном, который способствует повышению давления в камере сгорания, а следовательно, более эффективному сгоранию топлива. При движении аппарата набегающий поток воздуха проходит через переднее отверстие, открывает клапан и заполняет камеру сгорания. После впрыскивания топлива через форсунку горячая смесь поджигается запальником, помещенным у выходного сопла. Создавшееся в начале горения повышенное давление в камере закрывает клапан, и догорание топлива происходит при повышенном давлении. Благодаря этому продукты сгорания вылетают через сопло наружу со скоростью, большей скорости входа воздуха в переднее отверстие, вследствие чего на аппарат будет действовать реактивная сила, направленная в сторону полета. После того как давление в камере сравняется с наружным, встречная струя воздуха вновь открывает клапан, продувает камеру сгорания, и цикл повторяется.

Схема воздушно-ракетного двигателя. При движении аппарата в направлении, указанном стрелкой, набегающий поток воздуха проходит через переднее отверстие, открывает клапан и заполняет камеру сгорания. После впрыскивания топлива через форсунку горячая смесь поджигается запальником. Создавшееся в начале горения повышенное давление в камере закрывает клапан, и догорание топлива происходит при повышенном давлении.

Этот двигатель даже при небольших, уже достигнутых современной авиацией, скоростях полета (180—200 м/сек) может иметь удовлетворительный коэффициент полезного действия. В предыдущей же схеме при небольшой скорости полета давление в камере, создаваемое скоростным напором, недостаточно для эффективного сгорания топлива.

Увеличить количество и давление засасываемого воздуха в передней части мотора можно и при помощи компрессора.

Рене Лорен предложил другую схему воздушно-ракетного двигателя, идея которого заключается в том, чтобы приспособить поршневой двигатель внутреннего сгорания для работы прямой реакцией. Достигнуть этого можно выпуском продуктов сгорания (выхлоп) из цилиндра через сопло. Для увеличения мощности мотора возможна установка целого блока цилиндров с общим коленчатым валом.

Воздушно-ракетный двигатель Рене Лорена.

Схема воздушно-ракетного двигателя, предложенная Рене Лореном. Здесь поршневой двигатель внутреннего сгорания приспособлен для работы прямой реакцией: a — цилиндр, b — поршень, c — сопло для истечения продуктов сгорания, k — быстро открывающийся кран. Детали p, q, o обеспечивают открытие крана в момент сгорания топлива и закрытие крана в начале сжатия горючей смеси.

*

В принципе полет воздушно-ракетного двигателя возможен на любой высоте, где еще имеется кислород. Практический же потолок, по-видимому, лежит на вы соте 35—40 км из-за недостатка кислорода, нужного для сгорания топлива, и малой плотности воздуха.

Существует предположение, что на высоте 50—60 км атмосфера состоит из смеси кислорода и водорода. Если бы удалось каким-либо способом (с помощью ракеты или специальной катапульты) забросить воздушно-ракетный двигатель на такую высоту, то смесь кислорода и водорода после сжатия в передней части быстро движущегося аппарата служила бы даровым топливом.

Воздушно-ракетный двигатель с увеличением высоты, а следовательно, и скорости полета, увеличивает свою мощность. Это весьма выгодно отличает такой тип двигателя от обычного авиамотора, который на определенной высоте уже не может лететь без специальных нагнетателей. Эти тяжелые добавочные установки увеличивают механические сопротивления машины, так как возрастает число трущихся деталей, а следовательно, снижают полезную мощность мотора, которая, как уже указывалось, на сравнительно небольшой высоте падает до нуля.

Воздушно-ракетный двигатель действует автоматически и весьма прост в конструкции.

Однако он имеет и существенный недостаток: его коэффициент полезного действия становится выгоднее коэффициента полезного действия обычного авиамотора только тогда, когда скорость полета аппарата больше 300 м/сек, а скорость вылета газов из сопла двигателя не слишком превышает скорость полета двигателя.

*

В последнее время французский исследователь Ленэ Ледюк произвел целый ряд опытов с небольшой моделью воздушно-ракетного двигателя, которая была помешена в потоке воздуха, с большой скоростью набегавшем на нее.

Результаты этих испытаний подтвердили, что эффективность двигателя возрастает с увеличением скорости набегающего потока, т. е. с увеличением скорости полета двигателя. Этими же опытами было установлено, что воздух, нагнетаемый в камеру сгорания, проходит через весь аппарат настолько быстро, что впрыснутое из форсунки в этот воздух топливо не успевает полностью сгорать в аппарате и догорание происходит снаружи, а это снижает коэффициент полезного действия мотора. Следовательно, встает вопрос о выборе горючего, имеющего скорость сгорания большую, чем известные в настоящее время авиационные топлива.

Однако основная проблема, которая встает перед строителями подобного аппарата, — это разгон его до нужной скорости. Как уже упоминалось, двигатель будет эффективным при скорости, равной примерно скорости звука, т. е. 300 м/сек (1080 км/час). Но как разогнать аппарат до этой скорости?

Предлагались различные способы (ракета, пикирование с большой высоты и пр.) поднятия воздушно-ракетного двигателя в высокие слои атмосферы и сообщения ему начальной скорости, близкой к 300 м/сек.

Наиболее рациональным является, по-видимому, сочетание воздушно-ракетного двигателя и обычного авиамотора с наддувом и пропеллером. До высоты примерно в 10—12 км такой самолет летит на обычной винтомоторной группе, и затем уже запускается воздушно-ракетный двигатель.

Морис Руа предложил воздушно-ракетный двигатель, снабженный обычным поршневым авиамотором и турбиной внутреннего сгорания, сопла которой расположены на концах пропеллера.

Воздушно-ракетный двигатель, предложенный Морисом Руа. При полете аппарата воздух из окружающей атмосферы поступает в приемную трубу через отверстие A. B — турбина внутреннего сгорания, C — авиационный мотор. Продукты сгорания авиамотора вместе с подогретым этими газами воздухом извергаются в атмосферу через сопла турбины. Справа — разрез сопла турбины по горизонтали.

При полете такого аппарата воздух из окружающей атмосферы поступает в приемную трубу, где происходят его сжатие и нагрев. Всосанный воздух направляется в авиационный мотор, который служит одновременно и для вращения винта и в качестве газогенератора для турбины. Продукты сгорания авиамотора вместе с подогретым этими газами воздухом выбрасываются в атмосферу через сопла турбины, благодаря чему пропеллер получает добавочное вращательное усилие. В зависимости от условий полет может совершаться либо с помощью винта, приводимого во вращение мотором и турбиной, либо с помощью воздушно-ракетного двигателя. Для того чтобы осуществить переключение, необходимо сделать винт неподвижным и направить сопла турбины так, чтобы реактивная сила, затрачиваемая раньше на вращение пропеллера, действовала в направлении движения самолета.

*

Выдающийся советский ученый К. Э. Циолковский предложил схему самолета, который приводится в движение пропеллером и реактивной силой (отдачей) продуктов сгорания, извергаемых мотором.

Мотор с винтом помещается в трубе, имеющей хорошо обтекаемую форму. Передняя и задняя части корпуса аппарата имеют отверстия, размер которых можно регулировать.

При движении такого аппарата встречный воздух попадает через отверстия в трубу, чему способствует также всасывающее действие винта, получающего вращение от авиамотора.

В схеме предусмотрены специальное сопло, охлаждающее воздух, который идет к мотору, а также компрессор, повышающий давление воздуха.

Работа винта, утилизация теплоты продуктов сгорания и охлаждение мотора увеличивают скорость выхода воздуха из аппарата по сравнению со скоростью поступления воздуха в трубу. Следовательно, на аппарат будет действовать реактивная сила, направленная в сторону движения.

Схема ракетного двигателя, предложенная К. Э. Циолковским. Авиамотор с пропеллером помещен в трубе, имеющей обтекаемую форму. Встречный воздух всасывается в трубу через сечение 1 и поджимается пропеллером 2. Продукты сгорания авиамотора выпускаются в трубу через кольцевое, расширяющееся сопло 3-5 (нy схеме заштриховано). Расширяясь в этом сопле, продукты сгорания сильно охлаждаются и охлаждают стенки сопла 5. Воздух, засасываемый пропеллером 2 для охлаждения цилиндров мотора, предварительно охлаждается стенками сопла 5. Часть этого воздуха из пространства 6 по кольцевому отверстию 7 засасывается компрессором 8 и в сжатом виде подается в цилиндры мотора. Другая же часть воздуха смешивается с продуктами сгорания и воздухом, протекавшим по пространству 4, и через отверстие 9 выбрасывается наружу.

Безусловно, что каждая из описанных здесь схем представляет большие трудности при ее осуществлении.

Переход от двигателя с наддувом к воздушно-ракетному мотору требует больших усилий изобретательской технической мысли.