* Выдержки из доклада, прочитанного автором 2 марта 1935 г. на I Всесоюзной конференции по применению ракетных аппаратов для исследования стратосферы.

Крылатая ракета — летательный аппарат, приводимый в движение двигателем прямой реакции и имеющий поверхности, развивающие при полете в воздухе подъемную силу.

Будем считать, что взлет, набор высоты, дальнейший полет и затем планирование и посадка такого аппарата принципиально тождественны аналогичным эволюциям самолета.

Полет может преследовать достижение наибольшей высоты подъема с последующим планированием и посадкой или дальности, т. е. покрытие наибольшего расстояния по прямой или по заданному маршруту.

В последующем изложении в основном будет разобран вопрос о максимальной, достижимой для крылатой ракеты, высоте полета. При этом имеется в виду, что ракета несет живую нагрузку, т. е. человека.

Мысль об использовании ракетных аппаратов для подъема человека на большие высоты и даже для вылета его в космическое пространство известна довольно давно, так как идея самого ракетного двигателя в силу его природы и принципа действия лучше всего применима для такого рода полетов. В этой области необходимо отметить капитальные работы К. Э. Циолковского и Ф. А. Цандера.

Различными изобретателями было предложено в разное время множество всяческих ракетных аппаратов, которые, по мысли авторов, должны были внести переворот в технику. В большинстве своем эти схемы были очень слабо и в собственно ракетной своей части малограмотно разработаны. В последнее время многие предложения сводились к простой постановке ракетного двигателя (на твердом или на жидком топливе) на общеизвестные типы самолетов. Предполагалось таким путем достичь необычайных высот и скоростей полета. Нет надобности много говорить о всей несостоятельности подобного механического перенесения ракетной техники в авиацию.

И действительно: летал ли человек на ракетных самолетах, добился ли он хоть в ничтожной степени тех головокружительных успехов, о которых мечтали авторы проектов? К сожалению, нет. Дальше фантазии дело не пошло.

Таким образом, если твердо придерживаться той совершенно правильной установки, под знаком которой прошла наша первая в Союзе и первая в мире ракетная (не межпланетная) конференция^[1], а именно: установки только на реальные вещи, на реальные достижения, на научно обоснованный, а не на фантастический прогноз дальнейшей работы советских ракетчиков, — то, к большому сожалению, ни на какую «историю» опереться или сослаться нельзя.

В чем будут заключаться основные особенности полета человека на крылатой ракете? Вкратце на этот вопрос можно ответить так. Во-первых, полет будет высотным, следовательно, пилот должен быть обеспечен всем необходимым для работы на большой высоте (скафандр, герметическая кабина, соответствующий жизненный запас и т. д.). Во-вторых, отрыв от земли, взлет и набор высоты, а также криволинейный полет будут характеризоваться значительным изменением скорости, вследствие чего человеческий организм будет подвержен в течение известного промежутка времени действию ускорения. Следовательно, пилот должен быть помещен в такие условия, чтобы наиболее легко перенести действие ускорения.

Если обратиться к рассмотрению вопроса о количестве людей, которые должны непосредственно участвовать в таком экспериментальном полете, то хотя и было бы желательно иметь двух и даже трех человек, но так как каждый лишний килограмм нагрузки имеет, как мы увидим дальше, исключительное значение, следует для начала остановиться на одном человеке. Таким образом, полезная нагрузка крылатой ракеты будет в первом приближении состоять из 80 кг — вес одного человека, 30 кг — вес его снаряжения, итого — 110 кг.

Переходим к рассмотрению характеристик семейства крылатых ракет в разрезе поставленной темы.

Несколько слов о возможной схеме крылатой ракеты. Понятно, что может быть предложено множество самых различных вариантов, имеющих свои положительные и отрицательные стороны. В самом общем виде и придерживаясь сделанных ранее допущений, можно предположить, что наш аппарат будет иметь классическую свободнонесущую монопланную схему, с крылом толстого профиля, центрально расположенным фюзеляжем, с укрепленным на конце последнего хвостовым оперением.

Будет ли внешне похож такой аппарат, скажем, на обычный самолет той же схемы? Можно предположить, что сходство будет очень незначительным в силу ряда специфических факторов и условий, которые будут исследованы ниже.

По всей вероятности, крылатой ракете будут присущи следующие внешние признаки: малый размах, малое удлинение и малая величина несущей поверхности. Фюзеляж будет иметь значительную длину и в основном будет занят двигателем, баками, питающими двигатель устройствами и пр.

Возможно, что крыло также будет использовано для размещения различных агрегатов двигателя, приборов и т. п.

Кабина или место пилота займет относительно очень малое место в фюзеляже и по крайней мере у первых аппаратов будет открытого типа. Предполагается, что в этом случае пилот будет летать в скафандре. Это обстоятельство вызывается, главным образом, соображениями экономии веса.

Герметическая кабина имеет, как нам кажется, значительные преимущества по сравнению со скафандром. Основные недостатки кабины — это ее значительный габарит, сложность вывода всякого рода управления и, самое главное, значительный вес, который для ракет приобретает еще большее значение, чем это имеет место в авиации.

В комплексе вопросов, связанных с разрешением проблемы полета человека в ракете, основное место занимает мощный ракетный двигатель на жидком топливе. От достижений в этой области в прямой зависимости находится осуществление стратосферного полета человека на ракетном аппарате.

Ракетный двигатель лучше всего характеризует величина развиваемой им тяги при секундном расходе топлива в 1 кг^[2] На рис. 1 изображено изменение тяги в зависимости от величины секундного расхода. По вертикальной оси отложены значения тяги в кг, по горизонтальной — расходы в кг/сек. Две нижние пунктирные линии соответствуют 200 и 225 кг тяги ракетного двигателя, получаемой на 1 кг расхода, сплошная линия — 250 кг, а верхняя пунктирная — 275 кг.

Таким образом, ракетный двигатель с тягой в 2000 кг имеет секундный расход топлива около 8 кг/сек. Располагая подобной характеристикой ракетного двигателя, можно решить задачу использования последнего для полета.

Столь значительные секундные расходы топлива у ракетных двигателей показывают, что запас горючего, который несет в себе ракета, должен быть достаточно большим. И действительно, если разобрать этот вопрос подробно, то мы увидим, что потолок ракеты непосредственно зависит от количества взятого топлива.

На рис. 2 изображена зависимость потолка ракеты от содержания топлива в процентах к общему начальному весу. По вертикальной оси диаграммы отложены значения высоты, а по горизонтальной — процентное содержание топлива. Диаграмма построена для семейства ракет, имеющих двигатель с тягой в 250 кг с 1 кг расхода в секунду; это соответствует термическому к.п.д. η_t ≌ 0,33 (см. ниже), что можно считать вполне реальным.

Рис. 1. Диаграмма изменения расхода по тяге

Рис. 2. Диаграмма изменения потолка ракеты в зависимости от содержания топлива

Если взять также более или менее реальные цифры: а = 40%, то получим Н_max = 14,5 км; для а = 50% наибольшая высота возрастает до Н_max = 20 км. Для аппаратов с двигателями, имеющими несколько меньший к.п.д. и соответственно меньшую тягу с 1 кг секундного расхода, максимальные высоты будут значительно меньшими.

Еще ряд факторов имеет большое значение для достижения крылатой ракетой наибольшей высоты полета; к числу их относятся: правильный выбор соотношения тяги ракетного двигателя и начального веса ракеты, а также величина удельной нагрузки несущей поверхности ракеты.

На рис. 3 представлена зависимость потолка ракеты в функции от отношения тяги двигателя к начальному весу. Путем многочисленных просчетов разных вариантов (свыше 200) с различным начальным весом G₀ и содержанием топлива а % при разных величинах отношения P/G₀ от 0,5 до 2 был построен ряд кривых. Все они имеют довольно пологий максимум, приходящийся на значение

На рис. 4 изображена полученная путем таких же расчетов зависимость потолка ракеты от величины нагрузки на 1 м² крыла. Из рассмотрения ее видно, что с увеличением удельной нагрузки до некоторых пределов потолки возрастают очень быстро. Дальнейшее увеличение нагрузок уже мало сказывается на значениях Н_max. Кривая, изображенная на рис. 4, построена для семейства крылатых ракет с тем допущением, что они взлетают без разбега, т. е. отрываются от земли сразу под наивыгоднейшим углом, который, как показывают расчеты, для крылатых ракет равен θ=60°, и мгновенно получают надлежащую скорость полета (это соответствует отрыву от земли при помощи стартовых ракет, вес которых не учитывается).

Рис. 3. Диаграмма изменения потолка ракеты в зависимости от отношения тяги двигателя к начальному весу

Рис. 4. Диаграмма зависимости потолка ракеты от величины нагрузки на 1 м2 крыла

Таким образом, затраты топлива на разбег не производится, и вследствие этого на диаграмме (рис. 4) получились несколько преувеличенные, по сравнению с указанными ранее, значения максимальных высот.

В таблице на рис. 4 приведены цифровые данные, показывающие, что увеличение удельной нагрузки позволяет увеличить количество топлива а% за счет уменьшения веса крыльев и значительно уменьшает силу вредного сопротивления аппарата. Вес крыла ракеты определялся так:

Отсюда и понятна необходимость для крылатых ракет иметь удельную нагрузку крыла порядка 300—500 кг/м².

Спрашивается, каким образом осуществить взлет и посадку подобного аппарата?

На рис. 5 изображен ряд кривых, характеризующих изменение взлетных и посадочных скоростей ракеты в зависимости от различных параметров.

По вертикальной оси диаграммы отложены значения скоростей полета в м/сек и км/час. По горизонтальной оси отложены значения нагрузки на единицу площади крыла кг/м².

Верхняя кривая показывает изменение взлетной скорости ракеты:

где ρ₀ — плотность воздуха, С_у взл — значение коэффициента подъемной силы на взлете.

Рис. 5. Зависимость взлетной и посадочной скоростей ракеты от различных параметров

Для данной кривой было принято значение С_{у взл} = 0,3. Практика показывает, что для крылатых ракет можно принимать значение С_у взл = 0,5, что несколько уменьшает величину взлетной скорости.

Вторая кривая показывает характер изменения v_увзл при С_увзл = 0,5.

Ниже пунктиром изображена кривая посадочной скорости при С_уmax = 1,0 и сплошными линиями — кривые посадочных скоростей при выгорании или сбрасывании соответствующих количеств топлива. Последнее условие для ракет следует признать непременным, так как разница между начальным весом ракеты на старте и в момент посадки вследствие огромного количества топлива будет значительной и сильно отразится на величине посадочной скорости.

Рассмотрение рис. 5 показывает, что при соблюдении некоторых условий дело не так уже безнадежно, как это кажется сначала. Так, для нагрузки в 400 кг/мг крыла взлетная скорость при С_увзл = 0,5 будет около 80 м/сек и в зависимости от содержания топлива a = 40÷60% от начального веса посадочная скорость будет в пределах 156—128 км/час.

Посадочная скорость

На рис. 6 приведены характеристики разгона крылатой ракеты при помощи стартовых ракет:

Рис. 6. Характеристика разгона крылатой ракеты. Принято: G0 = 1000 кг; j = 40 м/сек2

Рис. 7. Диаграмма изменения веса ракетных двигателей в зависимости от тяги

Отсюда время разгона определится так:

Необходимый для разгона импульс будет:

По вертикальной оси диаграммы рис. 6 отложены значения t_p — времени разгона в сек, S_p — пути разгона в м и I_р — импульса в кг·сек. Для нашей скорости взлета в 80 м/сек имеем

Помимо всего сказанного, необходимо отметить, что увеличение нагрузки на 1 м² крыла необходимо еще и потому, что трудно осуществить достаточно прочное большое крыло с малой нагрузкой при полете на столь больших скоростях, как это имеет место у крылатой ракеты. Рис. 5 и 6 показывают, что не следует опасаться некоторого увеличения удельных нагрузок крыла; это дает

Рис. 8. Диаграмма изменения веса баков в зависимости от количества топлива

Рис. 9. Диаграмма изменения веса аккумулятора давления в зависимости от количества топлива

ряд весьма ощутимых выгод, а получающиеся при этом затруднения не так уже велики и непреодолимы, как это может показаться на первый взгляд.

Переходим к рассмотрению весового журнала ракеты.

На рис. 7 показано изменение веса ракетных двигателей в зависимости от силы тяги. По вертикальной оси отложены значения веса двигателей в килограммах, а по горизонтальной — соответствующие им величины тяг.

Диаграмма показывает, что абсолютное значение веса мощных ракетных двигателей невелико. Экономия веса получается у более мощных ракетных двигателей с одной камерой по сравнению с установками, дающими такую же силу тяги, но состоящими из нескольких камер меньшего размера.

Вообще, говоря о журнале весов крылатой ракеты, нужно отметить, что основная доля веса пустой машины падает на моторную часть (если, как уже было отмечено, собственно двигатель весит не так уж много, то значительный вес приходится на долю баков для горючего и окислителя, а также на долю той подающей системы, которая питает двигатель.) Это, собственно, вполне понятное явление, объясняющееся необходимостью для крылатой ракеты нести с собой огромное количество топлива и двигатель с колоссальным секундным расходом.

На рис. 8 дан характер изменения веса баков в зависимости от количества топлива. Для упрощения удельный вес топлива был принят γ = 1, что на практике обычно и имеет место для смеси. Диаграмма построена на основании экспериментальных данных и ряда аналитических просчетов веса цилиндрических баков различной емкости и из разного материала. Рабочее давление в баках взято около 30 am, т. е. применена классическая, очень часто встречающаяся, система подачи топлива в двигатель путем его выдавливания из баков давлением. Подсчеты показали, что беспредельно увеличивать размеры баков невыгодно. Практически выгоднее поставить несколько баков. Наиболее легкими оказались баки из электрона, затем из дюралюмина и специальной стали. Наиболее тяжелыми оказались баки из труб больших диаметров. Трубчатые баки хороши для малых ракет, а с увеличением количества топлива применение их становится невыгодным, не говоря уже об эксплуатационных затруднениях. Вес электронных баков вследствие малого опыта работы с этим материалом может служить скорее лишь теоретическим пределом веса, к которому следует стремиться при проектировании.

Если подача компонентов в камеру двигателя производится под давлением воздуха или нейтрального газа из специального аккумулятора давления, то вес последнего может быть представлен в виде зависимости, изображенной на рис. 9:

Вес аккумулятора давления будет^[3]

Простейший подсчет показывает, что практически, при обычных соотношениях давления в аккумуляторе и давления подачи (порядка 5:1), объем аккумулятора получается в пять раз меньше, чем объем баков, но вследствие того, что давление в аккумуляторе в среднем в пять раз больше давления в баке, вес аккумулятора давления следует считать равным весу баков. На практике возможно добиться некоторого уменьшения веса, но небольшого, так как аккумулятор, работая с большими давлениями, должен обладать значительной надежностью и, кроме того, арматура его (редуктор и пр.) тяжелее, чем арматура баков, и т. д.

На основании данных, приведенных на рис. 8 и 9, построена сравнительная диаграмма (рис. 10), где даны выраженные в процентах от веса топлива средние значения веса баков из различных материалов и аккумулятора давления.

Рис. 10 показывает, что, беря реальные условия, мы имеем вес баков и аккумулятора по 20% от веса горючего, а в сумме 40%. Можно с уверенностью сказать, что при современном состоянии техники указанные цифры ни в какой степени не являются преувеличенными. Путем очень больших ухищрений на практике, может быть, и удастся достигнуть снижения этих цифр на 1—2%. Понятно, что никакого практического значения это иметь не будет, а трудности при этом очень велики, и даже такое снижение веса, по всей вероятности, пойдет в ущерб надежности установки.

Рис. 10. Средние значения веса баков и аккумулятора давления в процентах к весу топлива

На практике вероятнее всего можно ожидать не облегчения, а утяжеления веса питающей системы по сравнению с указанными цифрами.

В заключение анализа весового журнала на рис. 11 для семейства крылатых ракет построена сводная диаграмма весов. Слева по вертикальной оси отложены выраженные в процентах значения веса топлива, баков, аккумулятора давления, конструкции и полезной нагрузки ракеты. В сумме вертикальная ордината равна 100%, т. е. полному начальному весу ракеты. По горизонтальной оси диаграммы отложены численные значения в килограммах начальных весов для ракет в 300; 500; 1000 и 2000 кг. При построении было принято, что полезная нагрузка (пилот и снаряжение его) остается неизменной. Количество топлива было условно выбрано a = 50% от начального веса ракеты. Эта диаграмма наглядно показывает всю напряженность весового журнала ракеты. Изменение какого-либо одного параметра, например увеличение полезной нагрузки или веса конструкции, сейчас же отразится на величине а% и, следовательно, на потолке данной ракеты (рис. 2).

Диаграмма показывает, что вес конструкции, достигая значения около 22% у ракеты с начальным весом G₀ = 2000 кг, далее, с увеличением размеров, будет меняться очень мало. Таким образом, увеличивая начальный вес ракеты, мы будем иметь примерно одинаковое соотношение составляющих ее весового журнала. На правой стороне диаграммы (рис. 11) изображена эта зависимость для ракеты с начальным весом G₀ = 2000 кг.

Рис. 11. Сводная диаграмма весов крылатых ракет

Рис. 12. Диаграмма веса агрегата (насоса) для подачи топлива в камеру

Рис. 13. Средние значения веса питающих систем ракетного двигателя в процентах к весу топлива

Рассматривая весовой журнал ракеты с начальным весом в 300 кг, мы видим, что вследствие слишком большой полезной нагрузки (110 кг, что составляет 36,6% от начального веса) и значительного а = 50% весовой журнал ее, даже без учета веса конструкции, не сходится. Следует отметить, что применение ракет с малым начальным весом (до 2000 кг) для полета человека на относительно большие высоты вряд ли будет возможно.

Суммируя вышеизложенное, надо признать, что, применяя ракетные двигатели на жидком топливе с системой подачи последнего под давлением и располагая к.п.д. двигателя η_t 0,33 (т. е. снимая 250 кг тяги с 1 кг секундного расхода двигателя), человек может подняться в крылатой ракете на высоту до 20 000 м. Могут ли быть отступления в лучшую сторону? Да, могут, и, в частности, у аппаратов, обладающих большим начальным весом. Однако, принимая во внимание современное состояние ракетной техники и всю трудность создания и эксплуатации такого громадного высотного аппарата, а также учитывая необычайную трудность работы с громадными количествами жидких газов, что явится непременным условием, следует признать, что путь увеличения начального веса ракеты не может быть на сегодня признан реальным. С другой стороны, нельзя ни в какой мере считать удовлетворительными те результаты, которые мы получили. Безусловно, следует и необходимо работать над совершенствованием конструкции аппарата и двигателя, для того чтобы достичь лучших результатов.

Первый путь — это увеличение запаса горючего а%. Для этого необходимо отказаться от системы подачи давлением и перейти на подачу насосами^[4]. В этом случае отпадает необходимость в аккумуляторе давления, а сами баки будут много легче, так как станут работать под атмосферным (или малым) давлением. Последнее обстоятельство, помимо облегчения веса, сильно упростит эксплуатацию и повысит надежность всего аппарата.

Вес насоса (целиком всего агрегата, включая сюда и то топливо, которое идет на его работу) можно представить в виде * диаграммы (рис. 12):

Рис. 14. Сравнение весовых данных двух крылатых ракет с разными системами питания двигателя: G0 = 2000 кг; Рдвиг = 2000 кг

Выигрыш в весе питающей системы при постановке насоса теоретически получается в 2 раза. Практически увеличение а% будет несколько меньшим, так как одновременно с увеличением запаса топлива возрастает вес баков и самого насоса. Для ракеты с начальным весом G₀ = 2000 кг можно достичь а = 58%. Вообще говоря, следует считать реальным осуществление крылатой ракеты с содержанием топлива до 60% от начального веса. На рис. 13 и 14 показаны весовые соотношения для двух ракет, из которых одна имеет систему подачи давлением, а другая — посредством насосного агрегата.

Следующим весьма важным фактором, изменение которого может значительно улучшить летные данные ракеты, является к.п.д. двигателя. Однако на этом пути неизбежен ряд больших затруднений, особенно если стремиться увеличить η_t за счет повышения давления в камере. Следует помнить, что в камере сгорания имеют место весьма высокие температуры и вследствие этого прочность материала и стойкость камеры понизятся.

Увеличение к.п.д. двигателя увеличит удельную тягу, развиваемую последним с 1 кг расхода. Таким образом, имея тот же начальный запас топлива а%, крылатая ракета значительно повысит свой потолок (рис. 17).

Рис. 15. Диаграмма изменения тяги ракетного двигателя, получаемой с 1 кг расхода топлива в зависимости от термического к.п.д.

На рис. 15 показан характер изменения удельной тяги двигателя**, снимаемой с 1 кг расхода, в зависимости от давления в камере сгорания при соответствующих значениях термического к.п.д.:

* По данным сектора двигателей РНИИ.

** По данным сектора двигателей РНИИ.

Р = mw_a,

Из рассмотрения диаграммы (рис. 15) следует, что кислородно-алкогольный двигатель, который будет давать тягу не 250, а 275 кг с 1 кг секундного расхода, имеет η_t≈ 0,40 и давление в камере около 50 am. Осуществление такого двигателя, как уже указывалось, явится задачей достаточно трудной, а, кроме того, большое давление в камере потребует значительного давления подачи, что сильно усложнит и утяжелит конструкцию питающей системы. Возможно, что целесообразным будет применить какие-то новые компоненты топлива для того, чтобы снять с 1 кг расхода хотя бы 275 кг тяги и в то же время избежать столь значительных давлений в камере^[6].

Определение основных аэродинамических характеристик семейства крылатых ракет в большинстве случаев может быть произведено общеизвестными методами, так как чаще всего взлет и значительная часть пути проходятся крылатой ракетой с дозвуковыми скоростями.

Вычисления удобнее всего свести в табл. 1 и 2 [форма которых приводится ниже].

Таблица 1

Таблица 2

В табл. 1 и 2 приняты следующие обозначения:

С_х вр — приведенный коэффициент вредного сопротивления всех частей ракеты, кроме крыла; S — несущая поверхность крыльев; С_х рак — коэффициент вредного сопротивления всей ракеты; С_{х кр} — коэффициент вредного сопротивления крыла; С_у — коэффициент подъемной силы крыльев; С_m — коэффициент продольного момента крыльев; C_y/C_{x кр} — качество крыла; С_у/С_{х рак} — качество всей ракеты.

В случае необходимости пересчет поляры крыла с одного удлинения на другое производится таким же способом, как это делается для самолетов.

Рис. 16. Уравнение движения ракеты

Спроектировав на направление касательной и нормали к траектории полета все действующие на крылатую ракету силы, можно написать в общем виде уравнение движения ракеты (рис. 16):

Разделив оба уравнения на М и выражая их в дифференциальной форме, получим окончательно:

Решение этих уравнений подробно разработано в «Динамике ракетных самолетов» профессора В. П. Ветчинкина*. Если интегрирование ведется численным путем по точкам, то вести его следует, как было указано В. П. Ветчинкиным в ряде его работ, по приближенным вычислениям**, т. е. начинать методом Рунге, а продолжать методом Коуэлла, который он распространил на уравнения любого порядка.

* Печатается в «Сборнике РНИИ», изд. Осоавиахима.

** «Техника воздушного флота», № 5, 1931; Методы приближенного и численного интегрирования обыкновенных дифференциальных уравнений, изд. ВВА, вып. I, 1932; вып. II, 1934; вып. III, 1935 (печатается); Руководство по приближенным вычислениям, «Труды ЦАГИ», вып. 210, 1935 (печатается).

Траекторию полета крылатой ракеты можно разделить на несколько участков. Первый — это разбег с помощью катапульты, затем взлет с собственным двигателем и набор высоты с увеличивающейся скоростью. Если в момент взлета не управлять рулями высоты ракеты, то она чрезвычайно быстро задерется и будет иметь тенденцию перейти на петлю^[7]. Исследования показывают, что выгодный угол набора высоты θ≈ 60°, который и надлежит при помощи рулей или какого-либо автоматического устройства выдерживать в течение всего времени работы двигателя. По окончании работы двигателя ракета будет двигаться также под углом θ = 60° по инерции до того момента, когда скорость ее полета станет равной скорости планирования и необходимо будет перевести машину на режим планирования. Если стремиться достичь наибольшей возможной для данной ракеты высоты подъема, то можно после окончания работы двигателя несколько подзадрать машину и лететь вверх вертикально до полной потери скорости. Затем ракета быстро потеряет высоту, наберет снова скорость и перейдет на планирование.

Уравнения движения ракеты при полете с момента старта и до установившегося взлета под углом θ = 60° могут быть написаны в следующем виде:

Для второго участка пути ракеты, т. е. при полете ее под постоянным углом 60°, уравнения движения напишутся так;

И для последнего этапа пути, т. е. при вертикальном полете ракеты вверх по инерции, до полной потери скорости, пренебрегая сопротивлением воздуха, можно написать:

Пользуясь этими уравнениями, а также проделанными ранее исследованиями, нетрудно найти полетные характеристики для какой-либо конкретной ракеты.

На рис. 17 показано изменение потолка крылатой ракеты с начальным весом G₀ = 2000 кг и Р = 2000 кг в зависимости от двух факторов, а именно: а% — содержания топлива и г|г — к.п.д. двигателя. По вертикальной оси (рис. 17) отложены значения потолков ракет, а по горизонтальной — величины а% и разные значения к.п.д. двигателя η_t. На диаграмме нанесены три пары кривых. Пунктирные кривые показывают изменение потолка ракеты без учета полета по инерции, а сплошные — с учетом вертикального подъема до полной потери скорости. Из рассмотрения кривых рис. 17 следует, что максимальная высота полета крылатой ракеты, несущей на себе человека, с учетом полета вверх по инерции (после окончания работы двигателя) составит не более 32 000 м. При этом нами были сделаны допущения, что η_t≈ 0,4 и а = 60% от начального веса.

Рис. 17. Диаграмма изменения потолка ракеты в зависимости от процента содержания топлива и термического к.п.д. двигателя

Рис. 18. Характеристика крылатой ракеты

На рис. 18 представлена характеристика полета той же крылатой ракеты при а = 60% и η_t = 0,4. Ракета несет на себе одного человека и достигает, как уже указывалось раньше, немного более 31 км, включая сюда и полет по инерции после окончания работы двигателя.

Максимальная скорость полета ракеты около 300 м/сек. Ракета в течение 12 сек достигает скорости около 150 м/сек (540 км/час) и задирается до угла 60°, под которым и продолжает набирать высоту до полного выгорания горючего.

Двигатель кончает свою работу на 165-й секунде, после чего продолжается полет вверх до полной потери скорости на 195-й секунде на высоте около 31 км; после этого ракета переходит на пикирование и затем на планирующий спуск. Скорость планирования в первый момент, т. е. на высоте примерно 26 км, будет около 250 м/сек (900 км/час).

Изменение ускорения представлено на кривой j = f (t). В первые секунды полета после разгона ракеты ускорение уменьшается и даже приобретает некоторое отрицательное значение, т. е. ракета испытывает торможение вследствие того, что в короткий промежуток времени она переходит к полету под углом θ = 60°. Затем следует участок пути по прямой под углом θ = 60°, на котором ракета несколько разгоняется, и ускорение плавно возрастает вплоть до момента окончания работы двигателя.

Рис. 19. Траектория полета крылатой ракеты

На рис. 19 показана траектория полета ракеты с начальным весом 2000 кг и Р = 2000 кг (наверху диаграммы в увеличенном, а внизу — в меньшем масштабе). Максимальная дальность полета достигает около 220 км и время около 1100 сек ≈ 18 мин.

Известный практический интерес представляет вопрос о наибольших достижимых для описанной ракеты скоростях горизонтального полета и установлении максимальной дальности. Для исследования этих вопросов надо произвести ряд дополнительных расчетов, причем для облегчения этой работы следует сделать некоторые упрощения.

Расчет велся на средний полетный вес, и при вычислении максимальных скоростей полета предполагалось, что аппарат имеет то же соотношение масс, что и в предыдущий момент, и на разных высотах переходит на горизонтальный полет, разгоняясь до полного выгорания топлива, далее летит горизонтально по инерции и, наконец, переходит на планирование. Без учета сопротивления воздуха на горизонтальном участке траектории наибольшая горизонтальная скорость полета ракеты может быть найдена так:

Если Р_х пропорционально квадрату скорости, то интегрирование этого уравнения может быть выполнено в конечном виде; в этом случае надо взять G_cp — средний полетный вес машины (на горизонтальном участке полета). Опуская математические выкладки, можно представить окончательный результат в виде следующих формул, предложенных инженером М. П. Дрязговым^[9]:

Интересующая нас величина наибольшей скорости полета ракеты найдется так:

Дальность полета ракеты может быть найдена так:

где L_θ=60° — дальность полета при движении ракеты по прямой под углом θ = 60° берется из таблиц численного интегрирования;

При вычислении максимальных скоростей полета получили значения v_max, превосходящие скорость звука. Не имея возможности получить нужных коэффициентов продувкой и не желая оперировать не всегда достоверными теоретическими данными, было сделано допущение, что полет ракеты на горизонтальном участке своего пути происходит без сопротивления воздуха. В этом случае характер изменения скорости будет иметь вид кривой, изображенной пунктиром на рис. 20. Для того чтобы хоть в некоторой степени учесть влияние сопротивления воздуха, на рис. 20 была построена вторая кривая скоростей с учетом сопротивления по квадратичному закону. На самом деле значения скоростей будут ниже, если учесть истинное сопротивление воздуха при полете со сверхзвуковыми скоростями[^11]. По диаграмме рис. 20 получается, что максимальная скорость полета, считая сопротивление по квадратичному закону, будет достигнута на высоте 17 км и окажется около 900 м/сек. Практически можно ожидать достижения скорости около 600-700 м/сек (2000-2500 км/час).

Рис. 20. Диаграмма скорости полета ракеты в конце работы двигателя при горизонтальном полете на разных высотах

Рис. 21. Диаграмма изменения дальности полета ракеты

Рис. 20 показывает, какое огромное значение имеет сопротивление воздуха, особенно на малых высотах. Так, если ракета разгоняется у земли до полного выгорания топлива, то без учета сопротивления воздуха она должна была бы достичь скорости до 2400 м/сек, но вследствие влияния сопротивления воздуха сможет развить скорость несколько меньшую 400 м/сек. С подъемом на высоту эта разница уменьшается. Кривые на диаграмме совпадают вследствие сделанных нами допущений в точке, соответствующей моменту окончания работы двигателя, т.е. израсходованию всего топлива на подъем ракеты в высоту.

На рис. 21 показано предположительное изменение дальности полета ракеты в зависимости от той высоты Н₀, на которой она перешла в горизонтальный полет.

На рис. 21 по вертикальной оси отложены значения наибольших дальностей полета ракеты, а по горизонтальной — соответствующие величины Н₀. На диаграмме нанесены четыре кривые, характеризующие дальность полета ракеты, а именно: дальность полета с двигателем под углом θ= 60° до высоты Н₀, дальность полета с двигателем по горизонтали до полного выгорания топлива, дальность горизонтального полета по инерции до скорости планирования и дальность планирования с высоты Н₀. В самом верху диаграммы нанесена пятая, суммарная, кривая, показывающая наибольшую дальность полета ракеты.

По диаграмме получается, что выгоднее всего подниматься до высоты около 23 км, затем переходить на горизонтальный полет, разгоняясь до полного выгорания топлива, после окончания работы двигателя лететь горизонтально по инерции и, наконец, планировать. При этом наибольшая дальность полета ракеты составит около 280 км. Диаграммы, представленные на рис. 20 и 21, следует рассматривать только как ориентировочные.

В заключение можно сказать несколько слов о технике будущего полета человека в ракете. По-видимому, вследствие огромных скоростей движения и достаточно сложной, как мы видели, траектории полета, а также потому, что зачастую полет будет происходить без видимых ориентиров, потребуются специальные автоматические устройства (автопилоты) для управления рулями и большинством механизмов ракеты.

Из произведенного исследования можно сделать следующие выводы: полученные нами результаты ни в какой мере не могут быть признаны удовлетворительными, и поэтому необходимо совершенствовать дальше ракетную технику для достижения действительно больших высот полета, порядка 60—100 и более километров. В итоге наших расчетов мы получили очень скромные высоты, порядка 20 км. Заглядывая несколько вперед, отказываясь от технически невыгодных конструкций, совершенствуя двигатель, мы видим возможность достижения высот порядка 30 км. Даже и эти, сравнительно небольшие, высоты не даются легко.

В процессе произведенного исследования ясно видно, что пришлось для успешного разрешения задачи сделать ряд предельных в настоящий момент допущений, выше которых идти уже нельзя. Сюда может быть отнесена значительная скорость взлета, большая посадочная скорость, достаточно напряженный весовой журнал ракеты и т. д. Все эти факты в конце концов приведут к тому, что действительная ракета может получиться намного хуже, чем ее проект.

Спрашивается: что же можно сделать еще? Прежде всего надо искать новые схемы таких ракет, которые имели бы более выгодные соотношения масс и более совершенную конструкцию. В частности, сюда можно отнести всевозможные комбинированные и составные схемы. Это легко иллюстрировать таким примером: большая ракета имеет на себе меньшую до высоты, скажем, 5000 м. Далее, эта вторая ракета поднимает еще более меньшую на высоту 12 000 м, и, наконец, эта третья ракета или четвертая по счету

Рис. 22. Характеристики воздушных ракетных двигателей

уже свободно летит на несколько десятков километров вверх. Затем, если сравнить данные крылатых и бескрылых ракет, можно сделать и такое заключение, что, возможно, будет выгодным подниматься вверх без крыльев, а для спуска или горизонтального полета выпускать из корпуса ракеты плоскости, которые развивали бы подъемную силу.

И, наконец, самое основное — надо не только совершенствовать двигатель и его агрегаты, но и искать новые схемы и применять новые топлива.

В этом отношении значительный интерес представляет так называемый воздушный ракетный двигатель. Как известно, этот двигатель не нуждается в особых запасах окислителя, а берет кислород из окружающего воздуха. Вообще говоря, схема и принцип действия воздушного ракетного двигателя в настоящее время общеизвестны. На рис. 22 представлена характеристика двух воздушных ракетных двигателей на разных топливах, а для сравнения даны также характеристики ракетного двигателя на твердом топливе и жидкостного (кислородно-алкогольного) двигателя. Из диаграммы ясно видна вся выгода применения воздушного ракетного двигателя для полета. Удельная тяга его с 1 кг расхода [топлива] в несколько раз превосходит удельную тягу обычного жидкостного двигателя (если сравнивать удельные тяги, получаемые с 1 л топлива, то разница будет несколько меньшей)^[12]. Выгоды очевидны и огромны, хотя их и нельзя механически переносить на исследованное нами семейство крылатых ракет, так как аппараты с воздушными ракетными двигателями будут значительно отличаться от тех, которые рассмотрены в наших примерах. Тем не менее, надо признать, что воздушные ракетные двигатели представляют совершенно исключительный интерес и значение для полетов ракетных аппаратов, в частности на высотах до 30 км.

В заключение остановимся на двух примерах.

Первый — это самолет общеизвестной схемы и устройства, оборудованный под ракетный двигатель. Можно прямо сказать, что ничего хорошего из подобной комбинации не выйдет, так как запас топлива, который можно взять с собой, составит незначительный процент от начального веса машины. Взлет такого самолета будет происходить медленно, в результате чего получатся ничтожные потолки. Кроме того, следует учесть всю неприспособленность самолета к размещению громадного количества топлива, его прочность, аэродинамику и многое другое, что совершенно исключает его применение для полета с ракетным двигателем. Следует всегда помнить, что непременным условием для выгодной работы ракетного двигателя является скорость.

Второй пример — это установка ракетного двигателя на аппарат, предназначенный для полетов чисто экспериментального характера на малых высотах. Попытки такого рода уже были. На рис. 23 ^[13] изображен планер, выстроенный инженером Черановским в ГИРД Осоавиахима в 1932 г. Планер * был рассчитан под опытный двигатель системы инженера Цандера. Несовершенство двигателя не позволило произвести его испытания в полете.

* Описание планера приведено в книге автора «Ракетный полет в стратосфере», Военгиз, 1934.

Если не задаваться установлением каких-либо особых рекордов, то, несомненно, в настоящее время уже представляет смысл постройка аппарата-лаборатории, при посредстве которой можно было бы систематически производить изучение работы различных ракетных агрегатов в воздухе.

На нем же можно было бы поставить первые опыты с воздушным ракетным двигателем и целую серию иных опытов, забуксировывая предварительно аппарат на нужную высоту. Потолок такого аппарата может достигнуть 9—10 км.

Осуществление первого ракетоплана-лаборатории для постановки ряда научных исследований — в настоящее время хотя и трудная, но возможная и необходимая задача, стоящая перед советскими ракетчиками уже в текущем году.

Крылатая ракета имеет большое значение для сверхвысотного полета человека и для исследования стратосферы.

Дальнейшая задача заключается в том, чтобы упорной повседневной работой, без излишней шумихи и рекламы, так часто присущих, к сожалению, еще и до сих пор многим работам в этой области, овладеть основами ракетной техники и занять первыми высоты страто— и ионосферы. Задачей всей общественности, задачей АвиаВНИТ и Осоавиахима является всемерное содействие в этой области, а также правильная постановка тематических задач по ракетному делу низовым организациям общества и отдельным изобретателям и грамотная популяризация идеи ракетного полета.