Центробежная сила
Так как при высотных полетах высота полета предполагается постоянной, то центробежная сила будет обусловливаться лишь той кривизной пути, которая получается благодаря тому, что траектория полета следует за кривизной поверхности земли. Величина центробежной силы на единицу веса зависит от скорости полета. Если центробежная сила настолько велика, что она становится равной весу О, а следовательно, разгрузка центробежной силой равна 100%, то соответственная скорость полета называется скоростью кругового движения и величина се определяется из G=F. Скорость полета ракетного самолета не может все время превышать круговую скорость, так как иначе центробежная сила унесет самолет в космическое пространство. Таким образом, по нашим современным техническим предположениям, круговая скорость представляет пока наивысшую возможную земную крейсерскую скорость.
Аэродинамическая подъемная сила
Коэффициент подъемной силы при интересующих нас скоростях полета, превышающих 1,5-кратную скорость звука.
Вес при полете
Полетный вес ракетного самолета постепенно уменьшается при подъеме во время высотного полета и доходит до очень небольшого начального веса благодаря чрезвычайно большому расходу топлива работающей ракетой. Остаточный полетный вес G, получающийся при достижении высотной траектории, остается затем практически постоянным, так как дальнейший расход топлива будет уже незначительным. Поэтому при дальнейших наших расчетах полетный вес на высотной траектории мы принимаем разным.
Высота и скорость полета на высотной траектории
Приравнивая три вертикальных силы A+F=G, получаем зависимость между высотным положением траектории полета и необходимой на этой высоте постоянной скорости полета. При скорости (что соответствует скорости полета вблизи земли в 80 м/сек и нагрузке топлива в 80% от начального полетного веса) по этой формуле мы получаем необходимые скорости полета для любой высоты. На этой же диаграмме нанесены значения высот траектории полета для того случая, когда коэффициент подъемной силы будет постоянным при всех скоростях, что может иметь место до t = 1,5. Из обеих кривых видно, что полет при сверхзвуковых скоростях возможен только на высоте, превышающей 40 км, и что, следовательно, стратосферные полеты, к которым стремятся в последнее время и которые будут происходить на высотах, меньших 40 км, нельзя обеспечить очень высокими скоростями полета. Вследствие сильного понижения коэффициента подъемной силы при сверхзвуковых потоках дальнейшее увеличение скоростей полета дает очень медленный прирост высоты, так что для достижения высоты от 40 до 60 км потребуется увеличить скорость полета от 700 до 7000 м/сек. При увеличении скоростей полета выше 7600 м/сек скорость полета может уже возрастать медленнее, так как благодаря разгрузке самолета центробежными силами потребуется уже гораздо меньшая аэродинамическая подъемная сила, что в свою очередь возможно при таких высоких скоростях полета только на очень большой высоте с ее малой плотностью воздуха. Наконец, на той же диаграмме нанесена и кривая разгрузки веса самолета центробежными силами, которая показывает нам, сколько процентов полетного веса воспринимается центробежной силой, обусловливаемой кривизной траектории полета, а сколько процентов остается, следовательно, на долю несущих поверхностей и требует затраты мощности двигателя. Нас могут особенно интересовать высоты выше 80 км, где разгрузка веса самолета центробежными силами составляет приблизительно 100% и где, следовательно, высотный полет является почти чистым планетным движением, а потому обеспечивает возможность прохождения пути любой длины почти без затраты мощности двигателя. Например, разгрузка веса самолета центробежными силами на высоте 80 км составляет примерно 99%, на высоте 100 км — 99,9% при скорости полета, равной 7800—7840 м/сек. Ввиду не вполне надежной формулы для плотности воздуха и неточной формулы для сопротивления воздуха описанные нами явления могут происходить фактически на других высотах, но качественно они должны быть именно такими, как это здесь установлено. Впрочем, слишком большой точности при расчетах нам пока и не требуется. На высоте 80 км и при скорости 7800 м/сек мы видим, что центробежная сила разгружает вес самолета на 99, то это означает, что при коэффициенте планирования, несмотря на фантастическую скорость полета, требуется двигатель мощностью приблизительно в 260 л. с, или общая тяга ракеты в 2 кг/т полетного веса, что соответствует приблизительно расходу топлива в 7 кг/сек в качестве топлива мы принимаем здесь смесь бензин—кислород. Для большей наглядности представим себе более мощный спортивный самолет, обладающий указанным полетным весом и двигателем такой же мощности. Коэффициент планирования такого самолета понизился бы до обычной величины; при этом при той же мощности двигателя возможно было бы получить в 100 раз большую скорость. Высотный полет ракетного самолета происходит на очень больших высотах с весьма незначительным расходом горючего, причем возможно покрывать пути любой длины. Для того чтобы довести этот и так уже малый расход мощности до абсолютного нуля (т. е. получить чисто планетное движение самолета), нам бы пришлось пойти на еще большее увеличение высоты полета, примерно в 10—20 раз, а следовательно, перейти в область межпланетных полетов, однако этот вопрос не входит в круг нашего рассмотрения. Даже и описанный нами чисто высотный полет с длительным ничтожным расходом работы двигателя имеет для ракетных полетов только теоретический интерес, как это мы увидим из дальнейшего. Подобные высотные траектории полета имели бы большее значение даже и на высоте примерно в 40 км для ракетных самолетов такого типа, как самолет, предлагаемый Гороховы. Если бы устроить в самолете воздушную камеру, которая соединялась бы с внешней атмосферой в носовой части самолета, то вследствие неизменного скоростного напора всегда бы в этой камере поддерживалось определенное давление, производимое скоростным напором и не зависящее от давления внешней атмосферы. Из этой воздушной камеры можно было бы при помощи соответственного нагнетателя забирать воздух и подводить его в камеру ракетного двигателя, причем кислород воздуха обеспечивал бы горение топлива, а остальные газы воздуха в соответствии с табл. 19 и 20 служили бы нейтральными реактивными массами. Скорость отходящих газов после сгорания смеси воздух — бензин должна была бы составлять 1300 м/сек на высоте в 40 км. Скорость полета на той высоте должна была бы примерно равняться скорости отходящих газов. Следовательно, внешний к. п. д. ракеты равнялся бы единице. При среднем коэффициенте планирования е=0,2 расход горючего, требующийся на 1 т среднего полетного веса в час, будет составлять 150 кг при этом вполне возможно обеспечить дальность полета на 24 500 км, или 5 часов полета при скорости крейсирования в 4700 км/нас. Невозможность осуществить этот весьма заманчивый проект объясняется, как мы уже указывали ранее, тем, что не удается сконструировать нагнетатель (компрессор), требующийся для этих целей. Вблизи земли, где гораздо легче обеспечить требуемое давление воздуха при подводе сто в камеру, мы встречаемся с другой трудностью, а именно: скорость отходящих газов здесь слишком высока, а скорость полета, которую мы можем получить при наших современных технических возможностях, незначительна, так что внешний к. п. д. ракеты сильно падает и ракетный привод уже не представляет никаких преимуществ по сравнению с обычным винтомоторным приводом. Для облегчения подвода свежего воздуха, пользуясь скоростным напором, можно было бы попытаться устроить ракетный двигатель с периодически действующим процессом по примеру турбины внутреннего сгорания (например турбина Хольцварта). Одновременно можно было бы попытаться понизить скорость отходящих газов, обеспечивая значительный избыток воздуха при сгорании; при этом внешний к. п. д. значительно улучшился бы даже и при малых скоростях полета. Однако путем простых рассуждений мы можем прийти к заключению, что внутренний к. п. д. подобных ракетных двигателей будет чрезвычайно мал, глазным образом вследствие продувочных потерь. Коэффициент этот будет становиться еще меньше при увеличении избытка воздуха, а следовательно, при возрастании внешнего к. п. д. при малых скоростях. Продувочные потери получаются главным образом при подаче свежего воздуха после выравнивания давления в камере ракеты благодаря выталкиванию оттуда оставшихся еще там разреженных и горячих продуктов сгорания. Эти продувочные потери возрастают при увеличении избытка воздуха сверх допустимых пределов и малых скоростях отходящих газов.