Общие понятия
Мощность ракеты подразделить на внутреннюю и внешнюю. Под внутренней мощностью двигателя мы будем понимать кинетическую энергию его отходящих газов, отнесенную к постоянной (в двигателе) системе координат, в то время как внешняя мощность, используемая самолетом, получается из внутренней с помощью кинетической энергии продуктов истечения и внешнего коэффициента полезного действия, зависящего от состояния полета в данный момент. Мы будем говорить здесь только о внутренней мощности, которая является величиной, характеризующей ракетный двигатель так же, как и двигатель внутреннего сгорания. Сходство в данном случае настолько велико, что внутренняя мощность ракетного двигателя может указываться в лошадиных силах, и эта мощность, выраженная в лошадиных силах, в обоих случаях зависит от конструкции и величины двигателя; мощность эту можно регулировать при помощи дросселя и т.п., а следовательно, величина эта является совершенно однозначной характеристикой мотора.
Движущая сила
Движущая сила ракетного двигателя определяется секундным импульсом отходящих газов. Поэтому эта сила в первую очередь является функцией энергии масс, выталкиваемых в секунду, и к.п.д. ракетного двигателя. Выше мы уже говорили о возможности сохранить высокий к.п.д. ракеты и при малых скоростях полета, забирая из окружающей атмосферы добавочные количества вспомогательных газов, которые бы понижали скорость отходящих газов и тем самым увеличивали бы движущую силу, получаемую из единицы энергии. Положенная в основу проекта А. Горохова мысль о том, чтобы использовать атмосферный воздух в качестве носителя кислорода для того, чтобы улучшить сгорание в камере, а остальные составные части воздуха — в качестве дополнительных вспомогательных масс, была нами признана непригодной для наших целен. Другое предложение, характеризующееся чрезвычайной простотой конструкции, исходит от Мело, который отказывается от использования кислорода воздуха. Представленное сопло Мело устроено таким образом, что давление в сопле падает ниже атмосферного и воздух Засасывается из атмосферы через боковые отверстия сопла. После выхода из сопла газовый поток попадает в целый ряд трубок Вентури, засасывает вследствие инжекторного действия свежий воздух и придает ему ускорение, так что в результате импульс осуществляется газовым потоком, обладающим меньшей скоростью, но большей массой. Так как скорость при процессах, протекающих без потерь, уменьшается благодаря постоянству энергии, то весьма вероятно, что движущие силы могут значительно возрасти. Не следует забывать, однако, что сопло Мело представляет собой только средство не допустить уменьшения при низких скоростях полета вследствие уменьшения с. Опыты, произведенные официальными французскими и американскими органами (Conservatoire des Arts et metiers, Paris National Advisory Committee for Aeronautics, USA) в 1918 и 1927 г., не дали удовлетворительных (результатов, по крайней мере при обычных скоростях тропосферных самолетов. Во всяком случае мысль о том, чтобы устроить раструб ракетного самолета таким образом, чтобы он действовал в пределах атмосферы так, как трубки Вентури сопла Мело, представляет значительный интерес. Наконец, возможность регулирования силы реакции в ракетном двигателе также представляет большой интерес. Теоретический максимальный импульс зависит от количества горючего G, вводимого в камеру в 1 сек., следовательно, его вполне возможно регулировать пропорционально количеству топлива, вводимого в двигатель.
Внутренняя и внешняя мощности
Под внутренней мощностью мы условились понимать ту кинетическую энергию продуктов сгорания, истекающих за 1 сек., которая используется для получения импульса, причем она относится к постоянной системе координат ракеты. Значение внутренней мощности в зависимости от размеров ракетного двигателя можно легко определить. Например, для 15-тонной ракеты, которая будет работать на смеси бензин — жидкий кислород (с=3700 м/сек). В данном случае Зенгер допускает ошибку. При выводе формул силы тяги в насадках Мело необходимо исходить из сохранения импульса, т. е. в основу должно быть положено не постоянство энергии, а закон сохранения количества движения. Увеличение импульса 8 насадке Мело может быть получено только за счет теплообмена между вытекающими из сопла двигателя газами и подсасываемым воздухом и дожиганием несгоревшей части продуктов горения. В этом смысле проект Горохова, упоминаемый Н. А. Рыниным, представляет больший интерес, чем простой насадок Мело. Расход горючего рассчитывается с помощью внутренней мощности из требуемой реактивной силы. Для нашего примера он будет составлять G=77 кг (бензин - жидкий кислород) в секунду. Экспериментальное определение внутренней мощности данного ракетного двигателя рациональнее всего производить путем непосредственного измерения реактивной силы и расхода горючего в секунду. Внутренняя мощность ракеты не имеет особого значения и служит лишь для определения расхода горючего. Под внешней мощностью мы понимаем то количество энергии, которое используется самолетом в течение 1 сек. Внешняя мощность не является, следовательно, характерной для двигателя величиной, но зависит от скорости полета. В особенности интересно то обстоятельство, что внешняя мощность будет больше внутренней, как только летная скорость будет больше, чем с/2. Однако ракета, несмотря на это, не является perpetuum mobile, так как она использует, кроме тепловой энергии горючего (учитываемой L:) еще и кинетическую энергию, зависящую от скорости. Для оценки мощности двигателя она является, следовательно, лишь очень условным критерием.
Общие понятия
Сила Р, действующая на тело при его движении в воздухе, рассчитывается для любой скорости. Из чисто практических соображений эта сила разлагается на две силы, а именно: подъемную силу и лобовое сопротивление, действующие в направлениях перпендикулярном и параллельном к движению силы. Коэффициенты ср, са и cw в сильной степени зависят от скорости, а именно при очень малых, не имеющих значения для техники полетов скоростях, коэффициенты эти имеют сравнительно большие значения, быстро падающие при возрастании скорости, достигая минимума в области обычных полетных скоростей (причем кривая дает чрезвычайно плоский минимум, так что указанные коэффициенты в данной области могут рассматриваться как постоянные) и снова увеличивающиеся по мере приближения к скорости звука. В этой области (скорости звука) коэффициенты дают ясно выраженный максимум, а при скоростях выше скорости звука они снова понижаются, стремясь по асимптоте в виде непрерывной функции к очень малым величинам, причем граница в этом отношении еще не установлена. Так как аналитическое определение подъемной силы несколько проще, чем определение лобового сопротивления, то мы и разберем этот вопрос в первую очередь. Ввиду того, что явления в потоке при летных скоростях выше или ниже скорости распространения звука, в воздухе будут принципиально различными, а равно различными будут и силы давления воздуха в этих областях, то мы будем рассматривать как подъемную силу, так и лобовое сопротивление в каждой из указанных областей отдельно. Поэтому и раздел «Силы давления воздуха» подразделяется нами на такие подотделы: 1) подъемная сила при скоростях ниже скорости звука; 2) подъемная сила при скоростях выше скорости звука. Необходимость исследования сил давления воздуха при скоростях звука вытекает из того факта, что внешний коэффициент полезного действия ракеты достигает значительной величины лишь при очень высоких летных скоростях, в некоторых случаях превышающих скорость звука во много раз. Фюзеляжу и в особенности крыльям самолета должна быть придана такая форма, которая обеспечивала бы возможность летания как при скоростях, значительно превышающих скорости звука, так и при малых скоростях взлета и посадки. Таким образом результаты анализа каждого из вышеприведенных нами четырех пунктов должны быть использованы для определения наиболее благоприятной формы фюзеляжа и крыла ракетного самолета, что и является пятым и очень важным пунктом данного раздела. Хотя правильное определение сил воздуха при любых скоростях и имеет весьма важное значение для дальнейших расчетов эффективности полета, однако мы хотели бы уже сейчас подчеркнуть, что аэродинамическое качество ракетного самолета, если под этим, как обычно, понимать наивыгоднейшее отношение далеко не имеет такого значения для эффективности и экономичности ракеты, какое оно имеет для обыкновенного тропосферного самолета. Поэтому нас не должно смущать, если при дальнейшем исследовании окажется, что отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению по причинам аэродинамического характера или, вернее, газодинамического характера, при скоростях, превышающих скорость звука, не будет столь выгодным, как этого можно ожидать в ближайшем будущем от хороших тропосферных самолетов.