Общая часть
Принцип реактивности основывается на законе механического импульса, а поэтому производная импульса по времени равна равнодействующей внешней силе. Кроме того, здесь будет справедлив также и принцип действия и противодействия Ньютона, согласно которому сила Р, приложенная к массе m и сообщающая ей ускорение, действует также на тело А, вызывающее это ускорение. Таким образом, если три помощи какого-либо приспособления (воздушного винта, гребного винта, лопастного колеса, руля, ракеты и т. п.) придается ускорение какой-либо массе (газ, воздух, жидкость и т. п.) так, что ее количество движения в течение времени изменяется на величину, то масса, получившая ускорение, оказывает на данное приспособление со своей стороны реактивное действие силою, каковое проявляется в виде внешней движущей силы. Скорость выталкивания массы получается в большинстве случаев прем сжигания топлива. Скорость сообщаемая массе путем сжигания 1 кг топлива с теплотворной способностью, теоретически равна. Под т понимают обычно массу тел, которым придается ускорение. В некоторых случаях можно принять за т массу сгоревшего топлива. В идеальных ракетах т может состоять только из массы сгоревшего топлива. Эта теоретическая скорость выталкивания имеет значение для теоретических исследований, а после внесения известных поправок при помощи внутреннего коэффициента полезного действия двигателя эта величина приобретает также и практическое значение. Однако в отношении действия ракеты она мало показательна. Поэтому мы в качестве основы для сравнений выбрали, кроме того, теоретический импульс, который в чрезвычайно наглядной форме показывает, какая сила прикладывается к самолету в течение 1 сек., если в это время сгорает 1 кг топлива и выталкивается масса газа. Этот теоретический импульс нанесен (между прочим и для наиболее распространенного в настоящее время топлива — бензина) в зависимости от массы, получившей ускорение, причем за нижний предел принят импульс, соответствующий сгоранию и выталкиванию 1 кг при расходе 3,50 кг. У самолетов, обладающих меньшими скоростями, массы воздуха, получающие ускорение, будут больше. Мы видим, что при выталкивании больших масс с меньшими скоростями с одно и то же количество горючего может дать больший эффект. Очень большое значение имеет при этом, конечно, максимальное использование энергии горючего, т. е. получение максимального общего коэффициента полезного действия. Как мы увидим дальше, максимальный внешний коэффициент полезного действия привода получается в том случае, когда скорость выталкивания будет примерно равняться скорости полета. Этим именно и объясняется хороший коэффициент полезного действия винтовой тяги при обычных для этого случая скоростях полета (см. кривую с для бензина, фиг. Кроме того, из этой же диаграммы мы видим, что чистый ракетный привод является как раз таким механизмом, который наиболее пригоден для чрезвычайно высоких скоростей (вне сферы влияния земли) и что этот привод отличается от винтового привода не принципиально, а лишь эффективностью своего действия. И, наоборот, любой реактивный привод, в особенности ракетный привод, принципиально отличается от приводов сухопутных средств передвижения (железная дорога, автомобиль и т. д.), а именно у последних постоянная мощность мотора при увеличении скорости v ведет к уменьшению силы тяги Р в соответствии с основным уравнением механики. При реактивном приводе, кроме постоянной внутренней мощности двигателя, постоянной является также и сила тяги, которая почти не зависит от скорости. В данном случае сохранение необходимого соотношения между этими тремя величинами получается благодаря своеобразной зависимости мощности двигателя от скорости полета, т. е. благодаря изменяющемуся в зависимости от скорости полета внешнего коэффициента полезного действия. К этим понятиям, совершенно чуждым для нормального привода сухопутных средств передвижения, мы еще вернемся. В самолете движущая сила получается следующим образом: термохимическая энергия горючего превращается в давление газа в цилиндре и через днище поршня, шатун, кривошип и редуктор передается винту, преобразуясь там благодаря отталкиванию окружающих воздушных масс во внешнюю движущую силу. Здесь, так же как и в обыкновенном моторе, термохимическая энергия сгоревшего топлива превращается в давление газа, вследствие чего продукты сгорания выбрасываются наружу через отверстие в цилиндре с большим ускорением. Сила реакции удаляющихся газов непосредственно и создает движущую силу. Таким образом ракетный двигатель в основном состоит из камеры сгорания (резервуара), выдерживающей высокое давление, и насаженного на нее сопла (раструба) соответственной формы, через которое из камеры сгорания удаляются газы, находящиеся под высоким давлением. Нас прежде всего интересует теория ракетного двигателя «внутренняя баллистика ракеты», которая распадается на две части: 1) процессы сгорания в камере, где скрытая энергия горючего превращается в энергию давления и тепла газовой смеси; 2) процесс истечения через сопло, во время которого образовавшаяся в резервуаре потенциальная и тепловая энергия переходит в кинетическую энергию почти без потерь и немедленно же используется. На самом деле оба эти процесса (сгорание и истечение) не столь резко разграничены; как доказано опытами, в более узкой части трубы продолжается энергичное горение, а в камере энергия давления частично превращается в движение, причем газы продвигаются по направлению к раструбу (соплу). Подача горючего и содержащих кислород газов нас пока мало интересует, так как это зависит главным образом от конструкции. Все наши рассуждения, в особенности касающиеся скоростей, энергии, импульсов и т. п., относятся к системе координат находящейся в самой ракете, т. е. движение самой ракеты нас здесь не интересует.
Процессы в камере сгорания
Камера сгорания предназначена для преобразования скрытой термохимической энергии горючего в энергию давления и тепловую энергию газовой смеси. По всей вероятности, происходящие здесь процессы должны походить на соответственные процессы в моторе внутреннего сгорания. Однако мы считаем, что при современной стадии развития ракетного двигателя не стоит терять времени на изучение тех деталей, которые еще не вполне выяснены даже и для моторов внутреннего сгорания. Вспомним, например, что до сего времени еще окончательно не решен вопрос относительно зажигания или режима работы двигателя, а именно, как выгоднее работать — при постоянном или переменном давлении и т. п. От последнего условия, между прочим, будет зависеть, каким образом подводить в камеру сгорания горючее и носители кислорода. При постоянном давлении в камере сгорания подача горючего возможна только в жидком виде; при работе же двигателя при переменном давлении возможно было бы подавать газы в момент наименьшего давления в камере сгорания, что было бы сопряжено с гораздо меньшими трудностями. В последнем случав горючее, быть может, возможно было бы подавать и в газообразном состоянии (в виде свежего газа). Давление в камере не должно быть чрезмерно высоким, так как при этом возникают конструктивные трудности. Что же касается температуры сгорания, то значение ее преимущественно предопределяется скоростью истечения: Большие скорости истечения для обычных тепловых циклов принципиально связаны с высокими температурами.
Влияние трения
Вследствие потерь энергии в сопле, вызываемых трением, найденные теоретические значения для скорости истечения должны перемножаться нами на поправочный коэффициент, а вес протекающих газов — на коэффициент р. Оба эти поправочных коэффициента лишь очень немного отличаются от единицы. В отношении газов и насыщенных и перегретых водяных паров будут справедливы следующие выражения скорости протекания, абсолютной температуры газа и веса протекающего газа. По Цейнеру можно учитывать трение и не пользуясь поправочным коэффициентом, а подставляя вместо показателя адиабаты несколько меньший показатель истечения т. Учитывая действие трения, необходимо было бы согласовать большую длину ракетного сопла с соответственно также большими размерами поперечного сечения, так как этим соотношения поверхностей трения к количеству протекающих газов, определяющие собой действие трения, становятся меньше, чем в соплах, исследованных до настоящего времени опытным путем.
Форма сопла
При выборе формы ракетного сопла можно руководствоваться следующими правилам: 1. Форму сечения следует брать круглой для обеспечения получения наибольшей прочности и минимальной поверхности при заданном сечении. 2. Размеры сечения горла сопла определяются давлением в камере сгорания и требуемой для ракеты силой импульса. 3. Форма сопла между камерой сгорания и горлом не имеет большого значения; требуется только, чтобы она была тщательно закруглена и обеспечивала плавный поток газов. 4. Собственно сопло, т. е. отрезок его от горла до устья, должно удовлетворять условию непрерывности. 5. Угол раструба сопла не должен быть большим для того, чтобы предупредить возможность отрыва струй потока от стенок сопла, что влечет за собой, как известно, потери. 6. Так как двигатель в ракетном самолете практически всегда будет работать при невысоком внешнем давлении, то расширение, а следовательно, и соотношение отверстий сопла должны быть как можно больше, т. е. следует выбрать тот максимум отношений, который допускается конструктивными возможностями. Это делается для того, чтобы по возможности охладить ракетные газы, понизить их давление и уменьшить термические потери и потери импульса. 7. При выборе формы сопла следует учесть те изменения состояния, которые совершает газ в сопле, а в особенности начальные явления диссоциации (см. об этом выше). Практически невозможно достичь внутри сопла теоретически необходимого для получения максимального количества энергии газообразно-жидкого, в конце концов, твердого состояния отходящих масс в конце сопла. Кроме того, такие состояния и нежелательны ввиду больших потерь на трение. В общем, до того как будут собраны дальнейшие опытные данные, можно рекомендовать применять для сопла (между горлом и устьем) форму усеченного конуса, особенно имея в виду простоту ее выполнения.