Техника - молодёжи 1938-02, страница 53

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 коэфициент полезного действия становится выгоднее коэфициен-та полезного действия обычного авиамотора только тогда, когда скорость полета аппарата больше 30,0 м/сек, а скорость вылета газов из сопла двигателя не слишком превышает скорость полета дви-

В последнее время французский исследователь Ленэ Ледюк произвел целый ряд опытов с небольшой моделью воздушно-ракетного двигателя, которая была помещена 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 коэфициент полезного действия мотора. Следовательно, встает вопрос о выборе горючего, имею-

!щего скорость сгорания большую, чем известные в настоящее время авиационные топлива.

Однако основная проблема, которая встает перед строителями подобного аппарата, — это разгон его до нужной ско-i рости. Как уже упоминалось, двигатель будет эффективным при скорости, равной примерно скорости звука, т. е. 300 м/сек (1080 км/час). Но как разо-I; гнать 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.

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 >само-

Выдающийся советский ученый К. Э. Циолковский предложил схему самолета, который приводится в движение пропел

лером 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.

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.

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 (на 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 it3 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,

53

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

нопрабление полета