книги из ГПНТБ / Феодосьев В.И. Введение в ракетную технику Учеб. пособие

30Гл. 1. Основные соотношения теории реактивного движения

Вотличие от одноступенчатой ракеты здесь одновременно с по лезным грузом заданную конечную скорость получает масса не всей конструкции, а только последней ступени. Массы же преды. яущих ступеней получают меньшие скорости.

Обозначим через щ отношение массы ракеты без топлива пер вой ступени к стартовой массе всей ракеты, через ц2— отношение массы второй ступени без топлива этой ступени к той массе, кото­

После того как сгорит топливо первой ступени, идеальная ско­

После сгорания топлива второй ступени к этой скорости доба вится скорость

Щ = —®'е21пр2-

Каждая последующая ступень даст аналогичное добавление скорости. В итоге получим

VK= —«Vjlnn, —wrtIn|i2— • • • —«»«, In IS,.

Если эффективная скорость истечения для каждой из сту­ пеней одна и та же (weJ = we2= . . . = w en = we), то

г,к = — «',ln(jj.,|ta . . .is,).

Каждая из величин ц меньше единицы. При наличии нескольких ступеней произведение Ц1 Ц2 —Цп может оказаться достаточно ма­

лым и величина — In (pip2... |М может достичь больших значений,

что соответствует большей конечной скорости.

При помощи составных ракет оказывается возможным дости жение космических скоростей полета.

Формулы Циолковского для идеальных условий полета дают только верхнюю границу скорости ракеты. Действительная конеч ная скорость всегда будет меньше вследствие неизбежных потерь

тяги может не совпадать с направлением скорости.

Некоторые из этих вопросов будут более подробно рассмотре*- ны в дальнейшем.

например, для тактических пороховых ракет), формула Циолков­ ского достаточно точна. Даже для дальних ракет, у которых по­ тери скорости на земное тяготение могут быть весьма значитель­ ными, формула Циолковского позволяет ориентировочно оценить скоростные ресурсы ракеты.

М — = w.m — Mg, at ‘

где Mg — вес ракеты.

Если расстояние от ракеты до центра Земли за время работы двигателя меняется незначительно, то величину g можно считать

м

илегко интегрируется:

<и= — we(In М —In C) — gt.

Как и в- случае идеального полета, при /= 0 имеем о = 0 и М = = Л40. Следовательно, С = Мо и

V = — We In (J- — g t .

Это выражение для случая вертикального подъема можно было бы написать сразу. Для этого нужно только учесть, что вследствие земного тяготения идеальная скорость v уменьшается на величину той скорости, которую получает свободно падающее тело за вре­ мя t (в нашем случае t — время работы двигателя)

Оценим потерю скорости на силу тяготения для вертикального подъема упоминавшейся выше ракеты V-2, у которой время работы

сколько меньшими, чем для случая вертикального подъема при том же времени работы двигателя.

Таким образом, если в идеальном случае конечная скорость ра­ кеты не зависела от режима (времени) горения топлива и опреде­ лялась лишь отношением конечной и начальной масс ракеты, то.

32 Гл. I. Основные соотношения теории реактивного движения

при наличии силы тяготения скорость, полученная ракетой, зави­ сит от быстроты выгорания топлива. Чем быстрее выгорит топливо, т. е. чем меньше будет время t, тем больше будет скорость v.

Можно представить себе такой случай, когда скорость ракеты вообще будет равна нулю. Это произойдет, например, если топливо будет гореть постепенно при малом секундном расходе и двига­ тель будет давать тягу, не превышающую силу веса.

Так или иначе следует, очевидно, стремиться к тому, чтобы дви­ гатель давал возможно большую тягу. Однако увеличение тяги не может быть неограниченным. Прежде всего увеличение тяги сопро­ вождается возрастанием веса двигательной установки, что может привести к значительному утяжелению конструкции ракеты, т. е. увеличению ее относительного конечного веса рк.

Кроме того, при больших тягах возникают большие ускорения, а следовательно, и большие инерционные силы в ракете. Это ска­ зывается на ее прочности и в конечном счете приводит опять-таки к увеличению веса конструкции ракеты. Если же в ракете предпо­ лагается наличие живых существ, то ускорение должно быть огра­ ничено из соображений их безопасности.

Помимо всего этого, для дальних ракет, проходящих значи­ тельную часть траектории за пределами атмосферы, быстрое нара­

стание скорости привело бы к значительным потерям на аэро­ динамическое сопротивление. Для таких ракет оказывается более выгодным умеренный набор скорости, с тем чтобы нижние плотные слои атмосферы были пройдены с невысокими скоростями (при малом аэродинамическом сопротивлении). Верхние же слои атмо­ сферы могут проходиться с большими скоростями.

Все эти обстоятельства приходится учитывать при проектиро­ вании конкретных ракет.

3. ВНЕШНИЙ КОЭФФИЦИЕНТ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

В качественном отношении к. п. д. ракетного двигателя анало­ гичен коэффициенту полезного действия любого другого теплового двигателя и определяется отношением полезной работы к затра­ ченной.

Потери ракетного двигателя складываются из тепловых потерь, обусловленных внутренними процессами, происходящими в двига­ теле, и из потерь, специфически связанных с наличием уходящей газовой струи, уносящей часть кинетической энергии системы.

Внутренний коэффициент полезного действия ракетного двига­ теля представляет собой отношение кинетической энергии выбрасы­ ваемых газов к теплотворности топлива. Его величина определяется свойствами топлива и ходом процесса горения и колеблется в пре­ делах от 0,3 до 0,5 (в лучшем случае). О факторах, влияющих на величину внутреннего к. п. д., мы будем говорить в разделе, посвя-

быть решена и выбора в способах ее решения нет, то вопрос внеш­ него к. п. д. отступает, естественно, на второй план.

Если же в будущем станет возможным создавать двигатели с различными и резко отличающимися по величине скоростями исте­ чения, то выбор последовательности работы этих двигателей должен быть увязан с программой изменения скорости ракеты.

Необходимо заметить, что выражение (1. 17) дает «мгновенное» значение внешнего к. п. д. Для определения к. п. д. на всем участ­ ке полета с работающим двигателем нужно, очевидно, брать уже не отношение величины (1. 16) к (1. 15), а отношение интегралов от этих величин за все время полета.

36 Гл. 11. Типы ракетных летательных аппаратов и основы их устройства

Разделение ракет по их назначению не является единственно возможным. Можно делить ракеты по принципу наведения на цель и принципам управления. Можно классифицировать ракеты по типам применяемого топлива, по конструктивным признакам, по типам двигателя и т. п.

В зависимости от расположения старта и цели военные беспи­ лотные летательные аппараты, предназначенные для поражения этой цели, часто разделяются на классы: «земля—земля», «зем­

мер, неясно, к какому классу отнести аппараты, которые с равным успехом могут быть пущены с различным стартом по одной и той же цели или с одним и тем же стартом по различным целям.

Несмотря на все многообразие Существующих типов и кон­ струкций ракет и вообще беспилотных летательных аппаратов, для всех них характерным является наличие некоторых общих кон­

принципу. В двигательную установку включаются камера двига­ теля (камера сгорания с соплом и системой охлаждения), систе­ ма подачи топлива в камеру сгорания и система регулирования

многих летательных аппаратов предусматривается система управ­ ления или стабилизации. К ней относятся приборы, реагирующие на положение ракеты в пространстве и находящиеся как на борту ра­ кеты. так и на земле (если ракета управляется с земли). К системе

и газоструйными рулями, поворотные камеры двигателя и приво­ ды к ним. Если ракета неуправляемая, для нее предусматривается либо аэродинамическая стабилизация при помощи хвостового опе­ рения, либо гироскопическая стабилизация путем придания быстро­ го вращения вокруг продольной оси.

На каждом летательном аппарате должен существовать о т с е к

предназначен для исследовательских целей, то полезным грузом является исследовательская аппаратура и радиопередающие устройства.

Все части летательного аппарата должны быть связаны воеди­ но силовым корпусом, роль которого во многих случаях выполня­ ют стенки баков с топливом, а в ракетах твердого топлива — также стенки камеры сгорания.

Наконец, нельзя не упомянуть о комплексе н а з е м н о г о о б о р у д о в а н и я .

Для малых неуправляемых ракет в наземный комплекс вклю­ чаются прежде всего пусковые устройства, представляющие собой систему простых направляющих, установленных на автомашине или самолете. Жидкостные ракеты дальнего действия запускаются с пускового стола при сложной системе вспомогательных пусковых агрегатов, обеспечивающих транспортировку и подъем ракеты на стол, подвоз и заправку топливом и т. п. К наземному оборудова­ нию относится также аппаратура для проверки ракеты на старте, управления и наблюдения за ракетой в полете.

Упомянутые выше элементы летательных аппаратов можно будет увидеть на примерах конструкций, описанных в настоящей главе. Более подробному рассмотрению отдельных элементов по­ священы последующие главы. Так, работа и конструкция двига­ тельных установок и рабочие процессы, происходящие в двигате­ ле, будут рассмотрены в гл. Ill—VI. Общие сведения о силах, дей­ ствующих на ракету, и об условиях полета будут даны в гл. VII

иVIII. В гл. IX излагаются общие принципы управления ракетой

иее стабилизации в полете. Наконец, в гл. X описывается наземное оборудование.

Внастоящей книге рассматриваются исключительно ракетные летательные аппараты. Беспилотные летательные аппараты, снаб­ женные воздушно-реактивными двигателями, как, например, само­ леты-снаряды, представляют самостоятельную отрасль реактив­

ной техники.

Перейдем теперь к более детальному рассмотрению типовых конструкций ракет.

2. СНАРЯДЫ НАЗЕМНОЙ РАКЕТНОЙ АРТИЛЛЕРИИ БЛИЖНЕГО ДЕЙСТВИЯ

Летательные аппараты наземной ракетной артиллерии могут быть разделены на аппараты ближнего, дальнего и сверхдальне­

применяются обычно неуправляемые ракеты, позволяющие вслед­ ствие своей простоты и реальной возможности массового приме­

38 Гл. II. Типы ракетных летательных аппаратов и основы их устройства

нения вести эффективный обстрел по площадям. Топливом для этих ракет служат ракетные пороха, которые представляют со­ бой разновидность твердого топлива, широко применявшегося в ракетных двигателях с давних времен.

В принятой нами терминологии это и есть ракеты ближнего действия.

Типичными для этого вида оружия являются наши гвардейские минометы, применявшиеся во время Великой Отечественной вой­ ны и любовно прозванные в народе «Катюшами». К этому же ти­ пу оружия относятся различные пороховые ракеты и других армий, участвовавших во второй мировой войне. На фиг. 2. 1 показан в разрезе типовой пороховой ракетный снаряд.

Фиг. 2. 1. Пороховой ракетный заряд.

/—камер* сгорания с ракетным зарядом, 2—воспламенитель, 3 —сопло, 4— диафрагма, 5—боевой заряд, 6— взрыватель, 7—хвостовое оперение.

Ракета имеет камеру сгорания 1, содержащую пороховой ра­ кетный заряд. Этот заряд состоит обычно из нескольких пороховых шашек и воспламеняется от специального воспламенителя 2. Газы, образующиеся при горении пороха, истекают через сопло 3, в результате чего возникает тяга двигателя. Для того чтобы в про­ цессе горения пороховые шашки не смещались в продольном на­ правлении и куски пороха не уносились через сопло, в задней части камеры сгорания поставлена металлическая решетка — диафрагма 4. Пороховой ракетный снаряд снабжен хвостовым опе­ рением 7, необходимым для придания ракете устойчивости полета.

Такой способ придания устойчивости не является единственно возможным. Для пороховых ракет ближнего действия весьма рас­ пространена стабилизация путем придания ракете быстрого вра­ щения вокруг продольной оси. В этом случае ракета сохраняет устойчивость полета подобно артиллерийскому снаряду вследст­ вие гироскопического эффекта. Такого типа ракета носит название турбореактивного снаряда (ТРС). Ракета в этом случае освобож­ дена от оперения, а быстрое, вращение создается действием косо поставленных сопел.

На фиг. 2. 2 показано устройство турбореактивной мины ше­ стиствольного немецкого миномета второй мировой войны и ТРС калибра 380 мм.

В обоих снарядах предусмотрен наклон реактивных сопел. Лю­ бопытно, что в первой из показанных мин истечение газов проис­ ходит через боковые сопла, а боевой заряд расположен сзади ра­ кетного.

Фиг. 2. 2. Турбореактивные снаряды.

/—боевой заряд, 2—движущий заряд, 3 — сопла.

Это сделано с той целью, чтобы приблизить сопла к центру тяжести снаряда и тем самым уменьшить влияние случайных де­ стабилизирующих моментов, возникающих вследствие геометриче­ ской неоднородности сопел. Кроме того, расположение боевого за­ ряда сзади ракетного по замыслу должно было увеличить боевой эффект, поскольку взрыв происходит на некоторой высоте от зем­ ли. Однако на практике такая конструкция себя не оправдала.

Снаряды ракетной артиллерии имеют боевой заряд и взрыва­ тель с детонатором, конструкция которых зависит от назначения снаряда. Ракеты, представленные на фиг. 2. 1 и 2. 2, предназначе­ ны для поражения живой силы противника.

Осколочный эффект ракет может быть улучшен применением массивного корпуса с продольной насечкой, как это выполнено