Вилли Лей - Ракеты и полеты в космос

Многие полагают, что изменение числа Маха вызывается различной плотностью воздуха на разных высотах. Отчасти это так, ибо с изменением плотности воздуха меняются и летные характеристики самолета. Но вообще скорость звука не имеет ничего общего с плотностью воздуха; она полностью зависит от температуры воздуха [56] С понижением температуры воздуха скорость распространения звука уменьшается, и наоборот. Эта зависимость определяется по формуле: где К - коэффициент удельной теплоемкости (1,4 для атмосферного воздуха), R - универсальная газовая постоянная и Т - абсолютная температура. ( Прим. ред.) .

В соответствии с числом Маха авиационные инженеры делят все скорости движения в воздухе на три группы: дозвуковые (от М=0 до М=0,8), околозвуковые (от М=0,85 до М = 1,3) и сверхзвуковые (свыше М= 1,3). На первый взгляд может показаться, что вполне достаточно делить все скорости на дозвуковые и сверхзвуковые. Однако введение промежуточной категории — околозвуковая скорость — совершенно необходимо. Дело в том, что вокруг тела, движущегося, скажем, со скоростью М = 0,9, поток воздуха может быть в некоторых точках сверхзвуковым, а в остальных — дозвуковым. Скорости второй категории можно назвать и скоростями смешанного потока, но слово «околозвуковая» является более коротким и терминологичным.

При дозвуковой скорости воздух на пути самолета не сжимается им, подобно газу в замкнутом цилиндре, сжимаемому поршнем. Когда же скорость самолета становится сверхзвуковой, воздух не может уйти с его пути и действительно сжимается даже в открытом пространстве. Физики объясняют это тем, что при сверхзвуковой скорости полета область, находящаяся впереди снаряда или самолета, является «областью отсутствия звукового сигнала».

Рис. 80. Образование «конуса Маха».

Эта «область отсутствия сигнала» лежит вне «конуса Маха» (рис. 80). За счет сжатия воздуха здесь, если можно так выразиться, создается источник колебаний, или «импульсная точка». До тех пор пока эта «импульсная точка» неподвижна, возбуждаемые ею ударные волны распространяются концентрически, постепенно затухая. По мере удаления этих концентрических волн от «импульсной точки» их поверхность увеличивается и они слабеют. Когда источник колебаний начинает двигаться, сферы звуковых (несущих «сигнал») и ударных волн теряют концентрическую форму; «сигнал» замедляется. А когда скорость «импульсной точки» превысит скорость звука, «сигнал», то есть звуковая волна, отстанет от нее. Рис. 81 показывает графически, как это явление выглядит на фотоснимках артиллерийских снарядов, сделанных по методу «шлиренкинематографии» [57] Метод киносъемки, заключающийся в том, что луч света, проходящий через какую-либо неоднородную среду, фотографируется с целью выяснения степени его преломления в различных участках среды, имеющих неодинаковую плотность, температуру и т. п. Применяется для съемок ударной волны. (Прим. ред.) .

Рис. 81. Схема распространения ударных волн, образуемых 156-мм американским снарядом «Лонг Том» на разных скоростях полета.

Но не только это отличает дозвуковые скорости полета от сверхзвуковых. Предположим, что воздух с дозвуковой скоростью проходит через трубу. Пока труба остается прямой, скорость потока не меняется. Но если сделать трубу постепенно уменьшающегося диаметра, то поток воздуха будет набирать скорость.Скорость потока может достигнуть М= 1, если наше сопло будет достаточно длинным. Сверхзвуковой поток в таком сопле, наоборот, замедляется. В расширяющемся (расходящемся) сопле дозвуковой поток замедляется, а сверхзвуковой - увеличивает скорость (рис. 82). Вот почему сопло ракетного двигателя сначала сходится, чтобы разогнать дозвуковой поток до скорости звука, а затем расширяется, чтобы максимально увеличить эффективную скорость истечения.

Рис. 82. Зависимость скорости истекающих газов от конфигурации сопла.

Хотя все эти явления были более или менее известны как теоретические положения, инженеры-проектировщики самолетов нуждались в конкретных цифровых данных. Для этого необходимо было создать экспериментальный самолет. Работа над ним началась в декабре 1944 года. Самолет получил обозначение XS-1, которое позднее было сокращено до Х-1. Он должен был подниматься на высоту 10700 м и развивать здесь скорость не менее 1280 км/час (М = 1,21) на протяжении 2—5 минут.

По внешнему виду самолет Х-1 напоминал ракету «Фау-2», положенную горизонтально, с крыльями, хвостовым оперением, трехколесным шасси и с пилотом в приборном отсеке.

Согласно первоначальному замыслу самолет Х-1 не должен был быть ракетным. Конструкторы могли свободно выбирать любую двигательную установку при условии, что летные характеристики будут отвечать заданным. Однако, не желая перегружать конструкцию различными нововведениями, они решили сделать самолет как можно более похожим на обычный винтовой. Поэтому сначала в проекте фигурировал турбореактивный самолет. Но турбореактивные двигатели того времени не обеспечивали необходимой скорости. Они могли давать скорость, приблизительно соответствующую М = 1, но только на небольшой высоте.

Затем была рассмотрена комбинация турбореактивного и ракетного двигателей. Первый предназначался в основном для взлета, набора высоты и возвращения на базу, а второй—для разгона самолета и поддержания требуемой скорости на рабочей высоте. Вскоре выяснилось, что эта комбинация чрезмерно увеличивает габариты самолета. Характеристики турбореактивного двигателя с высотой ухудшались, что снижало скорость набора высоты и, следовательно, увеличивало расход топлива. Скорость, которую самолет развивал на рабочей высоте, оказывалась также довольно небольшой при значительном расходе топлива. Кроме того, применение двух столь сильно отличающихся друг от друга двигательных установок усложняло эксплуатацию самолета.

По сравнению с такой комбинированной системой, самолет, снабженный только ракетным двигателем, имел определенно лучшие характеристики. Несмотря на большой расход топлива, самолет развивал при наборе высоты (до 11 000 м) большую скорость подъема (около 6000 м/мин) при общей скорости полета порядка 800 км/час. На больших высотах теоретическая скорость набора высоты и скорость полета были еще выше, составляя максимально на высоте 36 000 м 36 000 м/мин и 2250 км/час. После сравнительного анализа проектов с различными двигательными установками было решено остановиться на ракетном двигателе.