1. Несущие плоскости

2. Парашюты

3. Аэростаты и дирижабли

1.Несущие плоскости

До сих пор мы рассматривали воздух в качестве вредной сопротивляющейся среды, тормозящей движение и поглощающей энергию в том случае, если скорость воздухоплавательного прибора должна быть сохранена постоянной. Теперь же нам предстоит рассмотреть воздух, как несущую, поддерживающую среду.

В учебниках авиации обстоятельно доказывается существование тел определенной формы, которые при их движении в воздухе не только испытывают лобовое сопротивление при их поступательном движении, но развивают и силу, направленную вверх, называемую подъемной силой. Такие тела носят название несущих поверхностей. О том, как они рассчитываются и строятся, мы говорить не будем. Нас будут интересовать только описанные ниже свойства этих поверхностей, полученные путем практического их изучения.

В качестве основы, необходимой для понимания последующего изложения, нужно твердо усвоить, что тело тяжелее воздуха может парить, т.е. держаться в воздухе, не поднимаясь и не опускаясь, в том случае, когда действующая на него подъемная сила становится равной его весу.

Это наступает при определенной «скорости парения», при которой испытываемое лобовое сопротивление достигает определенной величины. Опыт показал, что отношение необходимого для парения сопротивления воздуха к подъемной силе W/А зависит главным образом от профиля крыльев и в меньшей степени - от контуров крыльев. При заданных профиле и контурах оно зависит, кроме того, еще и от так называемого «угла атаки», т.е. от наклона плоскости крыльев к направлению движения.

При современных наилучших профилях крыльев и при наивыгоднейшем угле атаки отношение W/А достигает значений 1/20 - 1/30 т.е. для удержания такого крыла в состоянии парения необходимая тянущая сила Z может составлять всего лишь 1/20 - 1/30 его веса.

В том случае, когда несущая поверхность составляет лишь часть воздухоплавательного аппарата, который должен поддерживаться в состоянии парения, ей, разумеется, приходится нести на себе тяжесть и остальных частей этого прибора, не являющихся несущими поверхностями. Тогда в той же мере, в которой возрастает общий вес крыла и поднимаемого им груза, разумеется, будет возрастать и испытываемое сопротивление, а вместе с тем и необходимая тянущая сила, в то время как отношение W/А остается прежним. В этом случае к «сопротивлению парения» прибавляется еще и «лобовое сопротивление» так называемой «вредной поверхности». Под вредной поверхностью мы понимаем общее лобовое сопротивление всех частей аппарата, не являющихся несущими (т.е. его корпуса или фюзеляжа, стоек и растяжек, шасси, колес или поплавков и т.п.), выраженное в форме сопротивления круглого диска соответствующего диаметра, который должен был бы увлекаться вперед со скоростью движения аппарата, будучи повернутым перпендикулярно к образующемуся воздушному потоку.

Отношение тянущей силы к весу воздухоплавательного аппарата, который при полной нагрузке должен удерживаться в состоянии парения, по необходимости всегда будет менее выгодным такого же отношения для одного лишь несущего крыла. Поэтому прежде отношение Z/G обычно оставалось в пределах от 1/6 до 1/8. И лишь успехи, достигнутые в последние годы, обусловили возможность получения у планеров отношения Z/G = 1/20 при полной их нагрузке. Это дает основание надеяться, что усилия конструкторов по созданию самолетов типа летающего крыла (в котором размещаются и пассажиры, и моторы, и грузы) приведут к достижению все более и более благоприятных значений отношений Z/G, доходящих до 1/25 или даже до 1/30, по мере того как удастся сокращать «вредную поверхность» вспомогательных органов самолета. Мы остановились на этом потому, что и будущее ракетных самолетов, предназначенных для сверхдальних перелетов на больших высотах, будет целиком зависеть от достижения возможно более благоприятного отношения Z/G. Для сравнения существующих отношений Z/G у различных видов пароходов, экипажей и самолетов приводится соответствующая таблица 9.

Таблица 9

* Цифры приводимые в таблице, заимствованы из различных источников. Ввиду того, что относительно новейших конструкций точные данные ввиду их секретности бывает получить трудно, автор не принимает на себя ответственности за приводимые цифры. (Для сравнения приводим некоторые данные о советском самолете АНТ-20 Максим Горький. (Прим. Ред.)

Если мощность моторов оказывается сильнее необходимой для парения с наименьшей скоростью, то самолет или ускоряет свой горизонтальный полет до наибольшей, достижимой им скорости, или же переходит в подъем. Крутизна этого подъема будет зависеть от избытка мощности моторов по сравнению с мощностью, необходимой для парения. Этот избыток мощности при подъеме будет расходоваться на преодоление составляющей силы тяжести, направленной вдоль полета. Вследствие того, что мощность современных авиационных моторов сильно падает но мере увеличения высоты над уровнем моря, первоначальный крутой подъем даже у хороших машин вскоре же сменяется более пологим и наконец на максимальной высоте, доступной для данного типа самолета, этот подъем переходит в горизонтальный полет. На этой максимальной высоте, носящей образное название потолка самолета, подъем прекращается, потому что никакого избытка мощности моторов уже не остается. Винт и крылья могут продолжать свое действие на высотах гораздо больших, чем мотор - последние до высот, на которых плотность воздуха приближается к нулю. В пустом пространстве, где воздуха совершенно нет, разумеется, не может быть и речи о полете с помощью винта и крыльев.

В том случае, когда подъем должен быть совершен очень круто или даже почти отвесно (случай подъема ракетных самолетов и кораблей вселенной, снабженных вспомогательными несущими поверхностями), несущее действие крыльев, разумеется, сильно ослабевает, с тем чтобы при теоретически вертикальном старте исчезнуть совершенно.

После остановки мотора во время полета несущие поверхности позволяют перейти в так называемый планирующий спуск, в то время как без них корпус самолета должен был бы упасть на Землю по баллистической кривой, подобно брошенному горизонтально камню или снаряду, выстреленному из орудия. Угол, под которым может быть совершен планирующий спуск, опять-таки определяется отношением Z/G. Самолет, у которого это отношение равно 1/8 сможет пролететь планирующим спуском в 8 раз большее расстояние, чем то, на котором он находился в момент начала спуска. Отсюда также очевидна важность благоприятного значения отношения Z/G, равного 1/20 и меньше, потому что тогда после достижения большой высоты возможно совершить весьма далекий планирующий спуск без всякой затраты горючего. В случае же планирующего спуска ракетного корабля, летящего на очень большой высоте (например 50 км) с весьма большой скоростью горизонтального движения (например 2 000 м/сек) необходимо принять во внимание то обстоятельство, что кинетическая энергия горизонтального движения может во много раз превосходить потенциал силы тяжести на этой высоте. В силу этого, в процессе планирующего спуска надо будет стремиться к постепенному сокращению горизонтальной скорости. В соответствии с этим наивыгоднейший угол спуска будет в данном случае при прочих равных условиях меньше соответствующего угла, выводимого по обычным формулам для самолетов, совершающих свои полеты в воздухе постоянной плотности с постоянными скоростями.

В связи с последующим разбором вопроса о соотношении веса горючего к полному весу стартующей машины (или же к весу пустой машины в момент ее спуска), интересно сейчас отметить, что почти до самых последних лет для самолета считался практически неосуществимым подъем бензина в количестве, превышающем половину веса пустого самолета или трети полного веса в момент старта. Правда, в настоящее время перегруженные самолеты, совершающие океанские перелеты, в некоторых случаях задирают даже еще большее количество горючего, доходящее до двойного веса пустого самолета, или до 2/3 полного веса самолета в момент старта.

В настоящее время для встречающихся при полетах самолетов скоростей порядка 30 - 120 м/сек наивыгоднейшие профили крыльев изучены уже достаточно хорошо. В то же время вопрос о наиболее выгодных формах крыльев при сверхзвуковых скоростях полета остается еще совершенно неясным. Однако именно последние скорости могут представить интерес в случае полетов ракетных кораблей. При этом возникает еще та большая трудность, что эти летательные аппараты, предназначенные для перелетов на больших высотах со скоростями, доходящими до 2 500 м/сек, должны будут производить посадку подобно нашим современным самолетам с незначительными скоростями (ни в коем случае не превосходящими 50 м/сек), с тем, чтобы они могли уцелеть при посадке. Таким образом, в то время как у современных самолетов практически достижимые скорости колеблются в пределах едва от 1 до 3, у ракетных кораблей диапазон этих колебаний должен совершаться в пределах от 1 до 50. В этом отношении большую ценность должны представить опыты в аэродинамических трубах, производимые при скоростях движения воздуха, близких к звуковым, и при сверхзвуковых скоростях. Согласно сообщению, сделанному на одной из технических конференций в 1928 г., подобные наблюдения уже начаты в Геттингене, где для их осуществления имеется аэродинамическая труба сечением 6 х 6 см.

2.Парашюты

Несущее действие воздуха, применительно к проблеме полетов в мировом пространстве должно быть нами рассмотрено еще в одном отношении. Используя его, мы можем при помощи парашютов удерживать в допустимых пределах скорость падения тяжелого тела.

Рис. 17. Схема парашюта, могущего служить, по мнению профессора Оберта, воздушным якорем.

При этом необходимо различать парашют от ранее описанного воздушного якоря или тормозящего парашюта. Задачей парашюта является ограничение скорости падения тела, первоначально находившегося в состоянии покоя. Задача же воздушного якоря (рис. 17) состоит в постепенном торможении уже достигнутой большой скорости (как например в случае проникновения в пределы земной атмосферы корабля вселенной, возвращающегося из перелета в мировом пространстве).

Конструирование парашютов в настоящее время является самостоятельной ветвью авиационной техники. Оно уже настолько развилось, что теперь технически осуществим надежный спуск грузов весом до 500 кг и даже хрупких товаров (как например бутылок с напитками и пищевыми припасами для снабжения высоко расположенных в горах хижин, экспедиций и т. д.). Задача сооружения парашютов таких размеров, которые могли бы ограничивать до нужных пределов скорость возвращающихся на Землю не снабженных несущими поверхностями кораблей вселенной, весящих 3 - 5 т, и израсходовавших свой запас горючего - в настоящее время не встречает принципиальных препятствий. Удерживающая сила парашюта при прочих равных условиях зависит только от плотности воздуха. Благодаря этому скорость падения тела, сброшенного с парашютом на высоте 100 км., первоначально в силу разреженности воздуха будет очень велика, но по мере приближения к земной поверхности постепенно будет уменьшаться; это обстоятельство для намеченной цели весьма благоприятно.

3.Аэростаты и дирижабли

Уже Герман Гансвиндт, первый пропагандист идеи осуществления ракетных кораблей в Германии 35 лет назад высказал мысль о том, что его корабль вселенной будет выгодно поднять на аэростатах до границы более плотных слоев земной атмосферы и лишь там привести в действие его двигатель. Профессор Оберт в первом издании своего труда «Ракета в межпланетное пространство» в несколько более осторожной форме изложил преимущество пуска его ракеты «модели В» не с поверхности моря, но с высоты в 5 500 м. До этой высоты, по мысли профессора Оберта, подъем этой ракеты следовало бы произвести с помощью двух дирижаблей, соединенных металлическим канатом, к которому и подвешивалась бы ракета. Проф. Оберт приходит к выводу, что при таком способе подъема регистрирующая ракета, способная достигнуть той же максимальной высоты, сможет быть в 8 раз легче, чем если бы ей предстояло совершить подъем с поверхности моря. Причина этого станет нам вполне понятна, если мы примем во внимание, что между земной поверхностью и высотой в 5 500 м содержится половина общей массы атмосферы. Разумеется, старт ракеты, произведенный с горы такой же высоты, представил бы те же преимущества. Но так как горы такой высоты далеко не везде находятся в нашем распоряжении, имело бы смысл испытать возможности подъема ракет с помощью аэростатов и дирижаблей, тем более что таким путем мыслимо поднять ракету перед ее стартом выше доступных нам наивысших горных вершин.* При этом, однако, мы не должны забывать того, что уже небольшие регистрирующие ракеты будут весить 150 - 200кг. Оберт для веса своей ракеты «модели В», включая вес так называемой вспомогательной ракеты, приводит число 544+220=764 кг. Вес же кораблей вселенной, способных поднять несколько человек до границ земной атмосферы, должен будет составить по меньшей мере от 5 до 10 т.

* Существует проект подъема ракеты на стратостате. Можно ракету буксировать и на самолете аналогично тому, как в настоящее время буксируют планеры. (Прим. ред.)

Полная подъемная сила наполненного газом аэростата или дирижабля равна разности веса вытесненного им воздуха и веса наполняющего его газа. Полезная же подъемная его сила равна полной подъемной силе за вычетом его мертвого веса, под каковым мы разумеем вес всех его твердых частей, как то: оболочки; сетки или такелажа, каркаса, корзин или гондол, моторов, пассажиров и полезного груза и т.п. Так как при температуре в 0°С на уровне моря 1 м³ воздуха весит 1 293 г, 1 м³ чистого гелия - 180 г, а 1 м³ чистого водорода всего лишь 90 г, то подъемная сила аэростата или дирижабля на каждый метр его объема при наполнении его чистым гелием составляет 1 113 г, а при наполнении чистым водородом 1 203 г. Практически же вследствие нечистоты применяемых газов при расчетах приходится принимать подъемную силу при наполнении гелием равной 1 000 г, а три наполнении водородом 1 100 г. Желая применить эти числа к вышеуказанным условиям опыта, необходимо иметь в виду, что подъемная сила меняется тотчас же при изменения одной или нескольких из 6 величин, играющих при этом роль. Этими величинами являются плотности давления и температуры как наполняющего газа, так и окружающего воздуха. Кроме того, разбирая вопрос о подъемной силе аэростатов, необходимо при этом делать различие между аэростатами с открытой оболочкой и аэростатами о оболочкой замкнутой.

При подъеме наполненного аэростата с открытой оболочкой (такой именно конструкцией обладают обычные аэростаты с открытым аппендиксом) избыток расширяющегося газа свободно вытекает в окружающее пространство. Вследствие этого, начиная с самого момента старта, подъемная сила начинает уменьшаться пропорционально падению атмосферного давления; на высоте в 5 500 м она будет составлять лишь 1/2 первоначальной, на высоте 1 100 м всего лишь 1/4 ее. Эта зависимость имеет место лишь в теории. На практике же подъемная сила, разумеется, будет падать лишь до тех пор, пока она не сделается равной мертвому весу шара, потому что после достижения этого состояния не может сохраниться никакого избытка подъемной силы, в силу чего шар, достигнув максимальной высоты своего подъема, будет находиться в состоянии равновесия с окружающим его воздухом. В теории существуют три возможности продолжать после этого подъем, а именно: понижение внешней температуры воздуха, повышение температуры наполняющего шар газа и уменьшение мертвого веса шара. На практике используется только третья возможность путем сбрасывания балласта. Облегчая таким способом первоначальный мертвый вес шара наполовину, мы достигнем дальнейшего подъема шара вплоть до высоты, на которой давление внешнего воздуха упадет до половины давления воздуха на первоначально достигнутой максимальной высоте*.

* Имея в виду такой способ увеличения высоты поднятия аэростата, говорят о первом, втором, третьем и т. д. потолке его. Как и для самолета потолком аэростата называется наибольшая возможная высота поднятия. По мере уменьшения мертвого веса аэростата потолок его повышается. (Прим. ред.)

Если мы заставим аэростат с открытой оболочкой начать подъем с не вполне надутой оболочкой, то его подъемная сила будет оставаться неизменной до тех пор, пока расширяющийся газ не наполнит оболочку. Высота, на которой это произойдет, называется высотой наполнения шара*. Начиная с этого момента при дальнейшем своем подъеме такой шар будет вести себя уже как шар, старт которого произведен с наполненной оболочкой. Незначительное поднятие над уровнем равновесия, могущее произойти хотя бы по инерции, тотчас повлечет за собой постепенно ускоряющееся падение шара в том случае, если сбрасыванием следующей порции балласта мертвый вес шара не будет вновь облегчен. При этом при спуске не существует никакою нижнего уровня равновесия, потому что объем шара, а вместе с тем и его подъемная сила при спуске уменьшаются пропорционально возрастанию давления окружающего воздуха**.

* Таким именно образом совершается подъем всех стратостатов, оболочка которых в момент подъема наполняется водородом лишь на 1/8 - 1/10 ее объема. (Прим. ред.)

** Отсюда ясна огромная роль маневренного балласта при спуске аэростата и в особенности стратостата. Невозможность достаточно быстрого сбрасывания его при спуске стратостата «СОАХ-1» наряду с чрезмерной потерей газа, вызванной нагреванием оболочки на большой высоте, послужили главными причинами его гибели. (Прим. ред.)

Для подъема надутого до-отказа шара с замкнутой оболочкой он должен обладать растяжимой оболочкой, для того чтобы не лопнуть тотчас же после начала подъема *. Если подъем его будет начат с замкнутой, но не раздутой до-отказа оболочкой, то это требование должно быть выполнено, разумеется, лишь по достижении высоты наполнения. Подъемная сила шара с замкнутой оболочкой теоретически остается на всех высотах одинаковой, но зато сам шар соответственно раздувается таким образом, что его объем увеличивается обратно пропорционально давлению окружающего воздуха. Вследствие этого при подъеме на высоту в 45 км объем шара должен будет увеличиться в 1 000 раз, а его диаметр в 10 раз.

* Так именно поднимаются резиновые шары-пилоты. (Прим. ред.)

Отсюда видно, что поднимать на аэростатах значительные грузы до больших высот очень трудно, потому что мертвый вес (приходящийся на единицу объема) свободного аэростата трудно снизить ниже определенного предела. Поднимать же тяжелые грузы до значительных высот на дирижаблях еще труднее. Резиновые шары без сетки удается изготовлять лишь небольших размеров, а кроме того и их растяжимость имеет предел, вследствие того, что даже наилучшая резина выдерживает лишь 20 - 25-кратное увеличение первоначальной своей поверхности при раздутии шара. Если же снабдить более крупные резиновые шары рассчитанной на их растяжение сеткой, то мертвый вес их опять-таки возрастает настолько, что максимальная, достижимая ими высота подъема очень сильно уменьшится.

При совершении своего, стоившего ему жизни, рекордного подъема на высоту в 13 000 м Грей воспользовался наполненным водородом шаром объемом в 22 640 м³. Грей должен был сбросить весь имевшийся песочный балласт, весивший 2 132 кг, для того чтобы подняться на высоту в 12 200 м. После этого, сбросив вниз освободившееся из под кислорода для дыхания металлические бомбы, ему удалось достичь высоты в 13 000 м, на которой полезный груз, поднятый аэростатом, составлял едва лишь 250 кг; полезным грузом этим был сам Грей, его костюм и приборы. Дирижаблям же, подъемная сила которых на уровне моря составляет от 15 до 30 т, в силу их более массивной конструкции и большего мертвого веса, до сего времени вообще не удавалось подниматься на высоты свыше 7 500 м. Но даже и с помощью резиновых шаров-зондов редко удавалось поднимать небольшие грузы в виде регистрирующих аппаратов весом в 2 - 5 кг на высоты в 27 - 35 км, но не свыше 36 км. По этой причине едва ли приходится надеяться, что этим путем смогут быть достигнуты высоты большие 40 км.

Отсюда ясно, что бессмысленно было бы надеяться поднимать ракетные корабли на аэростатах до границ земной атмосферы. Единственное, к чему мы можем разумным образом стремиться, это поднятие тяжелых грузов весом в 5 -10 т до высот в 5000 - 6000 м, как это и принимает Оберт, и более легких грузов весом в 0,5 - 1 т самое большее до высот в 10 000 - 12 000 м. Во всяком случае понадобится несколько аэростатов для того, чтобы подвешенный соответствующим образом между ними ракетный корабль имел возможность совершить старт в вертикальном направлении, не задев при этом ни одного из несущих его аэростатов. Одним единственным аэростатом удалось бы ограничиться лишь в случае осуществления предложения Гефта, согласно которому внутри самого аэростата может быть устроена шахта для подъема ракетного корабля.

Представим себе, что ракета, подвешенная к двум дирижаблям, летящим сначала параллельно один другому, висит на 1 000 м ниже их подобно гигантскому маятнику. Вообразим далее, что после этого один из дирижаблей внезапно направит свой полет вправо, а другой влево. В таком случае соединяющий ракету с обоими дирижаблями канат натянется подобно тетиве лука и заставит ракетный корабль совершить скачок вверх. Произведя несложный расчет, исходя из возможной скорости полета дирижаблей, мы убедимся в том, что при этом могут быть получены ускорения порядка 30 - 40 м/сек² и благодаря этому достигнута конечная скорость порядка 250 м/сек. Разумеется при этом какое-нибудь надежно действующее приспособление должно своевременно отцеплять канат (подобно тому как отцепляется резиновый шнур при запуске планера). Однако сейчас нельзя еще предрешить, сможет ли когда-нибудь оказаться практически полезным подобный старт ракет путем поднятия их на шарах или дирижаблях с последующими подбрасываниями внезапно натягиваемого каната.