III. Двигатели управляемого оружия [1962 Татарченко А.Е.

Мы уже установили, что снаряд можно назвать управляемым, когда имеется возможность менять скорость и направление его полета, т. е. сообщать ему ускорение. А оно, в свою очередь, может возникнуть только при воздействии силы на снаряд. Как известно, величина ускорения прямо пропорциональна действующей силе и обратно пропорциональна массе снаряда.

Необходимая сила для управления летательным аппаратом может быть получена двумя способами: или с помощью силовой установки, создающей тягу требуемой величины и направления, или взаимодействием снаряда с воздушной средой. В первом случае сила является результатом взаимодействия снаряда и газовой струи, вытекающей из двигателя, во втором - результатом взаимодействия воздушного потока и движущегося относительно него снаряда.

Следовательно, необходимо, чтобы на снаряде работал двигатель. В первом случае тяга двигателя может служить непосредственно управляющей силой, а во втором она будет являться причиной движения снаряда относительно воздуха и, таким образом, позволит управлять полетом посредством воздушных рулей.

У некоторых читателей может возникнуть такой вопрос: может ли снаряд, если на нем нет двигателя или если двигатель закончил свою работу, двигаться относительно воздуха? Очевидно, может. Он движется относительно воздуха, когда летит по инерции и когда падает вследствие притяжения земли. Выходит, что можно иметь управляемый снаряд и без двигателя на нем? Да! Примером такого снаряда является управляемая бомба. Сбросив эту бомбу с самолета, ею можно управлять по радио, передавая команды на рули. Известно, что для попадания в цель неуправляемую бомбу надо сбросить с самолета в определенной точке пространства. Другое дело управляемая бомба. Она может быть сброшена не в одной единственной точке, а в целой области пространства и направлена в цель путем передача с самолета на рули бомбы команд типа "вперед-назад" и "вправо-влево".

Однако возможность изменения траектории управляемой бомбы за время ее падения с высоты сбрасывания до земли невелика. Чтобы управлять бомбой, самолет должен продолжать свое движение в сторону цели, а иногда и пройти над ней. Следовательно, он может попасть под зенитный огонь средств, обороняющих объект. Это обстоятельство снижает выгоду от применения управляемой бомбы без двигателя на ней. Очевидно, поэтому за последние годы в иностранной печати не встречается сведений о работе над управляемыми бомбами такого типа.

Нет больших возможностей и для управления снарядом, летящим по инерции. Дело в том, что под действием сопротивления воздуха скорость снаряда быстро падает и рули перестают быть эффективными. Кроме того, притяжение снаряда землей быстро искривляет его траекторию. Поэтому остается справедливым требование снабжать управляемый снаряд силовой установкой.

Какие же типы силовых установок используются на управляемых снарядах и ракетах? Все зависит от их конкретного предназначения. Но поскольку общим требованием для всех снарядов и ракет является большая скорость полета, силовые установки с воздушным винтом для создания тяги (поршневой двигатель с винтом, турбовинтовой двигатель) исключаются. В расчет могут приниматься, таким образом, только реактивные двигатели.

Принципиально для работы любого реактивного двигателя надо использовать два тела: источник тепла (горючее) и рабочее тело (т. е. тело, составляющее отбрасываемую назад массу).

Из приведенных в таблице данных видно, что турбореактивный двигатель может быть использован на снарядах, предназначенных для применения исключительно в пределах плотных слоев атмосферы и только в том случае, когда не ставится задача достижения очень больших скоростей. Как известно, такие двигатели очень широко распространены в скоростной авиации. Но на управляемых снарядах они применяются ограниченно - только на самолетах-снарядах (например, "Хаунд Дог", "Куэйл") и на крылатых ракетах (например, "Снарк", "Мэйс").

Самолет-снаряд "Хаунд Дог", являющийся носителем ядерного заряда, предназначен для подвески под крылья стратегического бомбардировщика типа Боинг В-52. Так как при пуске он уже имеет начальную скорость, равную скорости полета бомбардировщика, на нем не требуется устанавливать стартовый двигатель. Турбореактивный двигатель с тягой у земли в 3 400 кг является поэтому единственным двигателем снаряда, обеспечивающим его разгон до скорости, соответствующей двум скоростям звука.

Диверсионный самолет-снаряд стратегической авиации США "Куэйл", как было сказано выше, предназначен для защиты стратегических бомбардировщиков типа В-47 и В-52 от обнаружения их радиолокаторами и от обстрела управляемыми снарядами посредством имитации самолета и создания электронных помех. После выпуска он летит со скоростью, близкой к скорости бомбардировщика (т. е. не выше 0,9 от скорости звука), с тем чтобы бомбардировщик оставался в поле помех. Этот снаряд также снабжен турбореактивным двигателем с тягой у земли в 1100 кг.

На крылатых ракетах, стартующих с земли, обойтись одним турбореактивным двигателем невозможно. Ведь крылатая ракета должна стартовать с места и не требовать для разбега длинных взлетных полос, в которых нуждаются самолеты. Следовательно, ставится задача быстрого разгона крылатой ракеты. Поэтому на крылатой ракете, кроме турбореактивного двигателя, который называется маршевым и служит для создания тяги в полете, устанавливается второй двигатель, называемый стартовым. Стартовый двигатель предназначен для быстрого разгона ракеты вдоль коротких направляющих устройств до скорости, на которой может продолжаться устойчивый полет. После этого он сбрасывается на землю. Стартовыми двигателями служат двигатели жидкостно-ракетные или твердого топлива.

Крылатая ракета "Снарк" предназначена для поражения целей на расстоянии до 10 000 км. Скорость ее полета около 1000 км/час на высоте до 15 км: Перед запуском на ней крепятся два стартовых двигателя твердого топлива по 59 т тяги каждый. Сначала запускается ее маршевый турбореактивный двигатель с тягой около 6 т, а затем включаются оба стартовых двигателя, с общей тягой 118 т. Под действием суммарной тяги в 124 т двадцативосьмитонная ракета взмывает с пусковой установки наклонно вверх. После этого стартовые двигатели сбрасываются, а маршевый двигатель продолжает работать в течение всего полета.

Крылатая ракета "Мэйс" имеет один стартовый двигатель твердого топлива и один маршевый турбореактивный двигатель. Стартовый двигатель развивает тягу около 45 т, а маршевый около 2,4 т. Значит общая тяга двигателей на старте составляет около 47,4 г при весе ракеты, несколько превышающем 6 т.

Отношение тяги двигателя к весу летательного аппарата называется тяговооруженностью. Тяговооруженность показывает, сколько килограммов тяги приходится на каждый килограмм веса. Если маршевый двигатель ракеты "Мэйс" дает тяговооруженяость порядка 0,37 кг тяги/кг веса то при включении стартового двигателя она увеличивается до 7,5 кг тяги/кг веса, т. е. вырастает более чем в 20 раз. Это позволяет не только взлетать без разбега, но и за считанные секунды набирать необходимую скорость для продолжения полета на одном маршевом двигателе.

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели, как видно из таблицы, неспособны развивать тягу во время работы на месте и при малых скоростях полета. Поэтому в тех случаях, когда их применяют на управляемых снарядах, они служат только маршевыми двигателями и обязательно дополняются стартовыми ускорителями. Управляемые снаряды с ПВРД, как и снаряды с турбореактивными двигателями, могут действовать только в пределах относительно плотных слоев атмосферы. Прямоточные двигатели устанавливаются на крылатые ракеты (например, на "Кэссер") и на противосамолетные зенитные управляемые ракеты ("Бомарк", "Талос", "Бладхаунд" и др.).

Французская крылатая ракета "Кэссер" стартует с самоходной пусковой установки с помощью двух стартовых двигателей твердого топлива. После разгона ракеты включается прямоточный двигатель, а стартовые двигаетели сбрасываются. Скорость ракеты на траектории составляет 970 км/час.

Зенитная управляемая ракета "Талос" предназначена для вооружения крейсеров американского флота и может быть применена также против береговых целей. Дальность ее полета достигает 100 км при скорости в 2,5 скорости звука. Вся хвостовая часть ракеты представляет собой отделяемый стартовый двигатель, весящий более половины общего веса ракеты. Корпус самой раке ты является одновременно корпусом прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

Зенитная управляемая ракета "Бомарк" применяется в широко разрекламированной системе ПВО североамериканского континента "Сейдж" (рис. 20). Ракета рассчитана на дальность полета 400 км^*, имеет длину 15 м, весит около 7 т. Скорость ее на высоте 20 км соответствует 2,5 скорости звука. Стартовый ЖРД (а на последних модификациях - РДТТ) обеспечивает вертикальный взлет ракеты. После ее разгона включаются два маршевых прямоточных двигателя. Эти двигатели прикреплены к нижней части корпуса ракеты.

^*(Согласно другим опубликованным источникам, дальность "Бомарка" достигает 800 км, а скорость 3,8 скорости звука.)

Но следует иметь в виду, что комитет конгресса США аннулировал все ассигнования в военном бюджете 1961 г. на эту ракету, назвав ее "очень сомнительной системой оружия".

Зенитная управляемая ракета "Бладхаунд" предназначена для системы ПВО Англии. Четыре стартовых двигателя твердого топлива размещены на ракете в виде связки вокруг ее корпуса. После старта эти двигатели отделяются и ракета летит при помощи двух прямоточных воздушно-реактивных двигателей, прикрепленных сверху и снизу корпуса ракеты.

Ракетные двигатели (жидкого и твердого топлива), как следует из табл. 2, способны работать и в атмосфере, и в безвоздушном пространстве, создавая тягу при любой скорости полета. Это обстоятельство позволяет применять их не только в качестве стартовых двигателей управляемых снарядов, но и в качестве основных, маршевых силовых установок зенитных управляемых ракет ("Ника-Геркулес", "Хоук" и др), управляемых снарядов воздушного боя ("Сайдуиндер", "Файрстрик" и др.) и самолетов-снарядов ("Булпап", "Блю Стил" и др.).

Американская зенитная ракета "Ника-Геркулес" запускается, с помощью четырехкамерного стартового двигателя, который затем сбрасывается. В дальнейшем полете тяга создается двигателем твердого топлива, заключенным в корпусе ракеты, которая развивает скорость до 3,3 скорости звука.

Против самолетов, летящих на малой высоте, американцы планируют использовать управляемые зенитные ракеты "Хоук", силовая установка которых состоит из порохового двигателя с двумя ступенями тяги. В корпусе двигателя имеются два заряда твердого топлива. Продукты сгорания первой части заряда выбрасываются через широкое сопло, что создает большую, но кратковременную тягу и обеспечивает старт ракеты. Вторая часть заряда (маршевая ступень) имеет центральное сопло меньших размеров для выброса продуктов сгорания. Ракета рассчитана для поражения самолетов на расстоянии до 35 км от старта на высоте до 11,5 км. Скорость ее равна примерно двум скоростям звука.

Управляемый снаряд "Сайдуиндер", как и все другие снаряды воздушного боя, имеет только один ракетный двигатель, занимающий около двух метров длины в хвостовой части корпуса. Топливный заряд представляет собой прокатанный, свернутый в цилиндр лист пороха, горящего около 2 секунд. Этот снаряд, состоящий на вооружении военно-воздушных сил США и ряда других стран НАТО, позволяет вести стрельбу с самолетов по воздушным целям на дальность 3 - 5 км и развивает скорость, равную 2,5 скорости звука.

Силовая установка английского управляемого снаряда воздушного боя "Файрстрик" состоит из одного двигателя твердого топлива. Размещенный в хвостовой части снаряда, этот двигатель обеспечивает дальность полета около 6 км и скорость порядка двух скоростей звука.

На некоторых самолетах-снарядах также устанавливаются только ракетные двигатели. Например, на тактическом самолете-снаряде "Булпап", которым вооружаются палубные и тактические самолеты США, установлен один жидкостно-ракетный двигатель. Летчик, выпустив снаряд, следит за его полетом по укрепленным на крыле снаряда трассирующим зарядам и передает по радио команды "влево-вправо" и "вверх-вниз". Эффективная дальность пуска составляет 3 - 4,5 км. Скорость полета до 2 250 км/час.

Стратегический самолет-снаряд "Блю Стил" конструируется для английских бомбардировщиков серии "В" ("Виктор", "Вулкан"). На снаряде устанавливается двухкамерный ЖРД. Одна из его камер дает постоянную тягу, а другая - регулируемую. Двигатель работает на керосине и перекиси водорода и развивает тягу до 6 800 кг. Расчетная дальность полета несколько сот километров, скорость около 1 700 км/час, высота до 27 км.

За рубежом очень широко используют в различных комбинациях и для различных целей ракетные двигатели на баллистических ракетах классов "земля-земля" и "воздух-земля". Дело в том, что эти ракеты должны развивать скорость до нескольких километров в секунду и значительная часть активного участка их траектории проходит за пределами плотных слоев атмосферы. Поэтому на них не могут быть применены никакие другие двигатели, кроме ракетных^*.

^*(Если не считать, что в будущем возможно применение ядерных, ионных и фотонных двигателей.)

На ракете "Атлас", например, установлено пять жидкостно-ракетных двигателей и, кроме того, имеются небольшие тормозные ЖРД для отделения боевой головки от корпуса ракеты. Все двигатели работают на керосине и жидком кислороде. Первую ступень ракеты образуют два ЖРД с тягой 75 т каждый, а вторую - один ЖРД с тягой 27 т. Они способны разогнать ракету до скорости 25600 км/час. Два двигателя малой тяги, называемые "верньерными", служат для точного регулирования скорости ракеты. В трехступенчатой стратегической ракете "Минитмэн" каждая ступень состоит из одного двигателя твердого топлива. Двигатели последовательно разгоняют ракету до скорости, превышающей 24000 км/час. Ракеты средней и малой дальности имеют по одному ракетному двигателю, работающему на жидком или твердом топливе.

На ряде ракет двигатели крепятся шарнирно, что позволяет в целях управления менять направление тяги. На некоторых ракетах двигатели малой тяги прикрепляют к корпусу таким образом, чтобы их тяга создавала вращение корпуса ракеты вокруг продольной оси и обеспечивала ее стабилизацию в полете.

Из всего сказанного следует сделать вывод, что двигатели баллистических ракет служат не только для сообщения ракете скорости, но и выполняют ряд других функций. В частности, они обеспечивают изменение траектории полета ракеты по заданной программе.

На противотанковых управляемых снарядах за рубежом применяются только ракетные двигатели и только на твердом топливе. Исключительное применение на них двигателей этого типа объясняется не большими скоростями и высотами полета (эти снаряды развивают скорость не более 700 км/час и летают в приземных слоях воздуха), а только соображениями эксплуатационных удобств. Дело в том, что иностранные военные специалисты требуют, чтобы противотанковый снаряд был всегда заправлен топливом, готовым к применению в полевых условиях, его должны легко транспортировать и запускать один-два солдата. Ни один двигатель, кроме двигателя твердого топлива, не может в настоящее время успешно удовлетворить этим требованиям.

Почему двигатели твердого топлива неприменимы на всех тех управляемых снарядах и ракетах, где устанавливаются жидкостно-ракетные двигатели? Потому, что тяга РДТТ не поддается регулировке. РДТТ нельзя выключать по желанию и снова включать. "Зажженный" двигатель твердого топлива догорает до конца и не может быть включен повторно. Плавной регулировки тяги он тоже не допускает, а может только перейти с одной ступени тяги на другую. Между тем ЖРД лишен всех этих недостатков.

Любой реактивный двигатель характеризуется прежде всего своей тягой. Сила тяги воздушно-реактивных двигателей (ТРД и ПВРД) достигает нескольких тысяч

килограммов и может быть определена по следующей формуле^*:

^*(Если пренебречь массой топлива и считать, что газы расширяются в реактивном сопле до давления, равного внешнему давлению.)

m_сек - секундная масса воздуха, проходящего через двигатель;

V_ист - скорость истечения воздуха (газов) из двигателя;

Скорость истечения газов из сопла ТРД при работе на месте в среднем достигает 600 м/сек (2160 км/час), а в полете - несколько большей величины.

Вычислим примерно, какой объем воздуха ежесекундно всасывает двигатель крылатой ракеты "Мэйс", развивающий тягу около 2 400 кг при работе на месте, если считать, что скорость истечения равна 600 м/сек. Из предыдущей формулы мы имеем:

Поскольку V_пoл = 0 (работа на месте), то масса ежесекундно отбрасываемого газа, состоящая почти целиком (на 98%) из воздуха, равна:

Очевидно, что такую же массу воздуха двигатель ежесекундно всасывает.

Учитывая, что масса одного кубометра воздуха у земли равна 1/8 кг/сек²/м⁴, находим, что ежесекундно в двигатель всасывается объем воздуха, равный 32 м³. В результате нагрева воздуха в камерах сгорания двигателя его объем увеличивается в несколько раз. Поэтому скорость истечения (V_ист) воздуха из реактивного сопла двигателя значительно превышает скорость всасывания (равную скорости полета V^пол).

Нагрев такого объема воздуха требует подвода значительного количества тепла, что вызывает большой расход топлива у реактивных двигателей. Так, минутный расход топлива у ТРД для создания лишь одного килограмма тяги составляет в среднем 15 г. Это значит, что двигатель, развивающий тягу в 2 400 кг, расходует ежеминутно 36 кг топлива (более 2 т в час).

Большие скорости полета и большие тяги ТРД позволяют получать значительные мощности от турбореактивных силовых установок. Скорость полета крылатой ракеты "Мэйс" равна 1 050 км/час (около 300 м/сек). Следовательно, при тяге в 2 400 кг развиваемая ее двигателем тяговая мощность достигает 10000 л. с., что видно из следующего расчета:

С увеличением высоты полета тяга турбореактивного двигателя снижается в результате уменьшения плотности воздуха, что ведет за собой уменьшение секундной массы воздуха (m_сек), проходящего через - двигатель. Поэтому использование ТРД возможно до высоты не более 25 - 30 км.

С увеличением скорости полета тяга ТРД претерпевает значительные изменения. На рис. 21 показана примерная скоростная характеристика такого двигателя. По мере роста скорости тяга вначале несколько убывает, а потом начинает интенсивно возрастать. Возрастание тяги объясняется тем, что перед входом в двигатель повышается плотность воздуха вследствие его сжатия, А это приводит к увеличению секундного расхода воздуха через двигатель. Однако при сжатии воздуха повышается не только его плотность, но и температура. С ростом скорости нагрев становится настолько большим, что приходится уменьшать количество топлива, сжигаемого в камере сгорания. Дело в том, что температура газа не должна превышать предела, до которого способны надежно работать лопатки турбины. Даже при дозвуковых скоростях полета лопатки турбины работают в очень тяжелых условиях. Их температура достигает температуры белого каления хромоникелевого сплава, из которого они сделаны (1000° Ц и более). Центробежная сила, стремящаяся оторвать лопатку при вращении турбины со многими тысячами оборотов в минуту, достигает в среднем двух тонн. Поэтому ясно, что приходится ограничивать температуру воздуха и без того уже нагретого вследствие сжатия, а это ведет к падению тяги двигателя. При скорости полета около четырех скоростей звука тяга двигателя стремится к нулю.

Поэтому использование ТРД при скорости полета сверх 2,5 - 3,5 скорости звука (2700 - 3700 км/час) становится невозможным. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели могут быть использованы до несколько больших скоростей, поскольку не имеют турбины с лопатками.

Ракетные двигатели, в отличие от ТРД и ПВРД, не имеют подобных ограничений. Тяга ракетного двигателя может быть определена по следующей формуле^*:

^*(Если двигатель работает на так называемом расчетном режиме.)

m_ceк -масса продуктов сгорания, выбрасываемая из двигателя ежесекундно, кг·сек/м;

V_ист - скорость истечения газов из сопла, м/сек.

Скорость истечения газов из сопла двигателя твердого топлива составляет 1600 - 2000 м/сек, а жидкостно-ракетного - 2200 - 2600 м/сек и не зависит от скорости полета. Следовательно, тяга ракетного двигателя зависит только от выбранного топлива. При постоянном расходе топлива скоростная характеристика ракетного двигателя изображается в виде прямой, параллельной оси скорости.

Топливом для ракетных двигателей твердого топлива (называемых часто пороховыми) служат компоненты пороховой смеси, сжигаемые в кислороде, входящем в ее состав. Камера порохового двигателя заполняется пороховыми шашками еще при его изготовлении. Поэтому он никакой заправки при эксплуатации не требует.

Топливо жидкостно-ракетных двигателей-двухкомпонентное. Оно состоит из горючего и окислителя, хранимых в раздельных баках на борту летательного аппарата. Как правило, баки заправляют компонентами топлива перед запуском двигателя. Однако в последнее время заграницей появляются сообщения о предварительно снаряженных ЖРД, более удобных для эксплуатации.

Топливо		Основные показатели
Окислитель	Горючее	удельный вес смеси, кг/л	теплотворная способность, ккал/кг	температура сгорания, Т° абс	скорость истечения, м/сек
Азотная кислота	Керосин	1,36	1 460	3 000	2 200
Азотная кислота	Спирт с анилином	1,39	1 520	3 050	2 200
Жидкий кислород	Керосин	1,00	2 200	3 550	2 600
Жидкий кислород	Спирт этиловый	1,00	2 020	3 250	2 400

Распространенные компоненты топлива и их основные показатели приведены в табл. 3.

Какими же расходами топлива характеризуются ракетные двигатели? Приведем в качестве примера стартовые двигатели (ракеты "Атлас". Каждый из них создает тягу в 75 г, работает на керосине и жидком кислороде, которые (см. табл. 3) дают скорость истечения порядка 2600 м/сек. Чтобы создать тягу в 2х75= 150 т (150 000 кг), оба двигателя должны ежесекундно выбрасывать массу газа, равную:

Учитывая, что вес равен массе, умноженной на ускорение земного притяжения, которое округленно будем считать равным 10 м/сек², получаем:

где G_ceк - вес газа, выбрасываемого за секунду.

Следовательно, оба двигателя каждую секунду расходуют около 576 кг топлива. Это огромный расход и, естественно, стартовые двигатели работают кратковременно. На ракете "Атлас" они работают в течение 140 секунд, расходуя за это время около 80 т топлива. После этого включается ЖРД второй ступени с тягой в 26 т, расходующий ежесекундно около 100 кг топлива. За 200 секунд своей работы он потребует 20 т.

Таким образом, общий запас топлива на ракете должен быть равен 100 т. Стартовый вес ракеты "Атлас" равен примерно 115 г. Следовательно, 87% ее веса составляет топливо. Поэтому ее огромный корпус высотой 24 м и диаметром 3 м в основном заполнен топливными баками.

Уменьшить расход топлива можно путем применения топлива с большей скоростью истечения продуктов сгорания. Например, установлено, что добавка к топливу порошкообразного алюминия^* увеличивает скорость истечения на 10 - 30%. В качестве примера можно привести ракету "Поларис", в которой вес алюминиевого порошка составляет 10 - 15% веса топлива. Считается, что в перспективе возможно применение топлива, состоящего из жидкого кислорода в качестве окислителя и жидкого водорода в качестве горючего. Это топливо может обеспечивать скорость истечения газов до 3000- 4000 м/сек.

Предполагается, что двигатели, работающие на ядерном горючем, смогут обеспечить скорость истечения порядка 6000 - 8000 м/сек. Так называемые ионные двигатели будут отбрасывать назад положительно и отрицательно заряженные частицы (ионы) рабочего тела со скоростью до 1000000 м/сек. Скорость истечения у фотонных двигателей, которые будут создавать тягу в результате отбрасывания в одном направлении потока, состоящего из частиц света (фотонов), достигнет скорости света.

Однако следует учитывать, что если такие двигатели будут реализованы то, как показывают расчеты зарубежных специалистов, они будут тяжелыми и не дадут больших тяг. Считается, например, что ядерный двигатель даст тягу в несколько тонн, ионный - в несколько килограммов, а фотонный - в несколько граммов^*. Значит тяговооруженность ракет с этими двигателями будет невысокой, недостаточной для старта с земли и пробивания плотных слоев атмосферы. Использование этих двигателей окажется целесообразным только тогда, когда ракета уже выведена за пределы земного тяготения с помощью обычных ракетных двигателей.