Главная страница >  Хронология 

2.3. СОЗДАНИЕ ЖРД СО СТАЦИОНАРНЫМ ОХЛАЖДЕНИЕМ (конец 30-х — середина 40-х гг. XX в.)

2. СОЗДАНИЕ ЖРД СО СТАЦИОНАРНЫМ ОХЛАЖДЕНИЕМ (конец 30-х — середина 40-х гг. XX в.)

Глава II. РАЗВИТИЕ МЕТОДОВ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЖРД В КОНЦЕ 20-х-СЕРЕДИНЕ 40-х гг. XX в

В 1938 г. М.К. Тихонравов, оценивая положение дел в области ракетного двигателестроения, писал: «Конструирование ракетного двигателя невозможно без изучения тех явлений, которые сопровождают его работу. Метод изучения этих явлений на двигателе, предназначавшемся к сдаче в эксплуатацию, является ошибочным. В этом случае изучение работы двигателя, безусловно, является поверхностным, так как не позволяет распространить результаты эксперимента на достаточно широкую область. Последнее необходимо для правильных обобщений и определения тех или иных закономерностей. К сожалению, в огромном большинстве случаев работа в прошлые годы протекала именно так, и поэтому результаты ее оказались с многочисленными пробелами» [80, с. 652].

2.3. Появление прикладных научных исследований теплопередачи в ЖРД

В 1936 г. М.К. Тихонравов предпринял попытку усовершенствовать методику расчета теплопередачи в ЖРД [67], предложенную в свое время Ф.А. Цандером.

Это мнение М.К. Тихонравова поддерживали и другие ученые РНИИ, и в результате этого у нас в стране в конце 30-х гг. изменился методический подход к проектированию ЖРД. Советские исследователи начали проводить как теоретические, так и экспериментальные научные исследования, в том числе и в области охлаждения ЖРД.

С этой целью он использовал формулы, рекомендованные Г. Гребером [26, с. 239] для расчета лучистого теплообмена в обычных пламенных печах, т.е. для температур значительно более низких, чем в камерах ЖРД, и для парциальных давлений газов, приведенных к общему давлению смеси, равному 1 атм. Разумеется, что расчеты по этим формулам были неточны, но это обстоятельство было менее существенным по сравнению с погрешностями в вычислении конвективного теплового потока от газов. Поэтому не случайно результаты сравнения расчетов по этой методике с результатами экспериментов привели ученого к выводу о том, что: «Расчетный путь для решения ее (проблемы теплопередачи. — Г.С.) в настоящее время не может претендовать на какую-либо точность, во-первых, ввиду высоких температур, которые мы имеем в камере сгорания и при которых совершенно неизвестны, например, законы лучеиспускания, и, во-вторых, ввиду полного отсутствия знания коэффициентов теплопередачи, необходимых для расчета» [80, с. 677].

С точки зрения расчета коэффициентов конвективной теплоотдачи от продуктов сгорания к стенке и от стенки к жидкости Тихонравов не внес, по существу, ничего нового, предлагая использовать для этой цели формулы, известные в теплотехнике того времени. Однако он впервые попытался произвести расчет лучистой составляющей теплового потока, поступающего в стенку ЖРД.

Следует отметить, что попытки измерения теплового потока, поступающего в стенку спиртокислородных двигателей, начались еще в 1936 г. [80, с. 688]. Такие исследования проводились на ЖРД 46к, 205, а также на экспериментальном медном сферическом двигателе. Все эти опыты имели несколько недостатков: во-первых, замер теплосъема производился на двигателе, не вышедшем на установившийся режим теплопередачи; во-вторых, не ставилась цель выяснить какие-либо закономерности связи условий теплопередачи с давлением в камере и с величиной ее объема; в-третьих, замерялось лишь суммарное количество теплоты, поступавшее на всю поверхность сопла.

После получения отрицательных результатов при попытке создать методики, дающие удовлетворительную точность расчета, в РНИИ начались экспериментальные исследования процесса теплопередачи в ЖРД.

Основным результатом этих опытов стало понимание того обстоятельства, что двигатели малых тяг следует охлаждать двумя компонентами топлива одновременно: сопло — спиртом, камеру сгорания — жидким кислородом. Кроме того, была установлена величина минимальной тяги ЖРД ПРИ давлениях в камере, равных 10 (1,04 МПа) и 20 кгс/см2 (2,04 МПа), при которой возможно перейти на охлаждение одним спиртом. В том же году подобные эксперименты, но для цилиндрических стальных камер, работавших на азотной кислоте и керосине, были проведены Л.С. Душкиным, предложившим в результате охлаждать камеру сгорания азотной кислотой, а сопло — керосином [32, с. 24].

Первое систематическое исследование, направленное на установление минимальных величин тяги при давлениях 10 (1,02 МПа) и 20 кгс/см2 (2,04 МПа), при которых возможно обеспечить теплосъем с поверхности медного сферического спиртокислородного двигателя одним или двумя компонентами топлива, было проведено в 1938 г. под руководством М.К. Тихонравова [80].

Разумеется, что кроме исследований процессов теплопередачи проводились и другие научные работы, например, по изучению различных топлив [4], отысканию наиболее благоприятных условий смешения и воспламенения компонентов топлива и пр.

Эти исследования специалистов РНИИ оказали заметное влияние на пути развития в СССР методов охлаждения ЖРД.

В ходе практических работ по ЖРД специалисты столкнулись с новой для них проблемой неустойчивого процесса горения и начали ее исследовать теоретически и экпериментально, причем Карман и Саммерфилд продолжали работать в этой области и в последующие годы [203, с. 173].

К концу 30-х гг. специалистам стало понятно, что возможности увеличения времени непрерывной работы ЖРД с керамическими покрытиями исчерпаны и дальнейшие успехи в этом направлении возможны лишь при условии улучшения качества огнеупорных материалов. Следствием этого стали первые договоры со специализированными научно-исследовательскими организациями о проведении соответствующих исследований. Такие работы проводились в соответствии с договором, заключенным между КБ-7, РНИИ и Украинским НИИ огнеупоров соответственно в феврале и ноябре 1939 г. [59, с. 1, 62]. В середине 30-х гг. начались первые научные исследования и в Германии, где к различным проблемам ЖРД были привлечены ученые университетов; они проводили исследования регенеративного охлаждения, изучали процесс распыления компонентов топлива и условия эффективности его сжигания [244, с. 284—285]. Кроме того, велись исследования в области жидких топлив, керамических огнеупорных и пористых материалов [47]. Начало научных исследований по ЖРД в США было связано не с именем Годдарда, не с именами специалистов Американского ракетного общества, а с именами ученых Калифорнийского технологического института, работавших под руководством Теодора фон Кармана. В 1936 г. специалисты выпустили сборник статей, в которых, в частности, рассматривались и отдельные теоретические вопросы ЖРД [49, с. 78]. В 1938 г. Парсоном, Форменом и Малиной были начаты экспериментальные исследования в области ракетного топлива. Позже к этим работам присоединился Саммерфилд [203, с. 159], который вместе с Сейфертом в 1942 г. начал широкие исследования по регенеративному охлаждению ЖРД [203, с. 161]. В этом же году группой Кармана были начаты исследования в области материалов, причем изучались стали, алюминиевые и магниевые сплавы, керамика и материалы, изготовленные методами порошковой металлургии [203, с. 161–162].

По-видимому, в 40-е гг. проводились научные исследования и в Аннаполисе (штат Мэриленд), где на военно-морской инженерной экспериментальной станции работали ракетные исследовательские группы Р.К. Труэкса и Р. Годдарда.

К концу второй мировой войны группой Кармана в области регенеративного охлаждения был изучен вопрос о влиянии распыла топлива на процесс горения и теплоотдачу, изучалось пленочное охлаждение красной дымящей азотной кислотой, а также углеводородным компонентом [203, с. 175–176].

В ходе работ по ЖРД ОРМ-65 не ставилась задача реализации стационарного охлаждения камеры, хотя при давлении в камере, составляющем 8—10 кгс/см2, такое охлаждение было достигнуто. Найденный в РНИИ в ходе научных исследований метод охлаждения посредством обоих компонентов топлива позволял такую задачу поставить, и с целью ее решения в 1938 г. этот метод был применен на экспериментальных двигателях. Один из этих двигателей работал на жидком кислороде и этиловом спирте и имел тягу 150—175 кгс (1470—1720 Н), два других — на азотной кислоте и были рассчитаны на тягу 150 (1470 Н) и 300 кгс (2940 Н) соответственно. Следует отметить, что удачная конструкция ОРМ-65 послужила основой конструкции и данных двигателей. Действительно, если до этого времени специалисты спиртокислородной группы РНИИ выбирали «экзотические» по форме камеры сгорания (грушевидная, эллипсоидная и пр.), то новые двигатели имели уже цилиндрическую форму камеры (как у ОРМ-65), если раньше на двигателях применялись струйные форсунки; то теперь — центробежные и т.д.

2.3. Работы по созданию ЖРД со стационарным охлаждением

Если бы в то время были бы проведены соответствующие научные исследования по изучению влияния конструкции форсуночной головки на теплопередачу, то специалисты, наверное, поняли бы, что, решив, таким образом, проблему ее охлаждения, они ликвидировали внутреннее охлаждение камеры, существовавшее на ЖРД ОРМ-6 Однако таких исследований не проводилось и вновь, уже в который раз, этот метод (внутреннее охлаждение) не был по достоинству оценен (или даже оказался незамеченным, несмотря на то, что практически применялся на ряде двигателей).

Вместе с тем на новых ЖРД имелись и некоторые отличия от ОРМ-6 Для того чтобы избежать нагрева форсуночной головки, исследователи применили охлаждение «паровой подушкой» [63,. с. 40], известное им из предшествующих работ по спиртокислородным ЖРД. Для реализации этого метода, например на РДК-1–150, исследователи разместили на полусферической головке нормально к ее поверхности 12 центробежных форсунок для кислорода, расположив их по ее периферии на равном расстоянии друг от друга, и шесть форсунок горючего, размещенных в центре головки. При работе двигателя топливо и его пары защищали головку, температура которой не повышалась выше 80°С [63, с. 25].

Рис. 2 Схема охлаждения камеры ЖРД РДА-1–150

На всех указанных новых двигателях форсунки окислителя располагались, как уже было сказано, на периферии головки и направляли струю в центр камеры, где происходило перемешивание компонентов топлива. Непосредственно на стенке, по-видимому, возникало изменяющееся во времени различное соотношение компонентов, или другими словами, внутреннее охлаждение не было организовано.

Этот ЖРД в мае 1938 г. прошел первые огневые испытания, которые показали, что время его непрерывной работы составляло 3 мин [63, с. 25]. С одним экземпляром было проведено 20 испытаний с суммарной наработкой 30 мин. В ходе пятого огневого испытания, состоявшегося 27 сентября, двигатель при давлении в камере 10,5 кгс/см2 (1,07 МПа) развил тягу 150 кгс (1470 Н) при удельном импульсе 210 с (2060м/с) [64, с. 31]. Испытания двигателя РДА-1–150 (рис. 29) начались во второй половине 1938 г. Его тяга составила 145 кгс (1420 Н) при давлении в камере 18 кгс/см2 (1,84 МПа) и удельном импульсе, равном [66, с. 4]. С этим двигателем были проведены летные испытания — он был включен при полете ракетоплана РП-318 в феврале 1940 г. и обеспечил при этом прирост скорости 40 км/ч. С использованием опыта работ по этому ЖРД был создан двигатель РДА-300, который с конструктивной точки зрения лишь незначительно от него отличался. Его тяга по сравнению с РДА-1–150 была увеличена вдвое, форсунки были шнековые (по 4 для каждого компонента), обеспечивавшие лучшее распыление и перемешивание топлива, кроме основных имелись также и пусковые форсунки, использование которых позволяло повысить надежность запуска двигателя. В ходе испытаний он развивал тягу порядка 280 кгс (2750 Н) при (2040 м/с) при давлении в камере примерно 20 кгс/см2 (2,04 МПа) [42, с. 10; 64].

В соответствии с результатами проведенных научных исследований все три двигателя охлаждались с помощью обоих компонентов топлива. Так, например, ЖРД РДК-1–150 имел рубашку охлаждения, подобную ОРМ-65, для протекания по соплу спирта, а по камере — жидкого кислорода. Оребренный охлаждающий тракт был четырехзаходным, в районе сопла располагался вкладыш. Внутренняя стенка камеры была медной, что несколько ухудшало характеристики двигателя, так как для ее охлаждения требовалась более высокая скорость хладагента, чем, например, для случая стальной стенки.

Первый шаг на этом пути был сделан с разработкой Л.С. Душкиным ЖРД Д-1-А-1100, который должен был иметь номинальную тягу 1100 кгс (10,8 кН) и минимальную 400 кгс (3,93 кН) при работе на азотной кислоте и керосине [42, 43]. Этот двигатель предназначался для перехватчика конструкции А.И. Березняка и А.И. Исаева. По существу, он представлял собой увеличенный образец ЖРД РДА-30 Однако это увеличение должно было закономерно приводить и к некоторым качественным изменениям. Так, например, увеличение тяги и времени работы двигателя должны были приводить к повышению объема топливных баков, которые при вытеснительной системе подачи становились излишне тяжелыми. Поэтому группа сотрудников Л.С. Душкина начала работы по созданию поршневого топливного насоса, приводимого сжатым воздухом. Кроме того, с увеличением объема камеры увеличивался и расход топлива. Следовательно, необходимо было принять меры к тому, чтобы скорость хладагента в охлаждающем тракте не увеличивалась из-за повышения этого расхода. Так как параметры охлаждающего тракта были найдены эмпирически в ходе предшествующих работ, Л.С. Душкин решил их не менять и для поддержания выбранной скорости хладагента увеличить число заходов охлаждающего тракта до шести.

Итогом работ, проведенных в СССР в 30-е гг., стало то обстоятельство, что, несмотря на все трудности, советские специалисты, получив существенный опыт, научились создавать двигатели, имевшие стационарное охлаждение. В результате они вплотную подошли к решению задачи о разработке двигателя, который можно было бы использовать в качестве основной силовой установки самолетов.

При создании своих последующих двигателей Л.С. Душкин практически не занимался совершенствованием конструкции системы охлаждения, сосредоточив свои усилия на разработке турбонасосной системы подачи топлива.

К сожалению, работы по насосной системе подачи затянулись, и поэтому было решено установить на перехватчике двигатель с вытеснительной системой. Этот самолет, пилотируемый летчиком Г.Я. Бахчиванджи, совершил первый полет 15.X.1942 г.

Камера была выполнена со спиральным оребрением и охлаждалась обоими компонентами топлива. Это охлаждение имело одну особенность: В.П. Глушко предпринял попытку интенсифицировать процесс теплоотдачи к хладагенту путем непосредственного воздействия на пограничный слой жидкости. С этой целью в охлаждаемой стенке камеры он предусмотрел систему мелких отверстий, через которые керосин, протекающий по рубашке, частично вспрыскивался в камеру сгорания. Другими словами, происходило сдувание пограничного слоя хладагента (керосина) в камеру, где его пары создавали защитную завесу, дополнительно предохраняя стенку от воздействия высоких температур (практическая проверка этого метода не проводилась).

Некоторые усовершенствования в систему охлаждения ЖРД были внесены специалистами отдела двигателей, созданного в ОКБ В.Ф. Болховитинов; и руководимого A.M. Исаевым. На двигателе РД-1, создававшемся на основе Д-1-А-1100, сопло имело нарезку с переменным шагом так, что в критическом сечении скорость охлаждающей жидкости была максимальной, нитка резьбы по всей длине сопла была перпендикулярна к его стенке, а не к оси двигателя, как было раньше, что позволило сделать стенку тоньше и одновременно увеличить ее жесткость. В результате деформация сопла в процессе работы двигателя уменьшилась, и хладагент не так сильно протекал в образовывавшиеся щели поверх резьбы [35, с. 25]; более тонкая стенка способствовала лучшей теплопередаче, и надежность охлаждения сопла повышалась. В 1939 г. В.П. Глушко сосредоточил свои усилия на создании ЖРД-ускорителей для самолетов. В 1940 г. он разработал однокамерный двигатель тягой 300 кгс, имевший насосный агрегат с приводом от основного двигателя и работавший .

Несколько по-другому интенсифицировался процесс теплоотдачи в районе сопла, охлаждаемого азотной кислотой. Утончение пограничного слон здесь осуществлялось турбулизацией потока хладагента путем вспрыскивания в охлаждающий тракт кислоты через специальную систему жиклеров в разъемном вкладыше [56, с, 726]. В 1942—1943 гг. успешно прошел стендовые и летные испытания однокамерный двигатель В.П. Глушко РД-1 (2,95 кН), на котором также были сделаны оригинальные нововведения в системе охлаждения.

1— камера зажигания; 2 – головка камеры сгорания; 3 – камера сгорания; 4 — сопло" Рис. 3 Схема охлаждения камеры ЖРД РД-1 1— камера зажигания; 2 – головка камеры сгорания; 3 – камера сгорания; 4 — сопло

Максимальная продолжительность непрерывной работы этого двигателя, изготавливавшегося серийно, на полной тяге составляла 40 мин на стенде и 10 мин в полете самолета [56, с. 727].

Камера этого ЖРД (рис. 30) состояла из камеры зажигания и собственно камеры сгорания с соплом. Камера зажигания имела разъем; ее передняя половина была оребренной и охлаждалась воздухом, использовавшимся в системе подачи топлива; задняя половина и головка камеры до форсуночного разъема — керосином, камера сгорания и сопло охлаждались азотной кислотой. Как показано в работе [53, с. 218], интенсификация теплоотдачи к хладагенту на наиболее теплонапряженном участке — критическом сечении сопла — осуществлялась путем отсоса хладагента через систему отверстий, просверленных в алюминиевом вкладыше сопла, из области повышенного в область пониженного давления, т.е. путем отсоса части кислоты из пограничного слоя с целью его утончения.

Как правило, все эти двигатели имели высокую надежность, во многом обусловленную удачным решением проблемы охлаждения. Официальный ресурс их камер достигал одного часа, а фактический — нескольких часов, что было в то время весьма большой величиной.

В первой половине 40-х гг. В.П. Глушко создал целый ряд двигателей — ускорителей самолетов: РД-1ХЗ, РД-2, трехкамерный ЖРД РД-3 с суммарной тягой 900 кгс (8,8 кН); автономный двигатель РД-4 с тягой 1000 кгс (9,8 кН), турбонасосный агрегат которого приводился в действие продуктами разложения перекиси водорода, а редуктор числа оборотов отличался малым весом и габаритами в связи с переходом на высокооборотные центробежные насосы для всех компонентов топлива [56, с. 734].

В 1944—1945 гг. двигатели РД-1 проходили летные испытания на самолетах-истребителях конструкции С.А. Лавочкина (Ла-7), А.С. Яковлева (Як-3), П.О. Сухого (Су-6) и В.М. Петлякова (Пе-2).

Вместе с тем следует отметить, что для повышения надежности своих ЖРД конструктор не ограничивался совершенствованием лишь собственно системы охлаждения, а проводил комплекс соответствующих мероприятий, включающий в себя поиск наиболее пригодных материалов, совершенствование системы подачи и зажигания топлива, введение и отработку автоматики управления работой двигателя и т.д.

В КБ-7 большое внимание уделялось совершенствованию огнеупорных материалов, качество которых удалось несколько повысить. 8 работе [60, л. 28—29] приводятся сведения о том, что в КБ-7 (по-видимому, совместно со специалистами Харьковского института огнеупоров) была изготовлена керамика из химически чистой окиси магния с длительным ее обжигом по специальной программе. У сопел, облицованных этим материалом, диаметр критического сечения сопла увеличивался всего на 0,5—1,5 мм за 60—70 с работы двигателя.

Говоря о работах по созданию ЖРД со стационарным охлаждением, следует хотя бы коротко остановиться на деятельности КБ-7, организованного в 1935 г. В 1938 г. в этой организации был разработан ряд спиртокислородных ЖРД. С точки зрения применявшейся системы охлаждения их можно разделить на две группы: и М-17а имели керамическую облицовку камеры сгорания и сопла; М-17б, М-17в, М-17г, М-17д, М-17е, М-29, М-29а, М-296, М-29в, М-29г состояли из керамической камеры сгорания и металлического сопла, охлаждаемого спиртом через оребренный (или гладкий) охлаждающий тракт [60, л. 17].

Так как работы КБ-7 по своей тематике дублировали работы РНИИ, в 1939 г. оно было расформировано, а его материальная база была передана в этот институт. На основе ЖРД М-29 в РНИИ под руководством Л.С. Душкина был создан двигатель М-29с, , облицованную огнеупорным материалом, и цельнометаллическое сопло, охлаждаемое спиртом через оребренный охлаждающий тракт (рис. 31). При испытаниях этот ЖРД развивал тягу свыше 145 кгс (1,42 кН), имел удельный импульс 228 с (2240 м/с) при давлении в камере около 17 кгс/см2 (1,74 МПа) и работал непрерывно около 70 с [60, с. 31]. Однако в связи с тем, что в РНИИ в то время были созданы более перспективные двигатели, этот ЖРД не получил своего дальнейшего развития.

Рис. 3 Один из вариантов двигателя М-29

Прежде всего A.M. Исаев обратил серьезное внимание на отработку форсуночной головки, так как было замечено, что на тепловые потоки сильно влияет строение факела, определяемое расположением форсунок. В ходе работ была установлена одна важная закономерность, сущность которой заключается в том, что наличие в пристеночном слое продуктов сгорания избытка окислителя увеличивает тепловой поток в стенку и, наоборот, наличие на периферии головки форсунок горючего снижает этот поток [35, с. 33].

Весной 1944 г. в НИИ реактивной авиации было организовано двигательное ОКБ, руководителем которого стал A.M. Исаев [35, с. 32]. Сотрудники этого ОКБ за короткий срок добились замечательных успехов в разработке ЖРД и, в частности, в решении проблемы охлаждения, поэтому целесообразно рассмотреть здесь их работы более подробно.

Второе важное заключение, сделанное исследователями этого ОКБ, состояло в том, что шатровая головка дает сильное «жгутирование», т. е. большое насыщение компонентами топлива центра камеры в ущерб периферии, приводящее к потере удельного импульса [35, с. 33].

Интересно, что еще при отработке двигателя РДК-1–150 было обнаружено, что в местах, где окислитель попадает на стенку, наблюдается ее оплавление, но в то время исследователи удовлетворились тем, что в результате изменения угла наклона форсунок кислорода это явление было ликвидировано, и не сделали тех выводов, к которым пришли специалисты ОКБ A.M. Исаева.

Выше уже отмечалось, что увеличение размеров камер двигателей вызывало необходимость увеличивать и число заходов охлаждающего тракта (при неизменных его размерах), так как в противном случае гидравлические потери становились большими. Л.С. Душкин на ЖРД Д-1-А-1100, увеличив тягу по сравнению с двигателем РДК-300 почти в 4 раза, сделал, как уже отмечалось, вместо четырехзаходного всего шестизаходный охлаждающий тракт. Гидравлические потери только на одном сопле этого двигателя составляли довольно заметную величину 20,3 кгс/см2 (2,07 МПа) [35, с. 35].

Эти результаты закономерно привели к тому, что уже на следующем двигателе A.M. Исаева РД-1М головка была сделана плоской с шахматным расположением форсунок, причем каждая форсунка горючего находилась в окружении четырех форсунок окислителя, а периферийные форсунки окислителя были скошены и направляли поток в центр камеры [35, с. 34]. При такой конструкции головки на стенках камеры оказывался избыток горючего, приводивший к снижению теплового потока от продуктов сгорания.

Умеренные тепловые потоки в стенку, обусловленные использованием внутреннего охлаждения, а также достаточное количество расхода азотной кислоты логично привели к отказу от охлаждения двумя компонентами топлива и к переходу к использованию в качестве хладагента одного только окислителя. Это решение было в то время очень прогрессивным, так как при охлаждении керосином на стенке откладывался кокс («коксик») [35, с. 35], постепенно, по мере его накопления, ухудшавший теплоотдачу к хладагенту.

A.M. Исаев на своем двигателе сделал сопло гладким, т. е. без оребрения, а на камере сгорания была создана 24-заходная нарезка, служившая в основном для обеспечения жесткости камеры. В результате гидравлические потери в охлаждающем тракте стали составлять всего 3,7 кгс/см2 (0,378 МПа) [35, с. 35].

Весьма существенное достижение в области решения проблемы охлаждения было сделано на следующем двигателе, получившем индекс У-1250 («У» — упрощенный, 1250 — тяга в кгс).

В июле 1946 г. двигатель РД-1М прошел стендовые испытания и начал испытываться при наземных экспериментах на самолете [35, с. 32].

Целесообразность этого решения в то время была далеко не столь очевидна, как это может показаться в настоящее время. Здравый смысл говорил, что такая конструкция должна неминуемо разрушиться из-за различного теплового расширения внутренней, «горячей» и внешней, «холодной» стенок двигателя. Однако практика показала, что такая конструкция хорошо работает. При этом оказалось, что внешняя стенка воспринимает часть нагрузки от давления хладагента на внутреннюю стенку, которую в результате можно было делать достаточно тонкой. В настоящее время камеры, у которых внутренняя и внешняя стенки тем или иным способом связаны между собой, называются «связанными». Следует отметить, что такая конструкция создавала предпосылки для повышения давления в камере, хотя камера ЖРД У-1250 еще не была рассчитана на работу .

В 1944 г. специалисты ОКБ изготовили камеру сгорания из листа вместо применявшихся до этого точеных конструкций. При этом, как и следовало ожидать, они столкнулись с трудностью фиксации зазора между стенками камеры. Сначала была сделана попытка обеспечить фиксацию зазора охлаждающего тракта с помощью проволоки, расположенной продольно по камере и приваренной к ней по концам. Однако такая камера в ходе огневого испытания потеряла устойчивость [35, с. 38; 9, с. 97]. После ряда безуспешных попыток решить эту проблему была создана камера, у которой рубашка была приварена точечной сваркой к внутренней стенке через промежуточные ленты, расположенные продольно по длине камеры [35, с. 49–50].

В сентябре 1946 г. двигатель У-1250 успешно прошел заводские испытания [35, с. 50], и его появление стало важным шагом в области решения проблемы охлаждения.

На этом двигателе был сделан еще один шаг в совершенствовании внутреннего охлаждения. Огневые испытания неохлаждаемой камеры показали, что против периферийных форсунок окислителя через 5 с работы двигателя возникал прогар 20-миллиметровой стенки сопла. Для того чтобы избежать этого, между кислотными периферийными форсунками и стенкой камеры были просверлены полуторамиллиметровые отверстия, через которые подавалось горючее. Исследователи сразу же заметили эффект от этого усовершенствования: тепловой поток в стенку в местах дополнительной подачи горючего стал меньше [35, с. 43].

Весьма сложным оказалось на этом ЖРД решение проблемы охлаждения. Расхода спирта, конечно, хватало для того, чтобы обеспечить общий теплосъем с поверхности камеры. Однако попытки охладить двигатель с помощью одного лишь внешнего регенеративного метода при неорганизованном внутреннем охлаждении оканчивались неудачно. В. Лей писал, что «…двигатель прогорал… в критической части сопла» [46, с. 168]. В. Дорнбергер также отмечал, что «…по-прежнему, прогорали стенки камеры сгорания в ее самых узких местах» [150, с. 60].

В Германии на рассматриваемом этапе полным ходом шли работы по созданию ракеты А- Двигатель должен был развивать весьма большую тягу, равную 25 тс (246 кН). При этом необходимо было, прежде всего, разработать турбонасосный агрегат, причем весьма большой мощности — он должен был подавать компоненты топлива под давлением около 20 кгс/см2 (2,04 МПа), обеспечивая их расход более чем 190 л/с. Проблема, в конце концов, была решена, но все параметры системы подачи находились на пределе возможностей того времени.

Несмотря на то, что к разработке ЖРД были привлечены ученые, специализировавшиеся по теплопередаче, проблема охлаждения была решена усилиями инженеров с помощью метода проб и ошибок. Сотрудник доктора В. Тиля, ведущего специалиста по двигателю ракеты А-4, инженер Польман высказал следующую идею: «…что было бы, если бы удалось образовать своего рода изоляционный слой между горячими газами и стенкой? Если мы будем орошать внутреннюю стенку камеры спиртом, то спирт будет, конечно, испаряться и сгорать, но температура этого слоя никогда не сможет достичь температуры, существующей внутри камеры» [150 с. 60–61].

При отсутствии внутреннего охлаждения проблема состояла, по-видимому, в том, что при больших размерах камеры, исходя из условий прочности, приходилось делать ее стенку достаточно толстой, а это приводило к большим перепадам температур между огневой и охлаждаемой ее сторонами.

20.VI.1939 г. начались летные испытания однокамерного ЖРД фирмы «Вальтер» RI-203, работавшего на перекиси водорода и метиловом спирте и развивавшего тягу 500 кгс (4,9 кН) в течение 60 с [192, с. 627].

Это предложение казалось логичным, и немецкие специалисты в 1938 г. создали камеру, имевшую только внутреннее охлаждение с помощью нескольких поясов завесы [244, с. 287]. По-видимому, в ходе огневых испытаний они поняли, что одно внутреннее охлаждение малоэффективно и на последующих вариантах дополнили его внешним с помощью спирта. Решению проблемы охлаждения способствовало добавление воды в спирт (использовался 75%-ный водный раствор спирта), что, с одной стороны снижало температуру сгорания и повышало охлаждающие возможности спирта, а с другой стороны, приводило к некоторым потерям в удельном импульсе. Так была разработана система охлаждения, нашедшая применение на двигателе ракеты А- Еще в 1936 г. в Германии на самолете Не-72 (Хенкель-72) был установлен жидкостный ракетный двигатель с тягой 135 кгс (1,32 кН), спроектированный X. Вальтером. В процессе полета самолета он был на несколько секунд включен и дал небольшой прирост скорости [192, с. 627]. Улучшенный вариант этого двигателя (2,85 кН) и временем работы 30 с был испытан на самолете «Фокке-Вульф-56» в 1937 г. [192, с. 627].

В 1936 г. впервые в Германии была получена в промышленных масштабах перекись водорода высокой концентрации. Это навело специалистов на мысль о создании двигателей, работающих с использованием каталитического разложения перекиси водорода с помощью водного раствора перманганата калия. При таком подходе, разумеется, проблема охлаждения уже не возникала, и такие двигатели называли «холодными». К их числу относились, например, ЖРД Вальтера RII-203, установленный в 1941 г. на самолете Ме-163–1 [261, с. 320; 192, с. 627], ЖРД 109–500 с тягой 500 кгс (4,9 кН), проходивший летные испытания в 1937 г. на самолетах Не-111, До-18, Ju-88 [.192, с. 620, 628] и др.

Однако наиболее широко работы по авиационным ЖРД развернулись в этой стране в первой половине 40-х гг., когда было создано большое количество таких двигателей и их модификаций.

На планирующей бомбе HS-293H был установлен двигатель 109–513 фирмы «Шмиддинг», имевший тягу 608 кгс (5,97 кН), удельный импульс 175 с (1720 м/с) и работавший на газообразном кислороде и метиловом спирте. Время его работы составляло всего 11 с, он охлаждался набегающим потоком воздуха [8, с. 235—236]. Двигатель 109–511 фирмы БМВ, работавший только на жидком топливе, в качестве которого использовались метиловый спирт и азотная кислота, развивал уменьшавшуюся в процессе работы максимальную тягу в 600 кгс (5,9 кН) в течение 12 с и был неохлаждаемым — при его работе стенка поглощала тепловой поток [174, с. 317; 192, с. 632]. Также неохлаждаемым был двигатель 109–548 этой же фирмы, устанавливавшийся на снаряде Х-4 класса «воздух—воздух»: на двигателе использовались в качестве топлива тонка и азотная кислота, он развивал тягу 140 кгс (1,37 кН) (также уменьшавшуюся за время работы) и должен был непрерывно работать всего 22 с [192, с. 622, 632].

Наряду с «холодными» двигателями создавались и «горячие», которые в зависимости от длительности непрерывной работы имели несколько вариантов охлаждения.

Таким образом, в Германии в первой половине 40-х гг. вновь начали использоваться простейшие методы охлаждения и теплозащиты, типичные для начального этапа работы, т.е. проявилась закономерность повторяемости в процессе развития.

Рис. 3 Охлаждающий тракт двигателя 109–509с

Таким образом, с точки зрения проблемы охлаждения на всех этих двигателях применялись решения, уже известные советским специалистам.

Целый ряд двигателей для самолетов и тактических снарядов имел и внешнее регенеративное охлаждение. Так, например, двигатель зенитной ракеты «Вассерфаль», работавший на топливе азотная кислота с добавлением 10% серной кислоты и винилизобутиловый эфир, охлаждался с помощью окислителя через гладкий охлаждающий тракт. Он развивал тягу 8 тс (78,5 кН) при давлении в камере 15 кгс/см2 (1,53 МПа), имел удельный импульс 180 с (1770 м/с) и должен был непрерывно работать не более 41 с [8, с. 176]. Самолетный ЖРД 109–718, который должен был служить вспомогательным двигателем при использовании в качестве основного реактивного двигателя БМВ 003 [174, с. 310, 318], имел внутреннее и внешнее охлаждение одним компонентом топлива, протекавшим по спирально оребренному тракту. Такое же охлаждение имел и ЖРД 109–709 [266, с. 142]. Частично оребренный охлаждающий тракт применялся на двигателе Вальтера 109–509 с (рис. 32), работавшем на топливе перекись водорода и метиловый спирт в смеси с 30% гидразин гидрата и 13% воды. Этот ЖРД развивал тягу, регулировавшуюся в пределах 1700–100 кгс (16,7—0,98 кН), при максимальном давлении в камере 21 кгс/см2 (2,14 МПа) и имел удельный импульс порядка (1960 м/с). Он проходил в 1943 г. летные испытания и был запущен в серийное производство. Время работы двигателя при полной тяге составляло 4 мин 11 с [192, с. 620, 629; 261, с. 320; 266 с. 143].

В 1942 г. ряд сотрудников Калифорнийского технологического института, работавших под руководством Т. фон Кармана, организовали вторую в США частную фирму по ЖРД, получившую название «Аэроджет дженерал корпорейшн» [49, с. 79].

В США в начале 40-х гг. начали появляться первые промышленные фирмы по ЖРД. Успешные испытания двигателя Уайльда, повторно состоявшиеся в августе 1941 г., стали основной предпосылкой для организации частной фирмы «Риэкшн моторс» [251, с. 2].

Работы этих трех организаций и определяли уровень развития американского двигателестроения в первой половине 40-х гг.

Еще одна группа исследователей работала в Аннаполисе на военно-морской технической испытательной станции.

Попытка применить на двигателе Уайльда в качестве горючего бензин окончилась неудачно — ЖРД быстро прогорал, что привело специалистов к выводу о необходимости совершенствования системы охлаждения. Проблема была отчасти решена путем перехода с алюминиевого на медное сопло, изготовленное путем изгиба и сварки плиты с предварительно просверленными в ней отверстиями для циркуляции хладагента [251, с. 3]. Однако дальнейшие работы были сосредоточены на разработке ЖРД с тягой 453 кгс (4,43 кН), где специалисты встретились с технологическими трудностями разработки больших сопел. В конце концов, было решено попробовать изготовить сопло из нержавеющей стали. Такое сопло было изготовлено [251, с. 4].

Сразу же после создания фирмы «Риэкшн моторс» в соответствии с контрактом, заключенным с ВМФ США, на ней начались работы по совершенствованию ЖРД Уайльда, по разработке двигателя с тягой 45 кгс (440 Н), работавшего на бензине и жидком кислороде, а также по созданию ЖРД с тягой 453 кгс (4,43 кН) [251, с. 3].

В течение следующих двух лет на фирме проводились работы по созданию четырехкамерного двигателя 6000С4 с тягой, равной 2720 кгс (26,7 кН), предназначавшегося для самолета Х- Этот ЖРД работал на жидком кислороде и спирте и имел регенеративное охлаждение, которому способствовало добавление воды в спирт в пропорции 1:3 [46, с. 355]. Первый полет самолета Х-1 с этим двигателем состоялся 9.XII.1946 г., а 14.Х следующего года этот самолет впервые достиг сверхзвуковой скорости [46, с. 356].

Этот двигатель работал удовлетворительно (по-видимому, кратковременно), но практического применения не нашел, так как специалисты ВМФ пересмотрели свои требования и предложили фирме второй контракт, предусматривавший разработку двигателя тягой 1360 кгс (13,4 кН), предназначенного для гидросамолета Р.В.М. фирмы «Мартин» [227]. Первое испытание этого ЖРД, работавшего на бензине и жидком кислороде, состоялось 6.V.1943 г. Двигатель развил тягу порядка 1440 кгс (14,1 кН) при удельном импульсе 187 с (1830 м/с) и проработал 24 с. В ходе последующих экспериментов с целью увеличения времени непрерывной работы делались попытки подавать в гидромагистраль бензина воду из специального бака, что приводило к снижению температуры сгорания топлива и улучшению охлаждения камеры. Тем не менее, проблема охлаждения оставалась нерешенной. Единственно реальным выходом из создавшегося положения было применение воды для внешнего охлаждения камеры, что требовало установки дополнительного бака и ухудшало летные характеристики самолета. Понимая это, специалисты фирмы решили отказаться от использования в качестве горючего бензина, заменив его водным раствором спирта.

Специалисты фирмы «Аэроджет» совместно с учеными Калифорнийского технологического института разработали жидкостный стартовый ускоритель для самолетов, который в 1942 г. прошел летные испытания на бомбардировщике «Дуглас» А-20-А [46, с. 371; 49, с. 82]. Этот ЖРД развивал тягу 450 кгс (4,42 кН) в течение 25 с, работая на азотной кислоте и анилине [46, с. 371]. К 1945 г. на фирме были созданы и более крупные ускорители такого типа, имевшие тягу, равную соответственно 2720 (26,7 кН) и 1360 кгс (13,4 кН) [46, с. 371].

Следующим шагом на пути разработки ЖРД было создание специалистами фирмы двигателя с тягой порядка 9 т для ракеты «Викинг», первый удачный запуск которой состоялся 3.V.1949 г. Однако работы по двигателю этой ракеты протекали в условиях, когда специалисты США уже ознакомились с достижениями германских специалистов, в частности, с ракетой А- Поэтому в двигателе ракеты «Викинг» использовались уже известные технические решения, в том числе и в области его охлаждения. Кроме указанных, специалисты фирмы в 1945 г. создали двигатели для первых американских тактических ракет «Парк» и «Горгон», которые имели тягу, равную соответственно 280 (2,75 кН) и 160 кгс (1,57 кН) [251, с. 10].

Практически все небольшие американские ЖРД этого периода имели внешнее регенеративное охлаждение. Как правило, необходимая величина зазора охлаждающего тракта в критическом сечении сопла обеспечивалась с помощью вкладыша, охлаждающий тракт делался либо гладким, как, например, на ЖРД (рис. 34) снаряда «Раскел», либо оребренным. Последний имел две основные разновидности.

В 1944 г. по контакту с военным министерством на этой фирме начались работы по созданию ЖРД для ракеты «Вак-Корпорал». Этот двигатель (рис. 33) был изготовлен. Он развивал тягу 680 кгс (6,68 кН), работал в течение 45 с на азотной кислоте и керосине [28, с. 183, 360—361].

Вторая разновидность оребренного тракта применялась, в частности, на двигателе снаряда «Спарк 1А» (рис. 36), на камере, разработанной в Лаборатории реактивного движения Калифорнийского технологического института (рис. 37), и была более удачной. На этих двигателях каналы охлаждающего тракта создавались с помощью оребрения внутренней стенки камеры, что несколько повышало теплоотдачу к хладагенту.

Примером первой из них может служить охлаждающий тракт экспериментальных камер (рис. 35), разработанных по программе работ по снаряду «Вак-Корпорал». Каналы этого тракта образованы путем штамповки внешней стенки камеры. С точки зрения теплопередачи такая конструкция имела своим недостатком то, что в этом случае терялся эффект интенсификации теплоотдачи к хладагенту за счет оребрения.

Еще в 1937 г. курсант Военно-морской академии США Р. Труэкс разработал свой первый ракетный двигатель, который должен был работать на газообразном кислороде и бензине. Камера сгорания этого двигателя имела регенеративное охлаждение бензином «входной части сопла», водяное пленочное охлаждение в районе критического сечения и неохлаждаемую расширяющуюся часть сопла [81, с. 163].

Рис. 3 Внешний вид камеры, разработанной по программе «Вак-Карпорал»

Двигатель Р. Труэкса испытывался при работе на сжатом воздухе, а не на газообразном кислороде, он развивал тягу 4,5 кгс (44 Н) при давлении в камере 10,5 кгс/см2 (1,07 МПа).

Интересно, что идея регенеративного охлаждения была известна Р. Труэксу из работ германских специалистов фирмы «Хейландт» [81, с. 162], разработавших еще в начале 30-х гг. модельный ЖРД с внешним проточным охлаждением спиртом.

Рис. 3 Камера с охлаждающим трактом двигателя снаряда «Раскел»

Логику дальнейших работ Р. Труэкса нетрудно себе представить — она ничем, по существу, не отличалась от логики начальных работ других исследователей. Прежде всего, он попытался исключить применение воды, что, в свою очередь, привело к необходимости обеспечить сохранность сопла другими методами. В результате в ходе огневых испытаний двигателя, работавшего по-прежнему на бензине и сжатом воздухе, состоявшихся в сентябре 1938 г., Р. Труэкс начал отрабатывать метод теплоизоляции сопла, используя при этом в качестве огнеупорных материалов графит, огнеупорные сорта глины и окись алюминия [81, с. 165].

Параллельно исследователь проводил испытания другого двигателя, работавшего на бензине и жидком кислороде и имевшего регенеративное охлаждение. Результаты испытаний оказались неудовлетворительными, так как этот ЖРД прогорал через несколько секунд работы.

1 — охлаждающий тракт; 2 — вход хладагента" Рис. 3 Конструкция камеры, разработанной по программе «Вак-Карпорал» 1 — охлаждающий тракт; 2 — вход хладагента

В декабре 1938 г. Р. Труэкс начал испытывать все свои двигатели на газообразном кислороде. Двигатель, проходивший огневые испытания, на этот раз имел емкостное водяное охлаждение камеры. Кроме того, на некоторых экземплярах применялись огнеупорные материалы для защиты сопла, такие, как двуокись кремния, окись алюминия и карбид вольфрама [81, с. 168].

Р. Труэкс в ходе своих опытов также столкнулся с проблемой неустойчивого горения. При этом он установил, что она решается путем точной регулировки соотношения компонентов [8 с. 164].

Рис. 3 Внешний кожух [1], камера со спиральным оребрением сопла [2] и вкладыш сопла [3] ЖРД снаряда «Спарк 1А»

Испытания продолжались несколько месяцев в течение 1939 г. и закончились проверкой двигателя, имевшего проточное охлаждение водой.

Работами Р. Труэкса заинтересовалось Адмиралтейство США, и он начал проводить свои исследования на военно-морской испытательной станции в Аннаполисе, разрабатывая стартовые ускорители для гидросамолетов. К сожалению, об этом периоде деятельности Р. Труэкса, а также работавшего на этой же станции Р. Годдарда, в настоящее время почти ничего не известно. В. Лей в своей книге отмечает только, что Р. Труэкс создал ускоритель тягой 680 кгс (6,68 кН), а Р. Годдард работал над ускорителем еще большей тяги [46, с. 371] и что оба исследователя заменили, в конечном счете, бензин и кислород на более подходящее топливо [46, с. 201].

Рис. 3 Камера со спиральным оребрением [1] и вкладыш сопла [2] двигателя, разработанного в Лаборатории реактивного движения Калифорнийского технологического института

Таким образом, на рассматриваемом этапе наибольших успехов в решении проблемы охлаждения добились специалисты СССР и Германии, которые в конечном итоге нашли способы обеспечить стационарное охлаждение камер ЖРД. Работы американских специалистов находились на сравнительно низком уровне и даже после ознакомления с достижениями германских специалистов отставали от работ специалистов СССР.

Вот, собственно, и все работы, которые характеризовали уровень американского ракетного двигателестроения в первой половине 40-х годов.





Далее:
Кубасов В.Н. «Прикосновение космоса».
Послесловие.
8. ТРОНЫ.
Глава 7. КОРД И АТГ.
Ю.Кондратюк «Завоевание межпланетных пространств».
Трагический шестьдесят седьмой.
Slayton Donald.
ТРЕНИРОВКА ЖИВОТНЫХ К ПЕРЕГРУЗКАМ.
Спускаемые аппараты АМС «Венера».


Главная страница >  Хронология