книги из ГПНТБ / Мошкин, Е. К. Развитие отечественного ракетного двигателестроения

Компоненты топлива подводились к ним через пуско­ вые краны непосредственно из емкостей независимо от основной массы топлива, направлявшейся в полости охлаждения камеры сгорания и сопла:

Распыленная пусковыми форсунками смесь воспламе­ нялась с помощью двух зажигательных устройств. В цен­ тральной части головки находилась свеча накаливания, а под углом 20° к оси двигателя на головке устанавли­ вались два электрода, между которыми при запуске воз­ никала искра. Запуск двигателя осуществлялся в два приема. Вначале с помощью пусковых форсунок созда­ вался факел у головки и затем открывались краны, и компоненты топлива, находящиеся в полостях охлаж­ дения камеры и сопла под давлением, через основные форсунки начинали поступать в камеру сгорания. Коли­ чество поступающего топлива, а следовательно, и тяга двигателя в соответствии с его дроссельной характери­ стикой зависшій от высоты подъема игл запорных кранов.

Испытания 1939—1940 гг. показали, что при давлении 19,5 ат двигатель развивает тягу в 280 кгс и удельный импульс 202 с. Продолжительность каждого испытания была от 9 до 150 с. Расход топлива на пусковом режиме составлял 0,12 кг/с. Летных испытаний двигатель не про­ ходил.

3.4. КИСЛОРОДНЫЕ ЖРД

Кислородные двигатели, спроектированные в ГИРДе, развивали тягу лишь до 70 кгс при удельном импульсе до 175 с и не обеспечивали длительной надежной рабо­ ты, в РНИИ же требуемая тяга кислородного двигате­ ля составляла 150—300 кгс. Для достижения этого прежде всего нужно было улучшать условия смесеобра­ зования, повышать давление в камере и обеспечить ее надежное охлаждение.

Двигатели 12к

В п е р в о м в а р и а нт е двигателя 12к были исполь­ зованы некоторые решения, реализованные в двигателях 02 и 10 ГИРДа: предкамера со струйными форсунками, грушевидная форма камеры и наружное проточное ох­ лаждение жидким кислородом. С целью увеличения вре­ мени надежной работы камера сгорания и сопло оснаща­ лись профилированными керамическими вставками, ко-

200

Третий вариант двигателя 12к Четвертый вариант двигателя 12к

торые и обеспечивали заданные очертания внутренних контуров газового тракта, зажигание осуществлялось от электросвечи, вводимой в камеру через сопло. Двигатель испытывался в марте 1935 г. На 7-й секунде он прогорел в районе предкамеры, а керамическая облицовка рас­ трескалась.

Во в т о р о м в а р и а н т е двигатель имел камеру сгорания сферической формы из жаропрочной стали, что давало возможность снизить удельный вес конструкции, причем верхнее полушарие облицовывалось изнутри ке-' рамикой из обожженной окиси алюминия. Нижняя часть камеры и сопло изготовлялись из стали и имели наружное проточное охлаждение. При испытании в мае 1935 г. на 19-й секунде прогорела нижняя полусфера камеры.

201

В т р е т ь е м в а р и а н т е двигатель не имел наруж­ ного проточного охлаждения, но вся камера облицовыва­ лась керамикой из окиси алюминия, а сопло — из окиси магния. Струи впрыскиваемых компонентов направля­ лись навстречу друг другу, чем достигалось хорошее пе­ ремешивание их. Испытание двигателя состоялось в марте 1935 г. Двигатель выключили на 27-й секунде для осмотра, при котором обнаружили небольшие трещины в керамической облицовке.

По результатам испытаний всех трех вариантов дви­ гателей, проведя анализ причин, по которым не удава­ лось получить требуемый удельный импульс и устойчивый тепловой режим камеры сгорания, пришли к выводу, что для обеспечения тяги в 300 кгс при давлении в камере около 12—16 ат объем камеры должен быть равным при­ мерно 2 л. Кроме того, так как все опробованные схемы охлаждения и теплозащиты не обеспечивали достаточно длительной надежной работы, то эти варианты двигате­ лей были признаны пригодными только для кратковре­ менных экспериментов !.

С целью исключения термических напряжений, часто при­

пользовали горючее — спирт. При огневых испытаниях, однако, сопло разрушалось через 30 с. Это было объясне­ но недостаточной интенсивностью охлаждения, обуслов­ ленной низкой скоростью движения спирта в проточном тракте.

Двигатели 205

На основании баллистического проектирования бес­ крылых ракет и по результатам огневых испытаний дви­ гателей 12к была установлена необходимость обеспечить постоянство тяги, уменьшить амплитуду колебания дав­ ления в камере, сократить время выхода на режим до 2,5 с, поднять удельный импульс по крайней мере до 215 с, при давлении в камере 20 ат, продолжительности непре-1

1 Позднее двигатель 12 к испытывался на ракете «Авцавнцто»,

202

рывной работы не менее 25 с и весе двигателя не бо­ лее 4 кг.

В соответствии с этими требованиями создавался дви­ гатель 205 в нескольких вариантах. В первом, цельноме­ таллическом варианте, предусматривались струйные форсунки для горючего и одна центральная шнековая для окислителя, поскольку такие форсунки уже полностью оправдали себя на двигателях ОРМ. Камера и сопло охлаждались спиртом; с целью облегчения конст­ рукции для изготовления ряда деталей применялся дю­ раль. Испытывались камера с соплами, изготовленными из дюралюминия и из меди. Опыт показал, что при ско­ рости охлаждающего спирта порядка 6 м/с, двигатель с дюралевым соплом разрушался через 10 с, а с медным— через 20 с.

203

С целью выяснения причин разрушения сопел и в по­ исках надежных методов охлаждения в РНИИ был про­ веден ряд специальных исследований. Было установлено, в частности, что наиболее уязвимым местом является рай­ он перехода винтового тракта в гладкий. Хотя при раз­ работке второго варианта двигателя условия охлаждения уже были улучшены, во время огневых испытаний сопло все же разрушалось в первые же секунды работы дви­ гателя.

В третьем варианте скорость движения спирта в про­ точном тракте была увеличена до 20 м/с. В конце декаб­ ря 1936 г. провели ряд очередных испытаний с никелиро­ ванными медными соплами. При первом испытании, опа­ саясь разрушения, двигатель выключили на 38-й с, причем при давлении в камере в 12,5—15 ат двигатель развил тягу в 94 кгс и удельный импульс 206 с. Во время осмотра двигателя были обнаружены незначительные по­ вреждения. Второе испытание было менее удачным — дви­ гатель разрушился на 27-й с. Продолжительность треть­ его испытания — 44 с. Здесь при давлении в камере 13,5 ат двигатель развивал тягу в 96 кгс и удельный им­ пульс 213 с.

В результате было решено применять оребренные про­ точные тракты и форсунки головки, обеспечивающие луч­ шее распыливание и перемешивание компонентов топлива.

Двигатель РДК-1-150

С целью экспериментальной проверки возможности и целесообразности применения кислородных двигателей на пилотируемых летательных аппаратах был создан дви­ гатель РДК-1-150, работающий на жидком кислороде и этиловом спирте. Конструкторы двигателя Л. С. Душкин и В. А. Штоколов выбрали для РДК-1-150 планер Г-14, который по сравнению с РП-318 обладал большей грузо­ подъемностью и позволял размещать на нем большие емкости для топлива.

Если при разработке двигателей 12к и 205 в качестве прототипов применялись гирдовские двигатели 02 и 10, то при разработке РДК-1-150 широко использовался опыт работы РНИИ над азотнокислотными двигателями.

Головка двигателя РДК-1-150 представляла собой полусферу с двенадцатью центробежными форсунками

204

для кислорода и форсуночным блоком с шестью спирто­ выми форсунками. Между форсунками были установле­ ны две авиасвечи для зажигания. Вследствие малой мощности источника воспламенения в последующих об­ разцах от такого метода зажигания отказались и стали применять пиротехническое и химическое зажигание.

Камера сгорания состояла из внутренней стенки, из­ готовленной из красной меди, и рубашки, выполненной из дюралюминия. Медная камера имела на наружной по­ верхности винтовую четырехзаходную нарезку для про­ тока жидкого кислорода. Сопло и камера соединялись между собой с помощью фланцев. Сопло со­ стояло из внутренней медной стенки, дюралюминиевой рубашки и вкладыша. Четырехзаходная винтовая нарезка

205

Общий вид двигателя РДК-1-150

на наружной поверхности стенки образовывала каналы проточного тракта охлаждения, причем в качестве жид­ кости, охлаждающей сопло, использовалось горючее — спирт, который, пройдя по каналам охлаждения сопла, поступал по трубопроводам в верхнюю полость головки камеры и в стакан с форсунками.

Двигатель РДК-1-150 прошел серию огневых испыта­ ний в мае 1938 г. На первых испытаниях камера прогора­ ла в местах, где струйки кислорода попадали на стенки. После некоторых изменений конструкции головки разру­ шения прекратились. По результатам испытаний в сен­ тябре 1938 г. при давлении в камере в 10 ат была зафик­ сирована тяга в 150 кгс и удельный импульс — 200 с.

В январе 1940 г. двигатель прошел огневые испытания на макете планера Г-14, проработав на режиме расчетной тяги 72 с при давлении в камере в 11 ат. При сравнении двигателей РДА-1-150 и РДК-1-150, предназначенных для пилотируемых летательных аппаратов, по их эксплуата­ ционным, экономическим и ©есовым показателям было установлено, что каждый из них может найти свою об­ ласть рационального применения. __

206

Двигатель П. И. Шатилова

В1935—1936 гг. в РНИИ проводились работы по дви­ гателю конструкции П. И. Шатилова.

Впроекте двигателя были заложены некоторые пер­ спективные идеи. Так, например, компоненты топлива поступали во внутреннюю полость камеры сгорания через микроотверстия, распределенные по поверхности камеры сгорания. К микроотверстиям компоненты топлива под­ водились по продольным каналам, образованным стен­ кой камеры сгорания и рубашкой. Смешивание компо­ нентов происходило около стенок камеры, после выхода из микроканалов. Для улучшения защиты стенок от дей­ ствия высоких тепловых потоков компоненты топлива вытекали из микроканалов в тангенциальном направле­ нии, создавая пристеночный слой.

Испаренный в тракте системы охлаждения жидкий

кислород направлялся в турбину ТНА. Отработанный в турбине кислород в газообразном виде поступал в ка­ меру сгорания.

Таким образом, в двигателе П. И. Шатилова были заложены прогрессивные идеи пористой камеры сгора­ ния и системы подачи с дожиганием отработанного тур­ богаза.

Осуществление двигателя по проекту П. И. Шатило­ ва встретило в РНИИ непреодолимые для того времени технические и технологические трудности. Поэтому в 1936 г. работы по этому двигателю были прекращены.

3.5.РАЗРАБОТКИ КОНСТРУКТОРСКОГО БЮРО

№7 (КБ-7)

Вавгусте 1935 г. при Главном артиллерийском уп­ равлении РККА было организовано конструкторское бюро (КБ-7), в состав которого вошла часть сотрудни­

ков кислородной бригады РНИИ и ряд специалистов из различных предприятий общего машиностроения. КБ-7 возглавил Л. К. Корнеев; в нем работали также А. И. По­ лярный, Э. П. Шептицкий, П. И. Иванов, М. Г. Во­ робьев, А. С. Раецкий и др. КБ-7 имело небольшую про­ изводственную базу, две лаборатории и испытательную станцию. Лаборатория и испытательная станция были оснащены совершенной для того времени измерительной аппаратурой, так как оборудованию огневого стенда в КБ-7 придавалось первостепенное значение.

207

Ракета Р-03

208

чались для ракет Р-03 и Р-06- Они в наибольшей степе­ ни напоминали двигатель 10 ГИРДа с грушевидной ка­

понентов рытесиительмая.

209